一种载人航天器气压控制系统仿真模型

靳健 杨晨 侯永青

（中国空间技术研究院载人航天总体部，北京 100094）

一种载人航天器气压控制系统仿真模型

靳健 杨晨 侯永青

（中国空间技术研究院载人航天总体部，北京 100094）

为支持航天员在轨驻留，载人航天器须利用气压控制系统将密封舱内的氧分压和总压控制在指标范围内。为分析气压控制系统的工作性能，文章提出了一种气压控制系统仿真模型，利用关键参数和主要特性描述公式对气压控制系统的主要要素进行定义，形成了密封舱、航天员、供氧组件、供氮组件、舱体漏孔等的数学模型，并定义了要素之间的接口关系。将正常模式和舱体泄漏模式下的仿真模型计算结果与载人航天器相关地面试验数据进行对比，证明了仿真模型的正确性。最后，利用仿真模型分析了舱体容积和漏孔通径大小对密封舱氧分压和总压变化趋势的影响。

载人航天器；密封舱；氧分压；总压

1 引言

气压控制系统是载人航天器的重要组成部分，其作用是在密封舱内制造出与地面大气类似的人工气压环境，主要包括氧分压和总压的控制，以及在密封舱体因空间碎片击穿等突发事件发生气体泄漏时，在规定时间内维持舱内氧分压和总压水平高于某下限值，以支持航天员进行舱体补漏或进行紧急撤离前的各种操作。国外载人航天器均配备了消耗性高压空气瓶/氧气瓶或者氮气瓶/氧气瓶作为气源，通过压力传感器实时监测舱内氧分压和总压［1-9］，当氧分压或总压水平达到下限时，启动补气组件，气体由高压气瓶经减压阀和供气管路以设定的速率流入密封舱内，直到氧分压或总压达到上限结束。

在载人航天器密封舱气压控制方面，文献［10］中利用集总参数模型和理想气体模型分析了密封舱内氧分压和总压的控制情况，结果表明密封舱内氧分压和总压处于波动状态，且受航天员代谢水平影响，但是文中并没有分析舱体泄漏应急情况下密封舱内气压的变化情况。文献［11］中分析得出了密封舱内氧分压和总压变化规律的解析解，并将计算结果与试验结果进行对比分析，但是该解需要试验数据确定部分参数，给实际使用带来不便，且依然没有考虑舱体泄漏对气压的影响。文献［12］中利用集总参数方法建立了数学模型，计算分析了不同通径漏孔下舱内氧分压和总压的变化趋势，但模型较为简单，并未明确定义气压控制相关的各个要素的数学描述和要素间的接口关系。

本文利用集总参数方法建立了一种单舱载人航天器气压控制系统仿真模型，利用关键性能参数、代数方程、微分方程对各个要素的性能进行描述，从而形成各个要素的数学模型和接口关系，可对正常模式下密封舱氧分压、总压变化趋势，以及不同参数对氧分压、总压控制效果的影响进行实时分析，还可分析舱体泄漏模式下，密封舱氧分压、总压的变化趋势，为载人航天器空气环境控制系统参数设计和优化提供依据，并为应急模式下应对措施的设计提供参考。

2 仿真分析模型

2.1 密封舱气压控制要素

参考国内外载人航天器［1-9］气压控制系统设计，与密封舱气压控制直接相关的要素如下。

（1）密封舱：是航天员的驻留场所，氧气的补加、氮气的补加、航天员代谢耗氧、舱体的泄漏和空气温度变化等因素，均会改变密封舱内气体的质量、成分和气压。

（2）航天员：非泄漏模式下，航天员代谢耗氧是最主要的氧气消耗方式，而航天员总代谢速率随着代谢水平、人数的变化而变化。

（3）供氧组件：包括高压氧气瓶、减压阀、控制阀等部件，用于监测密封舱内氧分压水平。当氧分压低于下限时，以固定速率向密封舱内补充氧气，直到氧分压达到上限结束。

（4）供氮组件：包括高压氮气瓶、减压阀、控制阀等部件，用于监测密封舱内总压水平。当总压低于下限时，以固定速率向密封舱内补充氮气，直到总压达到上限结束。

（5）舱体漏孔：当密封舱因微流星或空间碎片击穿出现漏孔时，舱内空气泄漏至舱外空间环境，舱内气压快速下降，此时开启供氧组件和供氮组件向密封舱内补气，在设定时间内维持气压高于安全限值。

综上所述，载人航天器气压控制系统结构组成如图1所示。

图1 气压控制系统结构Eig.1 Structure of air pressure control system

2.2 气压控制系统仿真分析模型说明

本文采用数学分析软件平台Ecosimpro作为载人航天器气压控制系统仿真建模的基础平台。该平台是ESA官方选用分析工具，配备有载人航天器环控生保模型数据库（ECLSS Library），包含环控生保系统常用设备的数学模型，定义了各个数学模型的参量、变量、公式、接口，模型的正确性经过了在轨航天器的验证。ESA曾利用该数据库搭建“国际空间站”哥伦布舱空气环境控制系统仿真分析模型，用于哥伦布舱空气环境控制系统的设计与在轨性能分析工作［13］。

气压控制系统各个要素的控制方程见文献［14］，具体描述如下。

2.2.1 密封舱

密封舱氮气、氧气的容纳空间，航天员的代谢耗氧，舱体泄漏，温度变化等因素，会造成密封舱内气体质量和气压变化。因此，密封舱的主要控制方程为质量守恒方程和能量守恒方程。在建模过程中，遵循如下假设：密封舱内的空气温度和空气成分均匀一致。

1）质量守恒方程

式中：mj为密封舱内空气中第j种物质成分的质量；wi为流入密封舱的空气质量流量；xi，j为流入密封舱的空气中第j种物质成分的质量百分比；wo为流出密封舱的空气质量流量；xo，j为流出密封舱的空气中第j种物质成分的质量百分比；wl，j为航天员代谢产生的第j种空气物质成分的质量流量；t为计算时间。

式中：Mair为密封舱内空气的总质量；N为空气物质成分数目。

式中：xair，j为密封舱内第j种空气物质成分的质量百分比。

式中：yair，j为密封舱内第j种空气物质成分的摩尔百分比；MW，j为密封舱内空气第j种物质成分的摩尔质量。

式中：ρair为密封舱内空气密度；Vair为密封舱容积。

2）能量守恒方程

式中：Uair为密封舱内空气的内能；hi为流入密封舱的空气焓值；ho为流出密封舱的空气焓值；qair为进入空气的总热量。

式（1）～（6）确定了密封舱内空气的密度ρair、内能Uair和各种物质成分的摩尔百分比yair，j，则舱内空气状态可以确定，舱内气压Pair、空气温度Tair和空气焓值hair可以通过理想气体相关方程求出，各种物质成分的分压如下。

2.2.2 供氧组件和供氮组件

供氧组件和供氮组件分别监测密封舱内氧分压和总压水平，当氧分压或总压低于下限时，启动补气流程，以设定的固定速率向密封舱内补气，当氧分压或总压达到上限时，补气流程结束。因此，补气量随时间的变化率就是补气速率，控制方程如下。

式中：MO为补氧质量；wm，O为补氧质量流量。

式中：MN为补氮质量；wm，N为补氮质量流量。

2.2.3 舱体漏孔

通过漏孔的空气质量流速计算公式，参见文献［15］和［16］。当漏孔的空气流速处于亚音速范围式，即

式中：漏孔出口和进口气压比值R=po/pi，po和pi分别为漏孔出口气压和进口气压；γ为空气定压比热与定容比热之比。

通过漏孔的空气质量流量为

式中：Cd为漏孔排气系数，式（11）和式（13）中都取1；漏孔流通面积At=πd2/4，d为漏孔通径；ρi为漏孔进口空气密度。

当漏孔的空气流速处于音速范围时，即

通过漏孔的空气质量流量为

载人航天器气压控制系统仿真模型如图2所示。

图2 气压控制系统仿真模型Eig.2 Simulation model of air pressure control system

2.3 仿真模型验证

为验证本文仿真模型的正确性，将模型计算得到的密封舱氧分压和总压随时间变化的结果与地面试验结果进行对比。在地面试验中，2名航天员在容积为59 m3的模拟密封舱内连续驻留15 d。其中：2名航天员的人均耗氧速率为0.73 kg/d，密封舱内空气温度由温湿度控制系统控制在20～22℃内，氧分压的控制范围是20.0～24.0 k Pa，通过氧分压传感器和总压传感器监测模拟密封舱内氧分压和总压的变化趋势。

仿真模型设定与驻留试验一致的密封舱容积、航天员耗氧速率、氧分压上下限值，并设定密封舱内空气温度为21℃，将计算结果与试验结果进行对比，见图3和图4。

图3 氧分压计算结果与试验结果对比Eig.3 Comparison of oxygen partial pressure between calculation and experiment

图4 总压计算结果与试验结果对比Eig.4 Comparison of total pressure between calculation and experiment

由图3和图4可知，仿真模型的计算结果与试验结果吻合程度较好。

本文还将舱体泄漏模式下总压变化时间的计算结果与试验结果进行了对比。地面试验在真空罐中开展，真空罐中的气压为9.0 Pa，密封舱容积为40 m3，泄压孔通径为28 mm，泄压过程中空气温度范围为8～10℃，总压由初始99.7 kPa泄至30.0 kPa，试验测试所需时间为15 min30 s。同等条件下，仿真模型计算结果为16 min8 s。总压由初始30.0 kPa泄至3.0 kPa，试验测试所需时间为33 min36 s，仿真模型计算结果为31 min2 s。

通过上述对比，证明了本文仿真模型的正确性。

3 模型算例

为说明本文仿真模型在载人航天器气压控制系统中的应用，在此给出2个算例。

3.1 正常模式下密封舱气压变化趋势分析

文献［10］中计算了航天员代谢水平变化情况下密封舱氧分压和总压的变化情况，本文通过仿真模型计算了舱体未发生泄漏时，密封舱容积变化对氧分压和总压控制情况的影响，在计算过程中假设如下。

（1）密封舱内不同位置氧分压分布是一致的，忽略分布的不均匀性。

（2）航天员在轨驻留期间，代谢水平会随着不同的活动形式发生改变，耗氧速率也会随着变化，为简化计算过程，设定航天员的耗氧速率是恒定的，参考“国际空间站”的设计经验，单个航天员的耗氧速率设定为0.86 kg/d。

（3）密封舱内空气温度维持在21℃。

（4）由于驻留时间较短，忽略舱体泄漏。

计算设定的主要初始条件和边界条件如下。

（1）密封舱的有效气体容积取36 m3、50 m3和70 m3。

（2）参考“国际空间站”［8］的指标要求，氧分压控制范围是20.0～24.0 kPa，总压控制范围是87.0～100.0 kPa。

（3）密封舱初始氧分压为21.2 kPa；初始总压为97.0 k Pa。

（4）航天员人数为3人。

（5）氧气瓶补氧速率为0.001 2 kg/s，氮气瓶补氮速率为0.001 8 kg/s。

本文计算了5 d驻留时间里密封舱内氧分压和总压随时间的变化，结果如图5～6所示。

由图5可知，密封舱内的氧分压水平出现周期性变化。随着航天员代谢耗氧，氧分压不断降低，直至达到下限；然后供氧组件启动，氧分压快速上升至上限后，供氧过程结束。在整个计算过程中，氧分压水平均满足20.0～24.0 k Pa的指标要求，表明补氧速率满足氧分压控制要求。随着密封舱容积的增大，密封舱氧气容量增大，在航天员耗氧速率不变的前提下，相同时间内氧分压下降的速率变慢，氧分压达到下限后，补气所需的时间也加长。在5 d里，36 m3的密封舱氧分压有7次上下限循环，50 m3的密封舱氧分压有5次上下限循环，70 m3的密封舱氧分压有4次上下限循环。

图5 5 d内氧分压变化趋势Eig.5 Varying trend of oxygen partial pressure in 5 days

图6 5 d内总压变化趋势Eig.6 Varying trend of total pressure in 5 days

由图6可知，密封舱总压水平也出现周期性变化。由于没有舱体泄漏、补氮气过程和空气温度的变化，总压的波动是由于氧分压波动引起的，随着密封舱容积的增大，总压循环变化的次数减少。在整个计算过程中，总压的水平始终满足87.0～100.0 k Pa的指标要求，但当氧分压达到上限时，总压水平也达到99.6 k Pa，接近指标上限，这表明在确定密封舱压力体制的过程中，必须综合考虑总压实际控制范围与氧分压控制范围间的匹配关系，避免供氧工程中造成总压超标。

3.2 舱体泄漏模式下气压变化趋势分析

文献［12］中研究了不同漏孔通径下密封舱总压变化趋势，以及6 mm通径漏孔对应的氧分压变化趋势，但文中并没有明确密封舱容积以及补气速率。本文针对容积为36 m3的密封舱，分析了不同漏孔通径下密封舱氧分压和总压的变化趋势，并分析了补气速率对泄漏情况下氧分压和总压的影响。

在计算过程中设定如下。

（1）密封舱内不同位置氧分压分布是一致的，忽略分布的不均匀性。

（2）由于计算时间较短，忽略航天员的耗氧量。

（3）参考文献［12］，计算过程中密封舱空气温度维持在21℃。

计算设定的主要初始条件和边界条件如下。

（1）密封舱有效气体容积为36 m3。

（2）为支持航天员在轨堵漏或者撤离，气压控制系统应维持密封舱总压不低于70.0 k Pa、氧分压不低于18.0 kPa的时间不少于1200 s。

（3）密封舱初始氧分压为21.2 k Pa，初始总压为97.0 k Pa。

（4）舱外空间环境气压为1×10-5Pa。

（5）密封舱漏孔通径分别为3 mm、6 mm和10 mm。

（6）氧气瓶初始补氧速率为0.001 2 kg/s，氮气瓶初始补氮速率为0.001 8 kg/s。

计算结果如图7～9所示。

图7 密封舱漏气速率Eig.7 Leaking flux of pressurized cabin

图8 密封舱泄漏时氧分压变化趋势Eig.8 Oxygen partial pressure in pressurized cabin during cabin leaking

图9 密封舱泄漏时总压变化趋势Eig.9 Total pressure in pressurized cabin during cabin leaking

（1）由图7可知，当漏孔通径为10 mm时，在计算开始时舱体泄漏速率达到最高的0.018 0 kg/s，随着舱内总压不断下降，舱内外压差逐渐减小，舱体泄漏速率也持续减小。由图8可知，氧分压由初始的21.2 k Pa快速下降至20.0 k Pa的下限，供氧组件开启，氧分压下降的速率有所减小，但是到1200 s时，氧分压已经减小至14.7 k Pa，低于18.0 kPa的氧分压应急下限值，或者说，能够维持氧分压不低于18.0 kPa的时间只能到480 s。由图9可知，总压由初始的97.0 k Pa快速下降至87.0 k Pa的下限，供氮组件开启，总压下降的速率有所减小，但是到1200 s时，总压已经减小至63.0 kPa，低于70.0 k Pa的总压应急下限值，或者说，能够维持总压不低于70.0 k Pa的时间只能到850 s。

（2）当漏孔通径为6 mm时，舱体最高泄漏速率下降至0.006 4 kg/s，且随时间变化趋势较为缓慢。氧分压下降趋势明显慢于通径为10 mm的情况。当氧分压下降至20.0 k Pa下限时，供氧组件开启，氧分压下降速率明显减小，到1200 s时，氧分压减至19.6 k Pa，满足不低于17.0 kPa的氧分压应急下限值。总压下降速率也明显慢于通径为10 mm的情况。当总压下降至87.0 kPa下限时，供氮组件开启，总压下降速率明显减小，到1200 s时，总压减小至84.0 kPa，满足不低于70.0 kPa的总压应急下限值。

（3）当漏孔通径为3 mm时，舱体最高泄漏速率下降至0.001 8 kg/s，且在整个计算过程中几乎保持不变。氧分压下降速率进一步降低，到1200 s时减至20.2 kPa，供氧组件没用启动。总压下降速率进一步降低，到1200 s时减至92.5 k Pa，供氮组件没有启动。

由上面的分析可知，当漏孔通径为10 mm时，氧分压和总压能够维持的时间无法满足指标要求，解决这一问题的有效方法是加大舱体泄漏时的补氧速率和补氮速率。针对10 mm通径漏孔，本文分析了不同补气速率对应的舱压维持时间。由于补氧过程会影响总压水平，但是补氮过程不会影响氧分压水平，因此先分析补氧速率与氧分压维持在18.0 kPa以上时间的关系，如图10所示。

图10 氧分压维持在18.0 kPa以上的时间与补氧速率的关系Eig.10 Relation between time of oxygen partial pressure above 18.0k Pa and oxygen makeup flux

由图10可知，随着补氧速率的增加，氧分压维持在18.0 kPa以上的时间也呈非线性趋势增加。当补氧速率达到0.003 0 kg/s时，氧分压维持在18.0 kPa以上的时间达到1200 s。维持此补氧速率，然后分析补氮速率与总压维持在70.0 k Pa以上时间的关系，如图11所示。

图11 总压维持在70.0 kPa以上的时间与补氮速率的关系Eig.11 Relation between time of total pressure above 70.0k Pa and nitrogen makeup flux

由图11可知，随着补氮速率的增加，总压维持在70.0 k Pa以上的时间也逐渐增加，当补氮速率达到0.003 6 kg/s时，总压维持在70.0 kPa以上的时间达到1200 s。

4 结束语

本文对载人航天器气压控制系统的主要要素性能进行了描述，得到了各个要素的数学模型，并定义了它们之间的接口关系，形成了载人航天器气压控制系统的仿真模型，可用于分析正常模式下和舱体泄漏模式下密封舱内氧分压和总压的变化趋势，确定关键参数取值范围。作为仿真模型的应用，本文分别给出了2种模式下的算例，计算分析了不同密封舱容积、不同漏孔通径和补气速率对密封舱氧分压和总压变化趋势的影响，表明本文仿真模型可用于载人航天器气压控制系统的设计以及性能验证。

本文的仿真模型是针对单舱载人航天器建立的，参考“国际空间站”可知，大型空间站组合体舱体数远多于2个，但通常由单一舱段对整个组合体密封舱的气压进行集中控制，随着舱段数增多，控制过程也愈加复杂，因此后续将以更多舱段集中气压控制过程分析作为研究重点。

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（编辑：夏光）

Simulation Model for Air Pressure Control System of Manned Spacecraft

JIN Jian YANG Chen HOU Yongqing
（Institute of Manned Space System Engineering，China Academy of Space Technology，Beijing 100094，China）

In order to support crew resides，oxygen partial pressure and total pressure of pressurized cabin in manned spacecraft should be controlled within a specific range by using air pressure control system.In order to analyze the working performance of air pressure control system，a simulation model is proposed.The air pressure control system are defined by the equations describing key parameters and characteristics，and a mathematic model is developed，including pressurized cabin，crew，oxygen makeup assemble，nitrogen makeup assemble，leaking throat on cabin wall and interface relation between modules.By comparing calculating results of normal mode and leaking mode with ground experiment results of manned spacecraft，the veracity of the model is proved.By using this model，the effects of the pressurized cabin volume and diameter of the leaking orifice on varying trend of oxygen partial pressure and total pressure are analyzed.

manned spacecraft；pressurized cabin；oxygen partial pressure；total pressure

V476

A DOI：10.3969/j.issn.1673-8748.2015.03.009

2014-06-26；

2014-09-08

国家重大科技专项工程

靳健，男，博士，工程师，从事空间站热管理系统设计工作。Email：jinjian0331@126.com。