载人飞船返回舱着陆待援段换热性能研究

2018-12-19明章鹏贾世锦邵立民杨海峰

航天器环境工程 2018年6期

明章鹏，贾世锦，邵立民，杨海峰，付杨

（北京空间技术研制试验中心，北京 100094）

0 引言

载人飞船返回舱是航天员返回过程中执行关键指令和维持着陆待援段生活的舱段，需具备较舒适的温湿度环境条件，满足航天员在舱内的生活需求，等待地面回收人员辅助出舱。载人飞船返回过程中的气动加热会抬升返回舱结构和舱内空气的温度，由于返回舱热容较大，短时间待援时舱内温度主要受舱体热容影响；随着待援时间的延长和舱体结构温度的降低，周围环境条件和返回舱与周围环境的换热性能将成为影响返回舱内温湿度环境的关键因素。而由于返回舱结构的复杂性、各种换热途径同时存在以及关键参数的不确定性，难以通过软件建模的方法进行着陆待援段返回舱内热环境的纯理论数值计算，需开展载人飞船返回舱与周围环境的换热性能试验研究。

1 着陆待援段返回舱换热分析

航天员乘组执行空间飞行任务后，乘飞船返回舱回到地面。正常着陆状态下，返回舱防热大底已抛，侧壁烧蚀防热材料被不同程度地烧蚀，主动流体回路和返回舱电加热回路等主动控温措施不工作，需开启通风阀依靠风机实现返回舱与外部环境的传热传质，并通过返回舱结构的被动热控设计来保持返回舱内合适的空气成分和温湿度环境[1-2]。从返回舱内空气与外界环境传热传质的角度分析，返回舱共有2种换热途径：与外界环境通风的传质换热和通过舱壁结构与外界环境的纯热量交换。

1.1 与外界通风传质换热计算

返回舱与外界通风传质换热分析中的计算参数定义见表1。

表1 通风换热量计算参数定义Table 1 Definition of parameters used in the calculation of heat transfer by ventilation

在通风换气过程中，由于返回舱的进风口与出风口间存在一段较远的距离，不会引起流场短路，所以可以认为从出风口回到周围环境的空气在返回舱内是经过了充分扩散混合的，温度为返回舱内的空气温度T。同时，通风过程建立起来后，返回舱内压力保持稳定，以返回舱结构为控制体，则系统进风量与出风量相等。

根据以上分析假设，随返回舱通风传质换热带走的热量为[3]

1.2 通过结构与外界换热计算

返回舱空气热量通过舱壁结构散失到周围环境大致需要经过以下3个过程：首先返回舱空气热量通过对流传到结构内壁，之后结构内壁将热量传导到外壁，最后外壁通过与支撑面导热、与环境空气对流和热辐射3种方式将热量散失到周围环境中。

返回舱通过结构与外界换热分析中的计算参数定义见表2。

表2 结构换热量计算参数定义Table 2 Definition of parameters used in the calculation of heat transfer through the structure

各换热量表达式分别为[4]：

以上计算公式中的σ为斯忒藩-玻耳兹曼常量，σ=5.67×10-8W/(m2·K4)。

1.3 返回舱换热简化分析

从1.1节和1.2节的分析可以看出，在着陆待援阶段返回舱与外界环境之间存在着复杂的热量传输关系（参见图1）。

图1 真实条件下返回舱换热热流关系示意Fig.1 Heat transfer of the landing cabin in real condition

为使分析结果便于工程应用，能快速对返回舱换热量进行较准确的计算，需对上述热量传输关系进行合理的简化处理。

由于太阳辐射到舱体的热量受气候、天气、昼夜等不确定性因素的影响很大，在实验室条件下此因素暂不作考虑。将周围环境向舱体的辐射热量简化为

式(9)中，在实验室条件下，舱体与地面辐射的角系数k2可取1；实际飞船着陆区一般选取较平坦的地面，飞船底部与地面间存在一定夹角，一般地k2可取1/2[5]。

根据气象数据分析，地表温度T2与近地气温T1之间的差异主要由于地面受太阳照射温度升高所致，这个差异小于0.1 ℃[6-7]。返回舱着陆后，与舱壁接触点及其附近的地面不受太阳照射，则可近似认为返回舱附近地表温度T2与近地气温T1一致[5]。因此，有

1.4 返回舱综合换热系数

经1.3节的简化分析，在实验室条件下，返回舱的换热热流关系如图2所示。

图2 实验室条件下返回舱换热热流关系示意Fig.2 Heat transfer of the landing cabin in laboratory

返回舱内空气与外界环境的总换热量为

其中

将式(2)、(3)、(6)、(8)、(10)和(11)作如下简化：

将式(17)代入式(12)，并结合Q1=Mρc(T-T1)，

则

从式(18)中可以看出，在着陆待援过程中，飞船返回舱内空气通过返回舱结构与环境之间总的换热量可以写成某一参数H与内外环境温差之乘积的形式。在H的表达式中，除Tout和T1外，其余都是与温度无关的物性参数。由于着陆待援段飞船返回舱外壁温度和环境空气温度均在常温附近，辐射换热相对于通过传导和对流的换热量为小量，即相较于1/R和h2A为小量，因此可以认为H为与温度无关的常量。

在试验测量和实际舱内空气温度预示分析中，很难一一获取式(1)～(8)中每个参数的准确数值，而某一工况下的总换热量Q和舱内/外空气温度T和T1则容易测得，因此可根据上述理论分析，引入着陆待援段载人飞船返回舱结构换热的综合换热系数H的概念，选取某一工况测量计算出该综合换热系数H的数值后，其余工况下亦可以根据该系数和环境温度很容易地计算出密封舱内空气温度。

2 综合换热系数测量验证

根据第1章的分析结果，要测量返回舱综合换热系数H，需要在真实着陆待援工作模式下获得总换热量Q、舱内空气温度T和舱外环境温度T1。据此设计了相应的试验方案，并进行了验证。

2.1 试验方案

试验利用飞船某返回舱进行，该返回舱内结构设备状态、防热大底状态和舱外烧蚀防热层状态与实际飞船返回状态一致。飞船返回舱通过支架放置于实验室环境内，舱内风机、风扇和通风阀按返回时状态安装，通风阀处于打开状态。

试验分为通风流量测定和舱体换热量获取2部分。

通风流量测试过程中，如图3所示，将流量测量仪两端分别与通风阀a和过渡接头相连接，流量测量仪和风机的供电、测量电缆通过返回舱舷窗引出并与地面设备连接，舷窗通过软性材料塞实，舱内外空气仅可通过通风阀连通，尽量模拟着陆待援阶段的真实环境。

设备正常连接到位后，通过舱外地面电源设备向风机和流量测量设备提供额定电压的稳压电源，待风机稳定工作后测量其体积流量。

返回舱舱体换热量测试时，如图4所示，利用电加热板模拟着陆待援段返回舱内航天员和工作设备的发热量，在舱外距离舱壁1 m处和舱内散热风扇进风口附近各布置1台温度测量仪，用于测量舱内外空气温度。

图3 通风流量测试原理Fig.3 Principle of volume flux measurement

图4 返回舱舱体换热测试原理Fig.4 Principle of heat transfer measurement of the landed cabin

设备正常连接到位后，开启风机；待风机稳定工作后，调整电加热片的总发热量与实际着陆待援段的舱内航天员和设备总发热量一致，本文设定模拟加热功耗为394.2 W。设置到位后每30 min记录1次舱内空气温度和环境温度，直至舱内空气温度1 h内变化不超过0.1 ℃，即认为返回舱与环境换热达到稳态。考虑到返回舱内温度分布的不均匀性，取不同位置布置了2个温度测点，返回舱内空气温度取这2个测点的平均值。

2.2 试验过程

在试验过程中环境温度基本保持稳定，因此返回舱内空气温度达到稳定时即认为返回舱内外换热达到稳态，此时舱内电加热片功耗和设备工作总功耗之和即为返回舱通过通风传质和结构传导与外界的总换热量。根据实测通风体积流量和该温度下空气的热物性参数即可计算出通过通风传质散失的热量，剩余部分为通过返回舱结构向周围环境的总换热量，利用式(18)即可计算出该环境条件下返回舱的综合换热系数H。

风机软管与通风阀连接到位后开启风机，待系统工作稳定后对经过通风软管的流量共进行了3次测量，体积流量稳定在733 L/min。

试验开始且系统稳定工作后，每隔30 min对舱内/外空气温度测量1次，直至系统换热达到平衡时（历时9 h），舱内外空气温差为7.15 ℃。根据测得的试验数据绘制的温度曲线如图5所示。