空间站集成全局热数学模型的建模和分析

付仕明，徐小平，裴一飞

（1.北京卫星环境工程研究所，北京 100094；2.中国空间技术研究院载人航天总体部，北京 100094）

1 引言

空间站是目前最庞大最复杂的载人航天器，具有排热量大、运行的工况模式复杂及控温要求高等特点。由于系统庞大和各分系统之间的强烈耦合，整个热模型要综合考虑传统的电源、生保、结构、航天员及热控等分系统，因而空间站的热数学模型是一个典型的集成模型。国际上将这种考虑了空间站内外部复杂热环境、各舱段及各系统复杂热耦合，代表了空间站在轨综合热性能的热数学模型称为集成全局热数学模型（即 IOTMM），其基本组成为热节点网络模型和流体网络模型。

国外，Veneri等[1]介绍了用ESATAN建成的欧洲舱的IOTMM，它代表了欧洲舱的综合热行为，考虑了设备、有效载荷、温湿度控制系统、太阳热流及乘员等的影响；Szigetvari等[2,3]介绍了考核IOTMM 的试验及 IOTMM 的修正等情况；Alexander等[4]用 CFD（Computational Fluid Dynamics，计算液体动力学）方法计算国际空间站欧洲舱内的空气换热系数以供 IOTMM 使用。国内，徐小平等[5]以神舟飞船的流体回路为主建立了热管理系统模型，分析了其温度。徐小平等[6]提出了在集成模型的基础上进行热管理系统敏感性分析、优化设计及鲁棒性设计等设想。

由于IOTMM是空间站热分析、设计及地面试验验证的基础，也是空间站上实验安排、不同热控措施效果评估及空间站系统运行故障模式分析的基本依据，因此其建模和分析具有重大的工程意义。文献[7]针对某空间站建立了其IOTMM，并给出了瞬态和稳态分析的结果，本文在此基础上对原有模型进行了改进，将空气节点纳入了流体网络模型，介绍了该空间站的流体网络模型，给出了IOTMM的集成分析结果。

2 空间站IOTMM的建模分析

2.1 物理模型描述

本文的建模对象是实验型空间站，飞行在离地350 km高度、倾角约42.0°的近圆轨道上，轨道周期为5 390.0 s；空间站总质量约8.5 t，最大直径3.35 m，乘员数3人。

该空间站由实验舱和资源舱两大部分组成。实验舱从功能上可以分为人员活动区和电子设备区：人员活动区又可以分为一条走廊和两个睡眠区，是航天员活动和工作的主要场所；电子设备区主要由机柜和各种货架组成，主要用于各种空间实验、电子设备安装及货物储存等。资源舱为非密封结构，内部主要有各类气瓶、两块环形的仪器安装板及各类仪器等；资源舱外部有两个大型的太阳翼，在轨飞行期间可以对太阳定向。

空间站与飞船的接口、空间站上仪器、乘员、货架及飞船上的仪器模型描述见文献[7]和文献[8]。为了有效减少空间外热流和冷黑背景对空间站内部温度的影响，各舱段外都包有多层隔热材料。空间站的内、外部大体构造如图1所示。

图 1 空间站的基本组成Fig.1 The basic composition of a space station

2.2 工作模式描述

该空间站有载人和无人两种工作模式。载人模式下，空间站与飞船对接，空间站内的设备正常工作，而飞船则处于停泊状态。热管理系统通过通风换热、流体回路、电加热等多种主动热控方式辅以被动热控方式，为航天员和仪器提供舒适的环境。为维持飞船的温度水平，空间站向飞船输送热空气；无人模式下，空间站处于独立飞行状态，空气管理子系统不再向舱内补气。

2.3 数学模型描述

2.3.1 热节点网络模型的数学描述

航天器的热网络模型是针对每一个节点建立热平衡方程形成的。节点i的热平衡方程为

式中：T为温度；pmc为节点i的比热容；Qi为节点i的内外热源；而GRi，j为节点i与节点j的线性热导；GRi，j为节点i与节点j之间的非线性热导（辐射热导）。

2.3.2 流体网络模型的数学描述

空间站流体网络内的工质流动遵循一维两相流体动力学的基本规律，其流动与传热通用模型如下：连续方程能量方程

状态方程为ρk=f(Tk,pk)。以上各式中：α为空泡率（注：该空间站采用了单相系统）；A为面积；m为质量源；S为动量源项；λ为导热系数；为热源；T为温度；ρ为密度；u为流速；p为压力；U为内能；h为换热系数；f为系数；下标 l和v分别代表液相和气相。其中局部阻力项沿程摩擦阻力项

2.4 空间站IOTMM的建立

在完成空间外热流分析和辐射热导分析后[7,8]，进行热节点网络模型和流体网络模型的构建。

2.4.1 热节点网络模型

构建热网络模型的主要工作是热节点划分和热导计算。整个热节点网络模型的主要对象为各类仪器、航天员、舱壁及其包覆物、货架及太阳翼等[7,8]。

2.4.2 流体网络模型

整个IOTMM集成有氨外回路、低温水回路、中温水回路、舱内通风回路和IMV回路（舱间通风回路）等5个子流体回路，各回路的详细参数见图2，主要设备的热力参数见表1。

(1) 氨外回路。主要组成包括辐射器、冷板及中间换热器等。整个外回路以流量旁通方式控制回路内的工质温度。当辐射器的出口温度太低（低于-50.0 ℃）时，启动100.0 W电加热设备，以防止液氨固化阻塞管道。由图2可见，作为整个流体网络的热沉，氨外回路（特别是辐射器）的排热能力决定了整个流体网络的散热能力。

(2) 低温水回路。一般用于舱内温湿度控制、生物及生理实验等的热沉。通过监测冷凝干燥器入口的水温来控制进入低温换热器的工质流量，以保障冷凝干燥器水侧的入口温度维持在 6.0～9.0 ℃之间。

(3) 中温水回路。中温水回路有5个子回路，一般用于冷却温度较高的仪器。同样采用流量旁通方式控制整个中温回路的送水温度在 7.0～10.0 ℃。

(4) 舱内通风回路。舱内通风回路用于控制机柜、走廊及睡眠区等的通风。送风管道通过散流器向实验舱内通风，空气在机柜、走廊及睡眠区内吸热并带走多余的水汽，而后在冷凝干燥器内冷却并除湿，通过这样一个循环过程达到控制舱内空气温湿度的目的。通风回路通过监测走廊的空气温度，控制流经冷凝干燥器的空气流量，保证走廊内的空气温度维持在20.0～22.0 ℃之间。

图2 IOTMM的流体网络模型Fig.2 Fluid loop models of IOTMM

为模拟系统在瞬时载荷冲击下的热特性，在走廊内安排了400.0 W的瞬时热载荷，持续时间30.0 min。当走廊的空气温度低于16.0 ℃时，启动200.0 W的电加热，以保障航天员的舒适环境。整个舱内通风回路的结构和相关参数见图2。

(5) IMV回路。载人运行时对接飞船处于停泊状态，很多内部仪器并不工作，为了维持其温度水平，从空间站实验舱向飞船返回舱输送热空气，热空气在飞船内（返回舱和轨道舱）冷却后，直接通过对接通道流回空间站。

通过调节IMV的流量，以维持飞船返回舱内的空气温度在18.0～24.0 ℃之间。为了防止飞船内部的温度过低，在返回舱设置了100.0 W的电加热，返回舱内空气温度低于16.0 ℃时启动电加热措施。

表1 流体网络中的主要换热设备的建模参数Table 1 Key parameters of fluid loop models

3 空间站IOTMM的集成分析结果

下面列举空间站载人飞行模式下正常运行 30个轨道周期后，IOTMM各个组成部分的控温特性，图3、图4为2 500～2 600 min时间段的部分集成分析结果。

3.1 氨外回路模拟结果

图3是外回路中工质流经辐射器的流量和在低温换热器入口处的温度变化。由图可见，当监测点的温度偏离受控范围时，辐射器的流量及时调整，保证整个过程中监测点的温度在2.0～4.0 ℃之间。

3.2 低温水回路模拟结果

图 4是低温水回路流经中间换热器的流量和冷凝干燥器入口温度的变化图。控温目标为冷凝干燥器的入口温度在6.0～9.0 ℃之间变化。由图4可知，冷凝干燥器的入口水温受控于 8.8～9.0 ℃之间，在目标范围内。

图3 外回路辐射器氨流量和监测温度Fig.3 The flowrate of radiator and the monitor temperature in outer fluid loop

图4 低温水回路中间换热器的水流量Fig.4 The flowrate of heat exchange in low temperature water loop

3.3 舱内通风回路模拟结果

图5为舱内通风回路中流经冷凝干燥器的空气流量和走廊空气温度（即舱内通风回路的温度监测点）变化对比图；图6为走廊空气温度和瞬时载荷对比图。

由图5和图6可见，在瞬时载荷的冲击下，空气温度和流经冷凝干燥器的流量都有大范围变化。由于冷凝干燥器的调节过程是逐步的，因而图5中流量相对温度的变化表现出一定的滞后，出现了短时的小量“超调”，走廊的温度维持在18.5～23.5 ℃之间（控制目标为20.0～22.0 ℃）。

虽然在瞬时大载荷的冲击下空气回路出现了短时超调，但整个回路的温度还是被控制在人体的舒适范围内，这表明热管理系统可以为乘员提供舒适的工作环境。

图5 舱内通风回路冷干流量和监测点温度Fig.5 The flowrate of condenser and the monitor temperature in intra-module ventilation loop

图6 实验舱走廊空气温度和热源Fig.6 The air temperature and heat power in aisle of the test module

3.4 实验舱和资源舱仪器模拟结果

图7是实验舱右舷机柜1内各种仪器的温度变化图。由图可见，整个过程中仪器的温度非常稳定，可以有效保障仪器的正常工作。由于仪器463直接安装在机柜的安装板上，靠近冷板，其温度相对较低。

图7 右舷机柜1内仪器的仪器温度Fig.7 The temperature in equipment in starboard rack 1

图8显示资源舱内冷板的温度，其中冷板883对应于外回路的冷板3，而冷板884对应于冷板4。由图可见，冷板的温度受控于外回路氨工质的温度，氨流经两个中间换热器被加热，冷板4的温度明显高于冷板3。

图8 资源舱内冷板温度Fig.8 The temperature of cold plates in resource module

4 结束语

系统集成分析的结果表明，IOTMM确实可以表征空间站在轨运行的综合热性能和热行为，因而其建模、修正和应用分析有极其重要的工程意义，是空间站研制、试验及在轨运行管理的重要基础。由于国内空间站的集成建模与应用研究尚处于起步阶段，有必要加强以下两个方面的研究：一是IOTMM的应用研究，如利用IOTMM评价热控措施的有效性、热管理方案及空间站在轨运行状况等；二是开展空间站的地面集成试验研究，以考核空间站的热性能，验证并修正空间站的IOTMM。

（References）

[1]Veneri R, Pugliese V, Gargioli E, et al.Modelling approach for the thermal/environmental system of the Columbus attached pressurised module, SAE911546[R]

[2]Szigetvari Z, Vaccaneo P.Columbus integrated system level ECS test-preparation, conduction and summary,SAE2003-01-2514[R]

[3]Szigetvari Z, Witt J, et al.Columbus environmental control system tests-verification of ATCS and ECLSS performance, SAE2005-01-3117[R]

[4]Alexander R, Jan P, Johannes W, et al.Improving the columbus integrated overall thermal mathematical model(IOTMM) using computational fluid dynamics (CFD),SAE2005-01-2796[R]

[5]徐小平, 李劲东, 钟奇, 等.大型载人航天器热管理系统温度分析[J].装备指挥技术学院学报, 2004, 15(2):63-66

[6]徐小平, 李劲东, 范含林.大型航天器热管理系统分析[J].中国空间科学技术, 2004, 24(4): 11-17

[7]付仕明, 徐小平, 李劲东, 等.某空间站的集成全局热数学模型[J].装备指挥技术学院学报.2007, 18(3):58-62

[8]付仕明.载人航天器热管理系统传热传质分析及应用研究[D].北京: 中国空间技术研究院博士学位论文,2008-06: 70-107