载人航天器应急状况下密封舱压力控制分析

2019-04-25吴洪飞张兴娟杨春信曹仁凤

载人航天 2019年2期

吴洪飞，张兴娟，杨春信，曹仁凤

(北京航空航天大学航空科学与工程学院，北京100191)

1 引言

载人航天器运行于真空环境中，其压力控制系统可为航天员提供满足生理要求的压力环境[1-2]。载人航天器采用电解制氧和高压气瓶供氧两种方式维持和控制密封舱内的氧分压。正常情况下，考虑到工程应用的经济性和可持续性，多采用电解制氧向密封舱内提供氧气，当出现密封舱体因微流星、空间碎片击穿等突发事件发生气体泄漏时，启用高压气瓶应急供氧模式，压力控制系统要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[3-4]。

Chahine等[5]对登月舱生保系统的压力控制分系统的功能和运行机制进行了分析。戚发轫等[6]描述了载人航天器的氧分压控制系统。刘伟波等[7]在对美国、苏联/俄罗斯以及我国已有航天器采用的大气压力制度分析的基础上，从人体生理学、工程学角度，分析压力制度影响因素，提出了我国发射和返回、地-月飞行、月面驻留和出舱活动等阶段的压力制度设计方案。Theurer等[8]基于航天器生保系统功能，分析了泄压过程和再次进入密闭舱时舱压的变化。Lafuse等[9]建立驾驶舱、中间舱、生保控制舱和气闸舱的气流循环，分析不同空气流率条件舱压的变化趋势。

在载人航天器密封舱压力控制方面，梁志伟等[3]利用集总参数法建立应急状况下舱内压力变化数学模型，分析不同漏孔直径下不同应急供气模式舱压的变化曲线。芮嘉白等[10]针对不同工况分析了密封舱内总压和氧分压变化规律的解析解，考虑地面试验时大气环境向舱内渗漏气体等影响因素建立理论求解方程，并设计试验进行对照分析。徐向华等[11]使用集总参数模型和理想气体模型分析舱内气体组分的分压力以及总压变化的数学模型，计算航天员在不同代谢强度条件采用不同氧气补充方式下的压力变化。靳健等[12-14]对不同条件下密封舱压力控制进行了大量模拟分析，通过集总参数方法建立舱内气压控制系统仿真模型，利用Ecosimpro数学分析软件平台求解不同工作模式、不同供氧方式、不同数量舱段下密封舱内空气总压和氧分压的变化趋势。

通过以上调研资料，目前国内外主要针对执行短期飞行任务和在近地轨道飞行的载人航天器的压力控制进行了研究，还没有针对登月等远地飞行任务中密封舱发生泄漏应急情况时，需要长期飞行返回地面时有关舱压控制的系统应急方案。远地飞行任务中，载人航天器密封舱发生泄漏时，航天员在紧急情况下穿着连接舱内生保系统的航天服维持正常生理状态，对密封舱进行堵漏修补。漏孔修复完成后需要进行舱内复压，或长时间撤离飞行时，压力控制系统也需要对密封舱进行复压以满足航天员进食、排泄等生理需求。本文针对设定的航天器座舱条件，采用集总参数法建立密封舱压力控制物理数学模型，仿真模拟舱壁击穿泄漏时舱内环境的变化规律。针对和比较压力控制中的维持舱压模式，重点提出分析周期性复压的应急控制方案，以及采取密封舱复压模式情况下舱压、氧分压的变化趋势，为载人航天器密封舱内压力控制系统提供理论分析和数据支持。

2 物理数学模型

密封舱发生穿孔时，舱内气体泄漏至外部环境，导致舱内压力发生变化。以舱内气体为研究对象，通过建立质量守恒方程和气体状态方程，计算得到穿孔泄漏量，从而分析舱内压力变化机制，如式(1)～式(3)：

密封舱发生泄漏时，外界环境压力一般为1×10-5Pa，内外压力比远远大于超声速临界流动状态值0.528。泄漏气体流量公式如式(4)所示：

其中，γ为比热容比，Cd为漏孔排气系数，本文取1[12-13]。

根据以上方程，假定人员耗氧恒定，忽略舱内气体正常流出，推导得到舱内压力和泄漏流量的变化公式，如式(5)～式(7)：

式中，q为进入舱内补气质量流量，P0为舱内初始压力。

3 舱体泄漏压力变化分析

载人航天器运行于真空环境中，在密封舱内部配有强迫对流通风系统，空气对氧分压的输运能力较强，且内部配置有一整套的温控系统，能够维持一个相对稳定的舱内环境温度。在进行舱体泄漏压力计算时作以下简化：

1)忽略氧分压分布的不均匀性；

2)计算过程中密封舱气体温度维持在21℃；

3)航天员数量为3人，应急情况下每个航天员耗氧速率设定为1.69 kg/d[15]；

4)舱体泄漏时，航天员完成压力设置，穿好航天服的时间设定为1800 s；

5)密封舱初始氧分压为21.5 kPa，安全下限为18 kPa，初始总压为91.5 kPa；

6)舱外空间环境气压为1×10-5Pa；

7)密封舱漏孔通径计算范围是3～10 mm。

容积分别为20 m3(虚线)、30 m3(实线)的密封舱发生泄漏时的总压变化趋势如图1所示。

图1 密封舱泄露时总压变化趋势Fig.1 Trend of total pressure change during cabin leaking

从图1中看出，总压变化呈现指数递减的趋势，在泄漏初始阶段近似为线性变化。漏孔通径越大，总压下降越快，到达1800 s时对应的舱压越低。对于容积为20 m3的密封舱，3 mm～10 mm漏孔直径对应泄漏1800 s的总压分别在80 kPa～22 kPa之间单调递减。对于容积为30 m3的密封舱，3 mm～10 mm漏孔直径对应泄漏1800 s的总压分别在83 kPa～35 kPa之间单调递减。同时可以看出，随着舱体容积的增大，密封舱内压力下降越慢，对应相同泄漏时间的余压越大。

图2为20 m3容积(虚线)、30 m3容积(实线)的密封舱在不同漏孔通径下的氧分压变化趋势。从图中可以看出，氧分压随泄漏时间呈现指数递减趋势。漏孔通径越大，氧分压下降越快，到达氧分压安全下限18 kPa的时间越来越短。随着舱体的增大，氧分压下降至18 kPa所需的时间越来越长。对于容积为20 m3的密封舱，只有漏孔通径为3 mm时才同时满足氧分压下限和安全操作时间，漏孔通径为10 mm时，泄漏1800 s时氧气余压已低于6 kPa，远远小于安全要求。对于容积为30 m3的密封舱，3 mm、4 mm漏孔通径可以满足在安全操作时间内氧分压大于18 kPa，漏孔通径大于4 mm，无法满足安全要求。

图2 密封舱泄露时氧分压变化趋势Fig.2 Trend of oxygen partial pressure change during cabin leaking

图3 所示容积分别为20 m3(虚线)、30 m3(实线)的密封舱在不同漏孔通径下的漏气速率。从图中可以看出，泄漏速率并非恒定值，而是随着泄漏时间的增加，漏气速率逐渐减小。在一定泄漏时间内，泄漏通径越大，漏气速率越大，在泄漏末期，漏孔通径越大，漏气速率越小。这主要是由于漏气速率与漏孔通径以及漏孔两侧的压差有关。根据泄漏流量计算公式，漏孔两侧初始压差相同，则相同的漏孔通径具有相同的初始漏气速率。同时可以看到漏孔通径越大，初始泄漏流量越大，从而引起舱内压力的下降，舱体两侧压差逐渐减小，因此随着泄漏时间的增加，漏气速率也越来越小。根据图1、图2也可以看出，随着泄漏时间的增加，密封舱内总压和氧分压余量越来越小，漏孔通径越大，余压越小，舱体两侧压差越小，导致在泄漏末期大通径漏孔的漏气速率小于小通径漏孔的漏气速率。对同一漏孔通径，密封舱容积越大，总压下降速率越小，漏气速率下降也越慢。

图3 密封舱漏气速率Fig.3 Leaking rate of sealed cabin

4 舱体复压模式分析

密封舱发生泄漏时，通常航天员需要对舱体采取补漏措施，在最恶劣情况下泄漏可能无法得到修复，此时航天员要进行撤离返回地面。为了满足返回地面前航天员的基本生存需求，需要提供相应的压力环境。可以考虑通过两种方式达到提供舱内环境压力的目的，一种是连续性维持舱压的模式，一种是复压模式。

4.1 维持舱压模式

维持舱压模式是目前研究人员主要进行研究分析的一种模式，采用连续不间断补气的方式将密封舱压力维持在压力制度的安全限内，即维持18 kPa氧分压、58 kPa总压压力制度，这是解决短期飞行达到地面的一种应急方案，维持舱压模式示意图如图4所示。密封舱发生泄漏时，舱内氧分压首先下降至18 kPa，此时开始向舱内提供氧气，维持舱内氧分压恒定，待舱内总压继续下降至58 kPa时，开始向舱内提供氮气，维持舱内总压符合压力制度要求。

以30 m3舱体容积为例，采用维持舱压模式，在不补气的情况下，氧分压下降至18 kPa时，4 mm～10 mm漏孔经历的时间和对应的氧气泄漏速率如表1所示，此时向舱内提供氧气，使补气速率等于泄漏速率，从而维持舱内氧气压力稳定。

图4 维持舱压模式示意图Fig.4 Schematic diagram for maintaining cabin pressure

表1 氧分压下降至18 kPa所经历时间和泄漏率Table 1 Leaking time and rate for oxygen partial pressure to drop to 18 kPa

总压下降至58 kPa时，4 mm～10 mm漏孔经历的时间和对应的氮气泄漏速率如表2所示，此时向舱内提供氮气，使补气速率等于泄漏速率，从而维持舱内总压稳定。

表2 总压下降至58 kPa所经历时间和泄漏率Table 2 Leaking time and rate for total pressure to drop to 58 kPa

当需要长期飞行时，设定返回地面需要的时间为7天，计算得到维持18 kPa氧分压、58 kPa舱压7天时间所需供气量如图5所示。

从图5中看出，无论采用电解制氧或高压气瓶供气方式，吨级气体需求量对于工程设计提出了巨大的挑战，对于追求最优工程效益的载人航天工程的可行性则难以满足要求。

图5 维持舱压7天时间所需供气量Fig.5 The amount of gas needed for maintaining cabin pressure for 7 days

4.2 复压模式

通过调研已公开的资料，目前还没有针对飞行器密封舱发生泄漏需要长期飞行返回地面时有关舱压控制的系统应急方案。本文考虑到在返回地面的长期飞行过程中，航天员可以使用舱内航天服和氧气面罩维持基本生理活动，如果返回地面所需时间较长，则采用对密封舱进行供气复压并维持压力一定时间满足航天员进食、排泄等生理需求，生理需求完成后，航天员再次穿戴舱内航天服和氧气面罩，同时不再对舱内提供补气措施。该模式即密封舱压力复压模式，模式示意图如图6所示。

图6 复压模式示意图Fig.6 Schematic diagram of repressurization mode

采用氧氮混合气补充舱内气体，补气方式采用恒定速率进行。向舱内补充气体，首先考虑满足人体对氧气分压的需求，通常情况，氧分压大于18 kPa时人体无缺氧反应。由于漏孔没有得到有效修复，进行复压控制时同时需要考虑漏孔造成的气体泄漏情况。以氧分压为18 kPa、舱室总压58 kPa作为复压下限，设定复压时间为1200 s，模拟计算不同漏孔通径条件下舱内复压时压力变化趋势。

图7表示容积为30 m3的密封舱在不同漏孔通径条件下进行复压时，达到18 kPa氧分压、58 kPa总压下限所需要的补气速率。从图中可以看出，随着漏孔通径的增大，经过1200 s时间恢复舱内压力所需要的补气速率越来越大，呈近似线性趋势增加。密封舱发生泄漏应急情况时，常采用高压气瓶供气方式向舱内供气，进行复压时将消耗该部分气体。容积为30 m3的密封舱在不同漏孔通径条件下进行1200 s复压所消耗的气体质量如表3所示。

图7 补气速率Fig.7 Gas supply rate

表3 气体消耗量Table 3 Gas consumption

上述复压速率和气体消耗量为达到18 kPa氧分压、58 kPa总压下限的最低要求，实际执行任务时，可根据复压时间和复压压力要求设定高于该速率的数据值。

图8所示容积为30 m3的密封舱存在10 mm漏孔进行复压时的舱内压力变化趋势。从图中可以看出，经过1200 s的复压时间，舱内氧分压达到18 kPa，此时舱内总压为58 kPa，已满足人体生理学的需求。

图8 密封舱复压时压力变化趋势Fig.8 Trend of pressure change during cabin repressurization

当舱内压力恢复至氧分压18 kPa时，需要继续维持压力用于航天员的生理活动。设定每天3次复压，每次复压时间为 20 min，维持舱压40 min，考虑复压气体消耗量、维持舱压气体消耗量、航天员耗氧量计算气体需求量。不同漏孔通径采用复压模式，每天需求气体量如表4所示。

表4 每天气体需求量Table 4 Daily gas demand

计算7天需求气体总量，与图5结果进行对比，如图9所示，可以看出复压模式相比较维持舱压模式供气，4 mm～10 mm漏孔通径供气量分别减少了 44.7%、60.5%、69.4%、74.7%、78.1%、80.5%、82.1%，所需气体大幅度减少。同时通过结合氧气循环利用、二氧化碳转化产氧等技术，可以进一步减少航天器携带气体量，为航天员安全返航提供一种解决方案。