载人航天器密封舱泄漏时舱压控制分析

靳 健

（中国空间技术研究院载人航天总体部，北京100094）

载人航天器密封舱泄漏时舱压控制分析

靳 健

（中国空间技术研究院载人航天总体部，北京100094）

针对载人航天器在密封舱体发生泄露时总压和氧分压的变化规律，建立了载人航天器舱压控制系统仿真模型，利用该模型分析了舱体容积、漏孔通径对总压和氧分压变化趋势的影响。结果表明，随着漏孔通径的增加或舱体容积的减小，总压和氧分压下降至指标下限所需的时间越来越短。随着漏孔通径的增加，舱体的初始漏气速率越高，但漏气速率下降得也越快。在分析的基础上提出了一种确定舱体应急补气速率取值范围的确定方法，综合考虑了舱体容积、漏孔通径、氧分压和总压下限要求、氧分压和总压维持时间需求，并通过两个算例验证了该方法的有效性。

载人航天器；密封舱；氧分压；总压；舱体泄漏

1 引言

载人航天器需要在密封舱内配置舱压控制系统，控制密封舱内氧分压和总压水平满足相关的医学要求，除了正常情况下的舱压控制，在密封舱体因空间碎片击穿等突发事件发生气体泄漏时，舱压控制系统还需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［1⁃4］。国际空间站在正常情况下，由电解制氧装置进行氧分压控制，并配备高压氮气瓶／供氮系统控制密封舱内总压；舱体泄漏应急情况下，则由高压氮气瓶／供氮系统和高压氧气瓶／供氧系统维持总压和氧分压［5⁃6］；当氧分压和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。

在载人航天器密封舱压控制分析方面，付仕明［7］和芮嘉白［8］计算分析了正常情况下密封舱内氧分压和总压的变化趋势，Ramon［9］利用集总参数法建立了ATV氧分压输运管路系统，对氧气输运过程中的压力和流速进行了分析。Almude⁃na［10］利用集总参数法建立了密封舱内电解制氧装置分析模型和对氧分压的控制效果，但上述文献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。

梁志伟［11］利用集总参数方法建立了数学模型，计算分析了不同漏孔通径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组件的数学模型以及组件间的接口关系，也未分析舱容的影响。

靳健［12］利用集总参数方法建立了载人航天器舱压控制系统仿真模型，作为模型算例，针对固定容积的密封舱在不同漏孔通径下的舱压变化趋势进行了分析，但并没有系统分析舱容对舱压变化速率的影响，也未提出确定补氮气和补氧气速率的方法。本文在参考文献［12］的基础上，利用集总参数方法建立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、微分方程对各个关键部件的性能进行描述，从而形成各个部件的数学模型和接口关系，针对密封舱泄漏的情况，系统的分析了舱容对舱压变化速率的影响，并提出了确定补氮气和补氧气速率的方法，应急模式下应对措施的设计提供参考。

2 仿真分析和模型

与正常情况下密封舱压控制系统不同的是，由于应急情况下的舱压维持时间需求通常较短，乘员代谢耗氧对氧分压和总压变化趋势的影响很小，为简化分析模型，忽略乘员代谢影响。参考文献［13］，与密封舱泄漏时舱压控制直接相关的要素如下：

1）密封舱体：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、舱体的泄漏和气温变化等因素，均会改变密封舱内气体的质量、成分和气压。

2）氧气补加组件：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提供氧气，直到氧分压达到上限结束。

3）氮气补加组件：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提供氮气，直到总压达到上限结束。

4）密封舱漏孔：当密封舱因微流星或空间碎片击穿出现漏孔时，舱内气体泄漏至外空间，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，载人航天器舱压控制系统结构组成如图1所示。

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），包含有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航天器的飞行验证，ESA曾利用该数据库搭建国际空间站哥伦布舱气体环境控制系统仿真分析模型，用于哥伦布舱气体环境控制系统的设计与性能分析［13］。气压控制系统各个组件的控制方程见文献［12］，载人航天器气压控制系统仿真模型如图2所示。

3 舱体泄漏时舱压变化趋势分析

参考和平号空间站［4］和国际空间站［5］各个舱段等不同规模的载人航天器型号密封舱容积的规格，大部分单一密封舱的容积在20 m3～100 m3之间，因此，在该范围内选取三种差别显著的舱容，为30 m3、50 m3、80 m3三种舱容的密封舱，分析在没有任何补气措施的前提下，不同漏孔通径下密封舱氧分压和总压的变化趋势，计算设定如下：

1）由于载人航天器密封舱内均配有强迫对流通风系统［1⁃5］，而空气对氧分压的输运能力较强，依据前期舱压控制相关文献的设定方法［7⁃8，11⁃12］，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］，计算过程中密封舱气体温度维持在21oC；

4）参考文献［5］，密封舱初始氧分压为20.5 kPa，初始总压为91.5 kPa；

5）参考文献［1］，舱外空间环境气压为1× 10－5Pa；

6）参考文献［11］和［12］，密封舱漏孔通径变化范围是4 mm～12 mm。

［12］，舱体泄漏时，密封舱氧分压和总压变化趋势主要计算公式如式（1）～（13）：

1）密封舱内气体质量守恒方程：

式中mj为舱内空气中第j种物质成分的质量；wi为流入舱内的空气质量；xi，j为流入舱内的空气中第j种物质成分的质量百分比；wo为流出舱内的空气质量；xo，j为流出舱内的空气中第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；t为计算时间。Mair为密封舱内空气的总质量；N为空气物质成分数目。xair，j为密封舱内第j种空气物质成分的质量分数。yair，j为密封舱内第j种空气物质成分的摩尔分数；MW，j为密封舱内空气第j种物质成分的摩尔质量。ρair为密封舱内空气密度；Vair为密封舱容积。

2）密封舱内气体能量守恒方程如式（6）：

式中Uair为密封舱内空气的内能；hi为流入密封舱内空气的焓值；ho为流出密封舱内的空气焓值；qair为加入空气的总热量。

式（1）～（6）确定了密封舱内空气的密度ρair、内能Uair和各种组分的摩尔百分比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式（7）：

3）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，供氧控制方程如式（8），供氮气控制方程如式（9）：

式中MO为补氧质量；wm，O为补氧质量速率。MN为补氮质量；wm，N为补氮质量速率。

4）漏孔

通过漏孔的空气质量流速计算公式参考文献［14］和［15］。

（1）漏孔的空气流速处于亚音速范围时：

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如式（11）：

式中，wt为漏孔的空气质量流量；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为漏孔等效直径；ρi为漏孔进口空气密度。

（2）漏孔的空气流速处于音速范围时：

总压和氧分压变化趋势计算结果如图3～5所示。

图3是不同容积的密封舱在不同漏孔通径下总压的变化趋势。由图可知，总压在91.5 kPa至70 kPa的变化范围内，各个算例总压水平均线性单调下降。随着漏孔通径的增加，总压下降至70 kPa所需的时间越来越短，而随着舱体容积的增大，总压下降至70 kPa所需的时间越来越长。对于容积为30 m3的密封舱，当漏孔通径在4～12 mm范围内变化时，总压下降至70 kPa所需的时间在7650～870 s范围内变化。对于容积为50 m3的密封舱，当漏孔通径在4～12 mm范围内变化时，总压下降至70 kPa所需的时间在12 750～1440 s范围内变化。对于容积为80 m3的密封舱，当漏孔通径在4～12 mm范围内变化时，总压下降至70 kPa所需的时间在20 380～2310 s范围内变化。

图4是不同容积的密封舱在不同漏孔通径下漏气速率的变化趋势，对应的是总压由91.5 kPa下降至70 kPa的时间范围。根据公式（11）可知，漏孔的漏气速率主要与漏孔通径、漏孔两侧压差相关。各个算例漏孔两侧的初始压差相同，随着漏孔通径的增加，舱体的初始漏气速率越高；随着泄漏时间的增加，舱体总压逐渐下降，造成漏孔两侧压差的减小，所以漏气速率也在逐渐下降。对于同一容积的密封舱，漏孔通径越大，总压下降速率越快，漏气速率下降的也越快。对于同一漏孔通径，密封舱容积越大，总压下降速率越慢，漏气速率下降的也越慢。

图5 是不同容积的密封舱在不同漏孔通径下氧分压的变化趋势。由图可知，氧分压由21.5 kPa至16 kPa的变化范围内，各个算例氧分压水平均线性单调下降。随着漏孔通径的增加，氧分压下降至16 kPa所需的时间越来越短，而随着舱体容积的增大，氧分压下降至16 kPa所需的时间越来越长。对于容积为30 m3的密封舱，当漏孔通径在4～12 mm范围内变化时，氧分压下降至16 kPa所需的时间在6540～795 s范围内变化。对于容积为50m3的密封舱，当漏孔通径在4～12 mm范围内变化时，氧分压下降至16 kPa所需的时间在10 905～1320 s范围内变化。对于容积为80 m3的密封舱，当漏孔通径在4～12mm范围内变化时，氧分压下降至16 kPa所需的时间在17 445～2110 s范围内变化。

4 舱体泄漏时补气速率分析

在载人航天器的实际设计过程中，当密封舱体发生泄漏时，航天员需要识别漏孔位置并进行堵漏处理，或者准备撤离，这都需要舱压控制系统向舱内紧急补气，在规定的时间内维持总压和氧分压高于控制下限。紧急补气速率过高将造成工程实现的难度，且容易造成舱内压力急剧变化，而紧急补气速率过低又无法在规定的时间内维持舱压水平。与补气速率相关的参数包括：

1）漏孔通径［11，14⁃15］：漏孔通径越大，舱压下降速率越大，所需的补气速率越高。在型号设计中，通常会设定一个可控的最大漏孔通径。

2）舱体容积：载人航天器的容积有大小区别，舱体容积越小，相同漏孔下，舱压下降的速率越快，因此，通常在考虑的各个容积中，选取最小的容积为分析对象。

3）规定时间：不同的载人航天器在舱体泄漏时，需要采取的操作存在差别，舱压需维持的时间也不同，舱压维持的时间需求越长，所需的补气速率越高。

4）舱压下限：包括氧分压下限和总压下限，不同的载人航天器选取的压力下限存在差别，总压水平通常要高于70 kPa，氧分压要高于16 kPa。

在上述参数确定后，依据图3～图5即可确定所需的补气速率范围，本文选取两个算例对补气速率范围确定流程进行说明。

1）舱容30 m3，氧分压下限为16 kPa，总压下限为70 kPa，设定可控的最大漏孔通径为12 mm，舱体泄漏时舱压需维持的时间设定为3000 s。补气速率分析流程如下：

（1）由图3（a）可知，舱体泄漏时间3000 s对应的纵线和总压70 kPa的横线将各个漏孔对应的总压变化曲线分为左右两部分，与3000 s纵线相交的总压变化曲线对应的漏孔为4 mm、5 mm和6 mm，表明漏孔小于6 mm时，即使不补气，总压高于70 kPa的时间也不低于3000 s。但与3000 s纵线不相交的各条总压变化曲线，对应的是总压高于70 kPa的时间低于3000 s的漏孔，即7～12 mm通径漏孔，必须采取补气措施。

（2）由图5（a）可知，舱体泄漏时间3000 s对应的纵线和氧分压16 kPa的横线将各个漏孔对应的氧分压变化曲线分为左右两部分，与3000 s纵线相交的氧分压变化曲线对应的漏孔为4 mm、5 mm和6 mm，表明漏孔小于6 mm时，即使不补氧气，氧分压高于16 kPa的时间也不低于3000 s。但与3000 s纵线不相交的各条氧分压变化曲线，对应的是氧分压高于16 kPa的时间低于3000 s的漏孔，即7～12 mm通径漏孔，必须采取补氧气措施。

（3）由上述分析可知，对于容积为30m3的密封舱，当漏孔通径达到7 mm，必须通过补气才能维持舱压不低于下限的时间满足3000 s。

（4）针对本算例中设定的可控最大漏孔通径12 mm，在不补气的情况下，总压下降至70 kPa时，对应的泄漏速率为0.0076 kg／s。由图3（a）可知，漏孔通径为6 mm的舱压泄漏曲线将至70 kPa的时间最接近3000 s，总压下降至70 kPa时，对应的泄漏速率为0.0018 kg／s，与12 mm漏孔的泄漏速率差值为0.0076－0.0018＝0.0058（kg／s），则总的补气速率应在0.0057～0.0076 kg／s之间。

（5）补气采用氮气和氧气分别补充的方式，氧气与氮气的补气速率按照1∶3的比例关系。

（6）设定舱体发生泄漏时，紧急补气开始，选取补气速率为0.0064 kg／s，则氧分压和总压变化趋势如图6所示。

由图6可知，在采取了补气措施后，在3000 s规定时间内，总压和氧分压均满足要求。

2）舱容50 m3，氧分压下限为17 kPa，总压下限为75 kPa，设定可控的最大漏孔通径为10 mm，舱体泄漏时舱压需维持的时间设定为2000 s。补气速率分析流程如下：

（1）由图3（b）可知，舱体泄漏时间2000 s对应的纵线和总压75 kPa的横线将各个漏孔对应的总压变化曲线分为左右两部分，漏孔小于8 mm时，即使不补气，总压高于75 kPa的时间也不低于2000 s。9～10 mm通径漏孔，必须采取补气措施。

（2）由图5（b）可知，舱体泄漏时间2000 s对应的纵线和氧分压17 kPa的横线将各个漏孔对应的氧分压变化曲线分为左右两部分，漏孔小于8 mm时，即使不补氧气，氧分压高于17 kPa的时间也不低于2000 s。9～10 mm通径漏孔，必须采取补氧气措施。

（3）由上述分析可知，对于容积为50m3的密封舱，当漏孔通径达到9 mm，必须通过补气才能维持舱压不低于下限的时间满足2000 s。

（4）针对本算例中设定的可控最大漏孔通径10 mm，在不补气的情况下，总压下降至75 kPa时，对应的泄漏速率为0.0057 kg／s。由图3（b）可知，漏孔通径为9 mm的舱压泄漏曲线将至75 kPa的时间最接近2000 s，总压下降至75 kPa时，对应的泄漏速率为0.0043 kg／s，与10 mm漏孔的泄漏速率差值为0.0057－0.0043＝0.0014（kg／s），则总的补气速率应在0.0014～0.0057 kg／s之间。

（5）补气采用氮气和氧气分别补充的方式，氧气与氮气的补气速率按照1∶3的比例关系。

（6）设定舱体发生泄漏时，紧急补气开始，选取补气速率为0.0014 kg／s，则氧分压和总压变化趋势如图7所示。

由图7可知，在采取了补气措施后，在2000 s规定时间内，总压和氧分压均满足要求。

5 结论

1）舱内总压和氧分压随着漏孔通径的增加，下降至指标下限所需的时间越来越短，而随着舱体容积的增大，总压和氧分压下降至指标下限所需的时间越来越长。

2）随着漏孔通径的增加，舱体的初始漏气速率越高。对于同一容积的密封舱，漏孔通径越大，总压下降速率越快，漏气速率下降得也越快。对于同一漏孔通径，密封舱容积越大，总压下降速率越慢，漏气速率下降得也越慢。

3）算例表明，本文提出的舱体应急补气速率分析方法，可以准确确定不同参数条件下应急补气速率的范围，为载人航天器应急情况下舱压控制系统的设计提供依据。

参考文献（References）

［1］ 林贵平，王普秀.载人航天生命保障技术［M］.北京：北京航空航天大学出版社，2006：84⁃148. Lin Guiping，Wang Puxiu.Life Support Technology of Man⁃ned Spacecraft［M］.Beijing：Beihang University Press，2006：84⁃148.（in Chinese）

［2］ 戚发轫..载人航天器技术［M］.北京：国防工业出版社，1999：82⁃95. Qi Faren.Manned Spacecraft Technoloty［M］.Beijing：Na⁃tional Defense Industry Press，1999：82⁃95.（in Chinese）

［3］ 范剑峰，黄祖蔚.载人飞船工程概论［M］.北京：国防工业出版社，2000：52⁃70. Fan Jianfeng，Huang Zuwei.Introduction of Manned Space⁃ship Engineering［M］.Beijing：National Defense Industry Press，2000：52⁃70.（in Chinese）

［4］ Mitchell K L，Bagdigian RM，Carrasquillo R L，etal.Tech⁃nical assessment of MIR⁃1 life support hardware for the inter⁃national space station［R］.NASA⁃TM⁃108441，NAS 1.15：108441，1994.

［5］ Wieland PO.Living together in space：the design and opera⁃tion of the life support systems on the International Space Sta⁃tion［R］.NASA／TM1998⁃206956，1998.

［6］ 付仕明，裴一飞，郄殿福.国际空间站集成ECLSS／TCS试验综述［J］.航天器环境工程，2010，27（4）：447⁃451. Fu Shiming，Pei Yifei，Qie Dianfu.Review of integrated ECLSS／TCS tests for ISS［J］.Spacecraft Environment Engi⁃neering，2010，27（4）：447⁃451.（in Chinese）

［7］ 徐向华，任建勋，梁新刚，等.载人航天器密封舱内气体压力的动态分析［J］.清华大学学报，2002，42（11）：1492⁃1495. Xu Xianghua，Ren Jianxun，Liang Xingang，et al.Dynamic analysis of the cabin atmosphere in amanned spacecraft［J］. Tsinghua Science and Technology，2002，42（11）：1492⁃1495.（in Chinese）

［8］ 芮嘉白，郑传先，王普秀.载人航天器密封舱压控制规律解析解及其实验验证［J］.航天医学与医学工程，2001，14（4）：264⁃267. Rui Jiabai，Zheng Chuanxian，Wang Puxiu.Analysis solution and experimental verification of pressure control function of the sealed module ofmanned space vehicle［J］.Space Medicine＆Medical Engineering，2001，14（4）：264⁃267.（in Chi⁃nese）

［9］ Ramon P V，Sergio M，Olivier P，etal.Overview of Europe⁃an applications of EcosimPro to ECLSS，CELSS，and ATCS［R］.SAE 031CES⁃405，2003.

［10］ Almudena R，Raul A，Pedro C，et al.Modelling environ⁃mental control and life support systems（ECLSS）and loop heat pipes with EcosimPro［R］.ICES＿2010，2010.

［11］ 梁志伟，尹永利，朱艳芳.载人航天器压力应急情况下舱压变化的仿真研究［J］.航天医学与医学工程，2000，13（2）：128⁃131. Liang Zhiwei，Yin Yongli，ZhengYanfang.A simulation study of cabin pressure changesunder accidental leakage［J］.Space Medicine＆Medical Engineering，2000，13（2）：128⁃131.（in Chinese）

［12］ 靳健，杨晨，侯永青.一种载人航天器气压控制系统仿真模型［J］.航天器工程，2015，24（3）：51⁃57. JjnJian，Yang Chen，Hou Yongqing.Simulationmodel for air pressure control system of manned spacecraft［J］.Beijing：Spacecraft Engineering，2015，24（3）：51⁃57.（in Chinese）

［13］ Perez JA R，Persson J，Witt J，etal.Mode transition analy⁃ses of the attached pressurizedmodule cabin air loop with Eco⁃simPro［R］.SAE 2000⁃01⁃2366，2000.

［14］ 王欲知，陈旭.真空技术［M］.北京：北京航空航天大学出版社，2007：100⁃108. Wang Yuzhi，Chen Xu.Vacuum Technology［M］.Beijing：Beihang University Press，2007：100⁃108.（in Chinese）

［15］ EA International.Ecosimpro ECLSS library reference manual［M］.Madrid：EA International，2008：316⁃319.

Analysis of Air Pressure Control in Pressurized Cabin of M anned Spacecraft during Cabin Leaking

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

To study the changes of the oxygen partial pressure and the total pressure in the pressur⁃ized cabin ofmanned spacecraft during cabin leaking，a simulationmodel of the air pressure control system was established.The effects of the pressurized cabin volume and the diameter of the leaking orifice on the changes of the oxygen partial pressure and the total pressure were analyzed with this model.The results showed that the time needed for the oxygen partial pressure and the total pressure to descend to the lower limitwas shorter when the cabin volume was smaller or the diameter of the leaking orifice was bigger.The bigger the diameter of the leaking orifice，the higher the initial lea⁃king flux，however，the descent of the rate of the leaking flux was also higher.A method to deter⁃mine the emergency gasmakeup flux range was proposed with comprehensive consideration of the cabin volume，the diameter of the leaking orifice，the lower limitof the total pressure and the oxygen partial pressure，and the time constraint tomaintain the air pressure.The validity of themethod was proved by two case studies.

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

V476

A

1674⁃5825（2017）01⁃0015⁃07

2016⁃02⁃22；

2017⁃01⁃09

靳健，男，博士，高级工程师，研究方向为载人航天器热管理设计和载人环境设计。E⁃mail：jinjian0331＠126.com