載人航天器艙內氣體泄漏數值模擬分析

謝福壽 陳叔平 李存禮 陳 聯 陳光奇

(1蘭州理工大學石油化工學院 蘭州 730050)

(2蘭州物理研究所真空低溫技術與物理國家重點實驗室 蘭州 730000)

1 引 言

從20世紀50年代至今，世界各航天大國在衛星、載人航天器、運載火箭等發射和運行過程中，大大小小的泄漏故障和事故屢屢發生，有的造成發射計劃推遲，有的影響部分飛行任務，有的使工作壽命縮短，還有的導致星(箭)毀人亡。如20世紀60年代前蘇聯“聯盟11號”飛船因密封艙漏氣，艙內壓力降低致使3名航天員喪生［1］。航天器檢漏成為影響其正常發射的重要環節。龍偉、王綱明、宋金成建立了雙密封結構泄漏過程的數學模型，從理論上解釋了用氦質譜加壓真空法測雙密封結構產品漏率“緩慢升高”的現象［2］。劉陽、崔展鵬、孫沖等人建立了多級串聯密封系統的數學模型，揭示了多級串聯密封結構正壓泄漏的漏率、漏量與泄漏時間關系的一般規律，通過三級密封系統泄漏的仿真計算實例和泄漏實驗，驗證了多級串聯密封泄漏理論的正確性，并總結了多級串連密封泄漏規律的應用方法［3］。劉陽、崔展鵬、孫沖等人建立了雙密封結構系統的數學模型，通過理論分析和數值計算，揭示了雙密封結構系統正壓泄漏的漏率、漏量與泄漏時間關系的規律及其影響因素的結論［4］。閆治平、黃淑英對不同的剛性物理漏孔進行了不同壓力狀態下的漏率試驗，發現了漏率的函數關系。在試驗的基礎上，經理論分析，驗證了其規律的正確性;同時，發現隨著漏孔長度的減少而壓力指數變大的規律［5］。

回顧學者們對艙內氣體泄漏的研究，可以發現主要集中在氣體泄漏中漏率方面，對泄漏狀態和影響參數研究較少。本文擬提出內外升壓法，利用基于Simple算法的Fluent軟件數值模擬載人航天器艙內氣體泄漏狀態，分析氣體泄漏過程中影響參數;同時，引入一個無量綱參數氣體泄漏因子Fs，為判定載人航天器艙內氣體泄漏是否達標提供一定的理論依據。

2 艙內氣體泄漏數值模擬

2.1 幾何模型的建立

采用前處理軟件Gambit進行二維建模，忽略結構的影響，建立的幾何模型如圖1所示。其中A-I段、J-B段為內艙壁，face1為鍍鋁薄膜層，face2為微流星體防護層，face3和face5為外艙壁，I-J段和N-M段為泄漏小孔，face6為艙外大氣。

圖1 艙內二維幾何模型Fig.1 2D geometric model of cabin

2.2 網格劃分

采用前處理軟件Gambit進行整體劃分，生成結構化網格，如圖2所示。其中face1、face2、face3、face4和face5網格為1 mm×0.5 mm，face6網格為1 mm×1 mm。

圖2 結構化網格圖Fig.2 Structured grid

2.3 多孔介質模型

采用多孔介質模型來處理鍍鋁薄膜層內的流動。由式(1)和式(2)可知，粘性阻力系數 α=0.53×1011，慣性阻力系數 C2=0.7。

式中:DP為粒子的平均直徑;φ為孔隙率，其定義為微小空隙總體積與鍍鋁薄層總體積之比。

2.4 邊界條件及流動區域設置

由于在真空狀態下，無法進行數值模擬，現采用內外艙同時升高0.1 MPa來進行數值模擬。

(1)根據圖1所示，邊界條件設置如下:

進口壓力(pressure-inlet):I-J段，0.2 MPa;

出口壓力(pressure-outlet):A-C段、C-E段、O-S段、S-K 段、K-P 段、F-D 段、D-B 段，0.1 MPa;

艙內部(interior):C-D段、N-M段;

艙壁(wall);

其余為壁邊界。

(2)根據圖1所示，流動區域設置如下:

流動區域(Fluid):face1、face2、face4、face6;

實體區域(Solid):face3、face5。

2.5 結果分析

2.5.1 收斂性與穩定性

如圖3所示，計算結果中殘差的收斂情況比較理想。在迭代443次后，計算收斂，收斂標準為1×10－3。

2.5.2 流場中的壓力分布

圖4反映了泄漏過程中的壓力分布狀態，不同的壓力等高線用不同的顏色表示。從圖4可看出，流場中最大壓力為1.99×105Pa和最小壓力為1.0×105Pa。由圖4可知，在鍍鋁薄膜層(在Fluent中用多孔介質模型來處理)內，由于存在粘性阻力和慣性損失，使壓力分布比入口處的明顯減弱;微流星體防護層與鍍鋁薄膜層的壓力分布基本一致，是由于剛開始鍍鋁薄膜中的空氣進入防護層，隨后防護層中的氣體回流到鍍鋁薄膜中，最終系統達到穩態狀態，使壓力分布基本保持一致;在小孔出口處，壓力呈扇形分布，并逐漸減弱至0.1 MPa。

圖3 2 mm孔徑殘差監測變化曲線Fig.3 2 mm aperture residual detection curve

圖4 2 mm孔徑流場中壓力分布圖Fig.4 2 mm aperture flow field pressure distribution chart

2.5.3 沿t-y線壓力變化曲線

為了更加清楚地描述流場中小孔入口到出口處的壓力變化規律，畫了一條孔徑內部t-y線、一條沿ty線2 mm孔徑壓力變化曲線圖，分別如圖5、圖6所示。由圖6可知，沿著內部t-y線，在鍍鋁薄膜層內由于存在粘性阻力系數和慣性阻力系數，使壓力值迅速從0.2 MPa降到0.11 MPa左右;在系統穩態時，鍍鋁薄膜層和微流星體防護層中的壓力分布基本保持一致;在小孔出口處，壓力分布降低，逐漸趨于外界0.1 MPa壓力。

2.5.4 沿m-n線壓力變化曲線

為了更加清楚地描述流場中微流星體防護層內橫向壓力變化規律，畫了一條內部m-n線、一條沿mn線2 mm孔徑壓力變化曲線，分別如圖7、圖8所示。由圖8可知，沿內部m-n線，在系統處于穩定時，微流星體防護層內橫向壓力基本不變，保持在0.11 MPa左右。

圖7 2 mm孔徑內部m-n線圖Fig.7 2 mm aperture internal m-n line graph

圖8 沿t-y線2 mm孔徑壓力變化曲線圖Fig.8 2 mm aperture pressure change curve along t-y line

2.6 氣體泄漏因子Fs

為了判定載人航天器艙內氣體泄漏大小，引入氣體泄漏因子Fs概念，其定義為:泄漏小孔出口處壓力與泄漏小孔入口處壓力之比，如式(3)。

氣體泄漏因子Fs以無量綱理論為基礎，從本質上反映了氣體泄漏的大小，即Fs越大，氣體泄漏越大，反之亦然。

由Fluent軟件可以分別計算出小孔孔徑D=2 mm處入口和出口的總壓力。在圖1中，小孔入口I-J段總壓力為1.88×105Pa，小孔出口N-M段總壓力為1.06×105Pa。由式(3)可知，氣體泄漏因子Fs為 56.4%。

3 影響參數分析

載人航天器艙內氣體泄漏主要影響參數包括:小孔孔徑D、鍍鋁薄膜層的材料孔隙率φ、鍍鋁薄膜層厚度h和微流星體或空間碎片入射角度θ。

3.1 小孔孔徑D

微流星體或空間碎片在太空高速飛行時，會和在軌載人航天器發生碰撞，甚至直接擊穿載人航天器，形成一個小孔孔徑D，發生艙內氣體泄漏，故小孔孔徑是由在太空飛行的微流星體或空間碎片決定的。

為了更好的分析小孔孔徑對氣體泄漏的影響，在前處理軟件Gambit建模時，對小孔孔徑進行修改，其它模擬條件設置不變，現假定以下3種情況:D=1 mm，D=2 mm，D=4 mm。

3.1.1 小孔孔徑為1 mm

小孔入口I-J段總壓力為1.914×105Pa，小孔出口N-M段總壓力為1.004×105Pa，根據式(3)，氣體泄漏因子Fs為52.5%。

3.1.2 小孔孔徑為4 mm

小孔入口I-J段總壓力為1.815×105Pa，小孔出口N-M段總壓力為1.058×105Pa，根據式(3)，氣體泄漏因子Fs為58.3%。

由以上分析可知，當小孔孔徑分別為D=1 mm，D=2 mm(由1.6節可知)，D=4 mm時，氣體泄漏因子分別為 Fs=52.5%、Fs=56.4%、Fs=58.3%，可以看出，隨著小孔孔徑D的不斷增加，氣體泄漏因子也不斷增加。

3.2 鍍鋁薄膜層的材料孔隙率φ

鍍鋁薄膜層小孔孔徑和內部結構分布直接決定了氣體穿過鍍鋁薄膜層的滲透能力，而在Fluent軟件中把鍍鋁薄膜層當作多孔介質模型來處理，相當于人為地對氣體設置一個粘性阻力系數和慣性阻力系數，故把孔隙率φ作為影響因素來分析，對于了解氣體穿過鍍鋁薄膜層滲透能力的影響具有一定的參考價值。

在Fluent軟件中，其它設置條件不變，現假定以下3種情況，孔隙率分別為φ =0.05，φ =0.1，φ =0.15時進行數值模擬，來觀察多孔介質中的孔隙率對氣體泄漏因子的影響。

3.2.1 孔隙率為 φ =0.05

小孔入口I-J段總壓力為1.89×105Pa，小孔出口N-M段總壓力為1.05×105Pa，根據式(3)，氣體泄漏因子Fs為55.6%。

3.2.2 孔隙率 φ =0.15

小孔入口I-J段總壓力為1.499×105Pa，小孔出口N-M段總壓力為1.048×105Pa，根據式(3)，氣體泄漏因子Fs為69.9%。

由以上分析可知，當鍍鋁薄膜層的材料孔隙率分別為 φ =0.05，φ =0.1(由1.6 節可知)，φ =0.15時，氣體泄漏因子分別為 Fs=55.6%，Fs=56.4%，Fs=69.9%，故可以看出，隨著多孔介質孔隙率φ的不斷增加，氣體泄漏因子Fs不斷增大。

3.3 鍍鋁薄膜層厚度h

為了了解鍍鋁薄膜層厚度h對氣體泄漏因子Fs的影響，現假定以下3種情況，鍍鋁薄膜層厚度分別為h=4 mm，h=8 mm和h=15 mm時進行數值模擬，來觀察鍍鋁薄膜層厚度對氣體泄漏因子的影響。

3.3.1 鍍膜薄膜層厚度h=4 mm

小孔入口I-J段總壓力為1.85×105Pa，小孔出口N-M段總壓力為1.05×105Pa，根據式(3)，氣體泄漏因子Fs為56.8%。

3.3.2 鍍膜薄膜層厚度h=15 mm

小孔入口I-J段總壓力為1.9×105Pa，小孔出口N-M段總壓力為1.05×105Pa，根據式(3)，氣體泄漏因子Fs為55.2%。

由以上分析可知，當鍍鋁薄膜厚度分別為h=4 mm，h=8 mm(由1.6 節可知)，h=15 mm 時，氣體泄漏因子分別為 Fs=56.8%，Fs=56.4%，Fs=55.2%，故可以看出，隨著鍍鋁薄膜層厚度h的不斷增加，氣體泄漏因子Fs不斷減小。

3.4 微流星體或空間碎片入射角度θ

為了了解微流星體或空間碎片入射角角度θ對氣體漏率的影響，假設其它模擬條件不變，現假設以下3種情況，入射角角度分別為θ=0°(垂直入射)，θ=44.6°(N-M線段向x正方向偏離50 mm形成的夾角)，θ=74.6°(N-M線段向x正方向偏離150 mm形成的夾角)。

3.4.1 入射角度 θ=44.6°

小孔入口I-J段總壓力為1.87×105Pa，小孔出口N-M段總壓力為1.016×105Pa，根據式(3)，氣體泄漏因子Fs為54.3%。

3.4.2 入射角度 θ=74.6°

小孔入口I-J段總壓力為1.88×105Pa，小孔出口N-M段總壓力為1.01×105Pa，根據式(3)，氣體漏率Fs為53.7%。

由以上分析可知，當入射角角度分別為θ=0°(由 1.6 節可知)、θ=44.6°、θ=74.6°時，氣體泄漏因子分別為 Fs=56.4%、Fs=54.3%、Fs=53.7%，故可以看出，隨著入射角度θ的不斷增加，氣體泄漏因子Fs不斷減小。

4 結束語

基于Simple算法的Fluent軟件模擬了載人航天器艙內氣體泄漏時的壓力，在此基礎上，建立了不同影響參數的數值模型，分析了影響載人航天器艙內氣體泄漏的主要參數，并得到以下結論:

(1)沿著 t-y線(縱坐標)，0.2 MPa壓力逐步降低，在鍍膜薄膜層內壓降變化較為明顯，在微流星體防護層內，壓降基本保持不變，在出口處呈扇形向四周擴散，逐漸降至0.1 MPa;

(2)沿著m-n線(橫坐標)，在系統達到穩態時，壓力呈一條水平線，基本保持穩定;

(3)小孔孔徑越大，氣體泄漏因子越大;

(4)對鍍鋁薄膜層的材料結構進行優化，使其孔隙率變小，氣體泄漏因子降低;

(5)增加鍍鋁薄膜層厚度，氣體泄漏因子降低;

(6)引入氣體泄漏因子Fs概念，來判定艙內氣體泄漏大小，即氣體泄漏因子Fs越小，艙內氣體泄漏越小，反之亦然，為在軌載人航天器判定艙內氣體泄漏大小提供了一定的理論依據。

1 吳國興.空間站和航天飛機［M］.北京:中國宇航出版社，2003.

2 龍 偉，王綱明，宋金成.雙密封結構泄漏過程淺析［J］.真空與低溫，2001，7(3):184-187.

3 劉 陽，孫 沖，崔展鵬，等.多級串聯密封系統泄漏規律及應用研究［J］.宇航學報，2005，26(4):476-484.

4 劉 陽，崔展鵬，孫 沖，等.雙密封結構的泄漏理論及其應用研究［J］.中國空間科學技術，2003(6):38-46.

5 閆治平，黃淑英.漏率與壓力關系的研究［J］.中國空間科學技術，1999(4):42-47.