一种并网式载人航天器控温回路系统设计

（中国空间技术研究院载人航天总体部，北京 100094）

1 引言

载人航天器热负荷水平较高，且航天员活动区的空气、温度水平控制范围与设备区不同［1-3］，因此，国内外载人航天器均采用内、外双回路系统作为主要热量传输系统。外回路安装在密封舱外，存在因微流星、空间碎片撞击发生工质泄漏的风险，严重时会造成系统失效，且难以开展在轨维修，因此必须采取高可靠性设计。和平号空间站采用双内回路和双外回路完全备份设计；“国际空间站”也装有双外回路系统，两条回路的配置一致，互为备份，此外，它的中温内回路和低温内回路还采用了耦合设计［4-10］。双外回路系统虽然提高了可靠性，但会造成系统质量大幅度提高，也存在因共因失效造成两条回路同时出现故障的风险。本文针对某两舱段载人航天器，设计了一种结构简单的单舱和舱间双层次并网控温回路系统，可有效提高故障情况下回路系统可收集处理的热负荷水平，从而提高各舱回路系统的可靠性。

针对上述设计，本文建立了主动控温回路系统的仿真分析模型，研究了双层次并网控温回路系统的性能，分析了不同等级故障下载人航天器所能承受的热负荷水平。

2 并网控温回路系统设计

本文的研究对象是由舱A 和舱B 两个设备配套和热负荷水平一致的载人航天器舱段组成的组合体，两个舱体均由运载火箭发射升空，在轨通过交会对接组装形成两舱组合体。并网控温回路系统结构分为单舱和舱间两个层次。

（1）单舱外回路并网：外回路系统中的管路被微流星和空间碎片击中概率最高的部位是与辐射器面板直接连接的管路，因此设定两条并联的支路与辐射器面板连接，互为备份，而其他位置的外回路系统只配置一套。

（2）舱间内回路并网：通过舱间换热器实现两舱内回路之间热量的传输，当某舱外回路失效时，通过并网系统将该舱段热量传递给另一个舱段进行辅助排散。

2.1 舱体热负荷水平和温度要求

参考我国前期载人航天器的设计经验，密封舱内设备分为冷干组件、平台设备和实验设备，各设备热负荷水平和温度要求见表1。其中，温度范围的选取参考我国前期载人航天器的设计经验。

需要注意的是，当舱A 冷干组件正常工作时，舱B冷干组件关闭；当舱A 冷干组件不能工作时，要启动舱B冷干组件，两舱热负荷水平也作相应调整。

表1 舱A和舱B的控温回路热负荷水平和温度要求Table 1 Heat load and temperature requirements for thermal control loop of Cabin A and Cabin B

2.2 单舱控温回路系统

舱A 和舱B由于均存在单独在轨飞行阶段，因此均须配备独立完善的回路系统。参考“国际空间站”美国实验舱［11］和我国前期载人航天器设计经验，舱A 和舱B 分为内回路和外回路系统，而内回路分为低温内回路和中温内回路。

（1）参考“国际空间站”美国实验舱设计经验，低温内回路为冷干组件和部分有低温需求的在轨实验设备提供冷源，低温内回路温度由外回路直接控制，工质设定为纯水。根据表1可知，有低温需求的设备为A1／B1 和A2／B2，总热负荷水平为1000 W，由于A1／B1 的热负荷为600 W，且A1／B1最佳的温度变化范围是4 ℃，取余量，该温度变化范围设定为不超过2 ℃，可算得低温内回路流量为250kg／h。

（2）参考“国际空间站”美国实验舱设计经验，中温内回路为平台设备和实验设备提供冷源，中温内回路设置温控阀和支路，通过调节流入中温中间换热器的工质流量来控制回路温度水平，控温点设在中温中间换热器内侧工质出口处，为防止管路因温度过低出现冷凝结露现象，控温点标准控制温度设定为18 ℃，工质为纯水。根据表1可知，中温内回路收集热量的平台设备总热负荷水平为2900 W，载荷设备总热负荷水平为2400 W，平台设备最佳温度上限为30 ℃，因此，设定流过平台设备的工质温度不超过30 ℃，即温度升高不超过12 ℃，取5 ℃余量，设定温度升高不超过7℃，可算得中温内回路流量为360kg／h；为减小管路系统中工质的流动阻力且便于温度控制，中温内回路分为4条流量相等的并联支路，每条支路上游连接平台设备，下游连接实验设备。

（3）参考我国前期载人航天器设计经验，外回路收集内回路热量，并传递给体装式辐射器，在体装式辐射器进口处设置温控阀和支路，通过调节流入辐射器的工质流量来控制回路温度水平；控温点设在辐射器工质出口处，为防止低温内回路结冰，控温点标准控制温度为2 ℃。根据前期设计经验，辐射器表面涂层的红外发射率为0.92，太阳光吸收率为0.2，平均散热能力可取150 W／m2，根据表1，辐射器面积可取42m2。体装式辐射器布设在密封舱外且面积较大，存在被微流星或空间碎片撞击的风险，可能造成辐射器管路泄漏，从而造成整条外回路失效，因此，辐射器管路是整个回路系统的薄弱环节。本文将与辐射器连接的管路分为两条并联的支路，而其他外回路管路只设定一条，这样既增加了可靠性，也没有显著增加系统质量。

综上所述，舱A 和舱B的单舱流体回路系统结构如图1所示。

图1 单舱主动控温回路系统Fig.1 Active thermal control loop system structure of singe cabin

2.3 并网控温回路系统

为进一步提高载人航天器系统的可靠性，确保舱段外回路完全故障时的系统安全，本文参考文献［11］，通过舱间换热器、管路和阀门将舱A 和舱B 内回路进行耦合。由于中温内回路承担了除冷干组件外所有平台设备的散热功能，因此，选择将舱A 和舱B的中温内回路进行耦合设计。为了便于在两舱的中温内回路间制造出温差，并避免热量调配过程中对设备温度的影响，将两舱耦合的位置均设定在中温内回路最下游的主管路位置。当某个舱段外回路发生故障且彻底失效时，可以启动该耦合回路系统，将故障舱段的中温内回路收集的热量通过舱间换热器传递给另一个舱段，从而进行辅助排散，以确保故障舱段平台系统继续工作，为后续的维修创造条件。

并网控温回路系统结构见图2。在舱A 和舱B的中温内回路下游加装三通阀和截止阀（见图2中红色虚框位置），引出管路支路，并设置并网换热器，两舱引出的管路支路通过该并网换热器实现热量的交换。在正常情况下，通过控制截止阀和三通阀使两舱的中温内回路工质不流入并网控温回路系统，这时舱A 和舱B 的控温回路系统彼此独立。要进行舱间热量传输时，关闭两舱的中温内回路下游的截止阀，并控制三通阀门的张开角度，使中温内回路工质全流量流过并网控温回路系统，并通过并网控制器实现热量在舱间的传输。

图2 舱A 和舱B间的并网控温回路系统Fig.2 Coupled thermal control loop system between Cabin A and Cabin B

3 仿真分析

3.1 仿真模型及设置

本文采用Sinda-Fluint软件建立了并网控温回路系统非稳态计算模型，主要控制方程描述如下。

质量方程为

式中：ρ为工质密度；S为流体回路截面积；u为流速；t为在轨飞行时间；x为流程。

动量方程为

式中：p为压力；局部阻力为局部阻力系数；沿程壁面摩擦阻力fm为沿程阻力系数；sM为动量源。

能量方程为

式中：U为内能；H为焓；λ为导热系数；T为液体工质温度；h为对流换热系数；Tw为管壁温度；Sw为对流换热面积；Qi为输入热量。

为了使模型封闭，必须引入流动传热的物理关系式。将式（1）～（3）中的空间项离散，时间项保持连续，并将分布参数问题转化为集中参数问题，得到离散模型。

式中：M为工质节点质量；en为第n根管路的流率矫正系数；θr，n为第n根管路内工质的质量流率；N为管路总数。

式中：Sf为管路流通截面积；L为管路长度；pu为管路上游静压；pd为管路下游静压；Κc为压头系数；fng为非可获得损失系数；Ζ为流率指数；fg为可获得损失系数；fd为界面阻力系数。

式中：Ιn为第n根管路连接偏移因子；Qd为工质节点能量源或能量汇；pl为工质静压；Vd为节点容积变化率；Vo为体积流率；Co为节点外壁兼容系数。

舱间并网控温回路系统模型结构见图3。其中，固态节点总数为276个，流体节点总数为183个。

仿真分析采用近地轨道（LEO），轨道高度为400km，太阳入射角为0°。载人航天器在轨飞行采用三轴对地姿态，辐射器轴线与载人航天器飞行速度方向一致。太阳常数为1354 W／m2，地球反射太阳辐射系数选为0.3，设定地球辐射温度为250K。

图3 舱间并网控温回路系统模型Fig.3 System model of inter-cabin coupled thermal control loop

3.2 仿真结果与分析

3.2.1 外回路无故障情况

当外回路无故障时，舱A 和舱B处于标准工作模式，两舱的内回路彼此独立。以舱A 为研究对象，设定舱A 的冷干组件开启。舱A 外回路控温点和中温内回路控温点的温度随在轨时间的变化趋势见图4。

图4 舱A 回路控温点温度Fig.4 Control point temperature of Cabin A loop

舱A 的外回路流过辐射器的工质流量和流过旁路的工质流量见图5（a），舱A 的中温内回路流过中温中间换热器的工质流量和流过旁路的工质流量见图5（b）。

由图4（a）可知，标准工作模式下，通过外回路温控阀的调节，外回路控温点稳定在2℃。由图4（b）可知，通过中温内回路温控阀的调节，中温内回路控温点温度稳定在18℃，内、外回路控温点均满足控制要求。由图5（a）可知，通过调节控温阀的张开角度，流过辐射器的流量随着轨道位置周期变化，在阳照区时，流过辐射器的流量峰值达到0.23kg／s，占总流量的92%。由于外回路控温点温度稳定在2℃，因此由图5（b）可知，中温内回路流过中间换热器的流量稳定在0.088kg／s，占总流量的88%。

图5 舱A 回路工质流量分配Fig.5 Flux distribution of Cabin A loop

由于内、外回路控温点温度稳定，因此回路上各热负载的工作温度也处于稳定状态。在标准工作模式下，各设备的温度见表2，内回路各热负载的温度均处于最佳范围。

表2 标准工作模式下舱A各热负载温度Table 2 Equipment temperature of Cabin A under standard working pattern

3.2.2 单条辐射器支路故障情况

在本文算例中，舱A 保持标准工作模式时，设定计算起始时间t0为2000s。t0～t0＋8000（s）阶段，辐射器两条回路均正常工作；在t0＋8000（s）之后，外回路辐射器单条支路发生故障，通过关闭该支路上、下游的截止阀来隔离该支路，这时外回路工质会全流量流过另一条正常运行的支路，辐射器的散热能力也会发生变化。外回路控温点和中温内回路控温点的温度随在轨时间的变化趋势如图6所示。

图6 舱A 的中温内回路控温点温度Fig.6 Control point temperature of Cabin A loop

由图6（a）可知，标准工作模式下，在单条外回路支路故障前，外回路控温点温度稳定在2℃；单条外回路支路故障后，控温点温度显著上升，且随着轨道位置发生周期变化，峰值达到11 ℃。由图6（b）可知，在外回路支路故障前，中温内回路控温点温度稳定在18 ℃；单条外回路支路故障后，控温点温度显著上升，且随着轨道位置发生周期变化，峰值达到25.35 ℃。

内回路控温点温度随着轨道位置变化时，回路上的热负载温度也会随之周期变化，回路上各热负载的工作温度峰值见表3。由表3可知，标准工作模式下，由于单条外回路故障造成辐射器散热能力下降，低温内回路热负载温度已经超出指标要求，而中温内回路热负载温度也明显上升，不过仍处于允许范围内。

表3 标准工作模式下舱A各热负载温度峰值Table 3 Equipment temperature peak of Cabin A under standard working pattern

根据仿真结果可知，单条外回路支路故障时，载人航天器已经无法维持在标准工作模式下，须关闭部分设备降低热负荷水平，直至所有设备温度能够维持在允许范围内。关闭顺序是先关闭实验设备，后关闭非核心平台设备。设定舱A 标准工作模式热负荷为Qstd，关闭部分设备后的热负荷为Qpre，监测A1（冷干组件）的温度TA1，结果如图7所示。

图7 舱A 不同热负荷水平下冷干组件换热面温度Fig.7 Temperature of condenser heat exchanger surface under different heat loads in Cabin A

由图7可知：为将冷干组件换热面温度维持在12℃以下，须在标准工作模式基础上关闭600W 实验设备，占标准工作模式总热负荷的9.5%；为将冷干组件换热面温度维持在8 ℃以下，须在标准工作模式基础上关闭1800 W 实验设备，占标准工作模式总热负荷的28.5%。上述结果表明，辐射器并联支路设计有效地提高了回路控温系统的可靠性，在单条外回路支路故障情况下，总散热能力损失量不超过28.5%。

3.2.3 外回路完全失效情况

在本文算例中，舱A 的外回路发生故障完全丧失功能时，须开启舱间并网控温回路系统，利用舱B辅助舱A 散热。为尽可能减少舱A 的热负载温度上升幅度，应尽可能降低舱A 和舱B 的热负荷水平。设定计算起始时间t0为0s，事件顺序如下。

（1）t0～t0＋5950（s）阶段，舱A 和舱B处于标准工作模式（舱A 冷干组件开启），两舱控温回路系统独立运行。

（2）t0＋5950（s）之后，舱A 外回路因故障丧失功能。

（3）t0＋6000（s）之后，舱A 调节至实验设备关闭工作模式，并关闭其冷干组件；舱B 调节至实验设备关闭工作模式，并开启其冷干组件。

（4）t0＋6050（s）之后，开启两舱之间的并网控温回路系统。

在上述过程中，两舱的中温回路控温点温度随在轨时间的变化趋势见图8（a）。舱B 外回路控温点温度随在轨时间的变化趋势见图8（b）。两舱的中温内回路流过中温中间换热器的工质流量和流过旁路的工质流量见图9（a）。舱B 的外回路流过辐射器的工质流量和流过旁路的工质流量见图9（b）。

图8 回路控温点温度Fig.8 Control point temperature of loops

图9 回路流量分配Fig.9 Flux distribution of loops

由图8（a）可知：在t0＋5950（s）之后，由于外回路故障，舱A 的中温内回路控温点温度出现一个跳跃；在t0＋6000（s）之后，由于开启了舱间并网控温回路系统，舱A 的中温内回路控温点温度开始下降，并最终稳定在26.3 ℃，而舱B 的中温内回路控温点温度在整个过程中都稳定在18 ℃。由图8（b）可知：舱B 的外回路控温点温度在整个过程中都稳定在2 ℃。由图9（a）可知：在t0＋6000（s）之后，为了维持中温内回路温度，舱A 的中温内回路工质已经全部流过中间换热器，而舱B 的中温内回路工质流过中间换热器的流量由t0＋6000（s）之前的0.065kg／s增加到0.080kg／s。由图9（b）可知：在t0＋6000（s）之后处于阳照区时，舱B的外回路工质流过辐射器的峰值流量由t0＋6000（s）之前的0.200kg／s增加到0.235kg／s。根据上述结果可知，舱间并网控温回路启动后，舱A 的中温内回路控温点温度虽然上升，但最终可以稳定，而舱B 的中温内回路控温点温度未受影响。

舱间并网控温回路系统启动后，两舱回路上各热负载的工作温度见表4和表5。由表4和表5可知，舱A 的外回路发生故障后，通过启动舱间并网控温回路系统，可以维持舱A 平台设备正常工作，平台设备温度处于允许范围内，而舱B 运行在实验设备关闭工作模式时，所有设备温度处于最佳范围内。

表4 舱A的各热负载温度Table 4 Equipment temperature of Cabin A

表5 舱B的各热负载温度水平Table 5 Equipment temperature of Cabin B

为了评估通过舱间并网控温回路系统可以支持舱A 承受的最大热负荷，逐渐开启舱A 的中温内回路上的实验设备（热负荷水平Qp），监测舱A 中的A5设备温度TA5变化，期间，舱B 的热负荷水平维持在3500 W，计算结果见图10。

图10 舱A 不同热负荷水平下A5温度Fig.10 Temperature of A5under various heat loads of Cabin A

由图10可知，当舱B 维持在实验设备关闭工作模式时（冷干组件开启），舱A 可以通过舱间并网控温回路系统的支持开启最大热负荷为1100 W 的实验设备，此时，舱A 的总热负荷水平达到4000 W（2900W＋1100W），占标准工作模式热负荷水平的63.5%。

4 结束语

本文设计了一种载人航天器单舱和舱间双层次并网控温回路系统，建立了控温回路系统非稳态仿真分析模型，分析了回路系统正常工作、单条外回路支路故障、外回路完全故障下的控温回路系统性能。结果显示：在单条外回路故障下，系统总散热能力损失不超过28.5%；舱A 或舱B 的外回路完全故障时，启动舱间并网控温回路系统，故障舱段可维持的热负荷水平占标准工作模式热负荷水平的63.5%。上述结果表明，该回路系统可以有效地降低回路系统散热能力的损失，提高系统的可靠性，为后续多舱段载人航天器控温回路系统的设计提供参考。

本文针对两舱组合体建立回路系统模型，参考国外空间站可知，大型空间站组合体舱体数远多于两个，随着舱段数增多，并网式控温回路系统在提高系统可靠性方面将体现出更大优势，也会造成故障工作模式的复杂性，因此，在后续研究分析中，将以更多舱段并网控温回路系统的结构和性能作为重点。

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