一種并網式載人航天器控溫回路系統設計

（中國空間技術研究院載人航天總體部，北京 100094）

1 引言

載人航天器熱負荷水平較高，且航天員活動區的空氣、溫度水平控制范圍與設備區不同［1-3］，因此，國內外載人航天器均采用內、外雙回路系統作為主要熱量傳輸系統。外回路安裝在密封艙外，存在因微流星、空間碎片撞擊發生工質泄漏的風險，嚴重時會造成系統失效，且難以開展在軌維修，因此必須采取高可靠性設計。和平號空間站采用雙內回路和雙外回路完全備份設計；“國際空間站”也裝有雙外回路系統，兩條回路的配置一致，互為備份，此外，它的中溫內回路和低溫內回路還采用了耦合設計［4-10］。雙外回路系統雖然提高了可靠性，但會造成系統質量大幅度提高，也存在因共因失效造成兩條回路同時出現故障的風險。本文針對某兩艙段載人航天器，設計了一種結構簡單的單艙和艙間雙層次并網控溫回路系統，可有效提高故障情況下回路系統可收集處理的熱負荷水平，從而提高各艙回路系統的可靠性。

針對上述設計，本文建立了主動控溫回路系統的仿真分析模型，研究了雙層次并網控溫回路系統的性能，分析了不同等級故障下載人航天器所能承受的熱負荷水平。

2 并網控溫回路系統設計

本文的研究對象是由艙A 和艙B 兩個設備配套和熱負荷水平一致的載人航天器艙段組成的組合體，兩個艙體均由運載火箭發射升空，在軌通過交會對接組裝形成兩艙組合體。并網控溫回路系統結構分為單艙和艙間兩個層次。

（1）單艙外回路并網：外回路系統中的管路被微流星和空間碎片擊中概率最高的部位是與輻射器面板直接連接的管路，因此設定兩條并聯的支路與輻射器面板連接，互為備份，而其他位置的外回路系統只配置一套。

（2）艙間內回路并網：通過艙間換熱器實現兩艙內回路之間熱量的傳輸，當某艙外回路失效時，通過并網系統將該艙段熱量傳遞給另一個艙段進行輔助排散。

2.1 艙體熱負荷水平和溫度要求

參考我國前期載人航天器的設計經驗，密封艙內設備分為冷干組件、平臺設備和實驗設備，各設備熱負荷水平和溫度要求見表1。其中，溫度范圍的選取參考我國前期載人航天器的設計經驗。

需要注意的是，當艙A 冷干組件正常工作時，艙B冷干組件關閉；當艙A 冷干組件不能工作時，要啟動艙B冷干組件，兩艙熱負荷水平也作相應調整。

表1 艙A和艙B的控溫回路熱負荷水平和溫度要求Table 1 Heat load and temperature requirements for thermal control loop of Cabin A and Cabin B

2.2 單艙控溫回路系統

艙A 和艙B由于均存在單獨在軌飛行階段，因此均須配備獨立完善的回路系統。參考“國際空間站”美國實驗艙［11］和我國前期載人航天器設計經驗，艙A 和艙B 分為內回路和外回路系統，而內回路分為低溫內回路和中溫內回路。

（1）參考“國際空間站”美國實驗艙設計經驗，低溫內回路為冷干組件和部分有低溫需求的在軌實驗設備提供冷源，低溫內回路溫度由外回路直接控制，工質設定為純水。根據表1可知，有低溫需求的設備為A1／B1 和A2／B2，總熱負荷水平為1000 W，由于A1／B1 的熱負荷為600 W，且A1／B1最佳的溫度變化范圍是4 ℃，取余量，該溫度變化范圍設定為不超過2 ℃，可算得低溫內回路流量為250kg／h。

（2）參考“國際空間站”美國實驗艙設計經驗，中溫內回路為平臺設備和實驗設備提供冷源，中溫內回路設置溫控閥和支路，通過調節流入中溫中間換熱器的工質流量來控制回路溫度水平，控溫點設在中溫中間換熱器內側工質出口處，為防止管路因溫度過低出現冷凝結露現象，控溫點標準控制溫度設定為18 ℃，工質為純水。根據表1可知，中溫內回路收集熱量的平臺設備總熱負荷水平為2900 W，載荷設備總熱負荷水平為2400 W，平臺設備最佳溫度上限為30 ℃，因此，設定流過平臺設備的工質溫度不超過30 ℃，即溫度升高不超過12 ℃，取5 ℃余量，設定溫度升高不超過7℃，可算得中溫內回路流量為360kg／h；為減小管路系統中工質的流動阻力且便于溫度控制，中溫內回路分為4條流量相等的并聯支路，每條支路上游連接平臺設備，下游連接實驗設備。

（3）參考我國前期載人航天器設計經驗，外回路收集內回路熱量，并傳遞給體裝式輻射器，在體裝式輻射器進口處設置溫控閥和支路，通過調節流入輻射器的工質流量來控制回路溫度水平；控溫點設在輻射器工質出口處，為防止低溫內回路結冰，控溫點標準控制溫度為2 ℃。根據前期設計經驗，輻射器表面涂層的紅外發射率為0.92，太陽光吸收率為0.2，平均散熱能力可取150 W／m2，根據表1，輻射器面積可取42m2。體裝式輻射器布設在密封艙外且面積較大，存在被微流星或空間碎片撞擊的風險，可能造成輻射器管路泄漏，從而造成整條外回路失效，因此，輻射器管路是整個回路系統的薄弱環節。本文將與輻射器連接的管路分為兩條并聯的支路，而其他外回路管路只設定一條，這樣既增加了可靠性，也沒有顯著增加系統質量。

綜上所述，艙A 和艙B的單艙流體回路系統結構如圖1所示。

圖1 單艙主動控溫回路系統Fig.1 Active thermal control loop system structure of singe cabin

2.3 并網控溫回路系統

為進一步提高載人航天器系統的可靠性，確保艙段外回路完全故障時的系統安全，本文參考文獻［11］，通過艙間換熱器、管路和閥門將艙A 和艙B 內回路進行耦合。由于中溫內回路承擔了除冷干組件外所有平臺設備的散熱功能，因此，選擇將艙A 和艙B的中溫內回路進行耦合設計。為了便于在兩艙的中溫內回路間制造出溫差，并避免熱量調配過程中對設備溫度的影響，將兩艙耦合的位置均設定在中溫內回路最下游的主管路位置。當某個艙段外回路發生故障且徹底失效時，可以啟動該耦合回路系統，將故障艙段的中溫內回路收集的熱量通過艙間換熱器傳遞給另一個艙段，從而進行輔助排散，以確保故障艙段平臺系統繼續工作，為后續的維修創造條件。

并網控溫回路系統結構見圖2。在艙A 和艙B的中溫內回路下游加裝三通閥和截止閥（見圖2中紅色虛框位置），引出管路支路，并設置并網換熱器，兩艙引出的管路支路通過該并網換熱器實現熱量的交換。在正常情況下，通過控制截止閥和三通閥使兩艙的中溫內回路工質不流入并網控溫回路系統，這時艙A 和艙B 的控溫回路系統彼此獨立。要進行艙間熱量傳輸時，關閉兩艙的中溫內回路下游的截止閥，并控制三通閥門的張開角度，使中溫內回路工質全流量流過并網控溫回路系統，并通過并網控制器實現熱量在艙間的傳輸。

圖2 艙A 和艙B間的并網控溫回路系統Fig.2 Coupled thermal control loop system between Cabin A and Cabin B

3 仿真分析

3.1 仿真模型及設置

本文采用Sinda-Fluint軟件建立了并網控溫回路系統非穩態計算模型，主要控制方程描述如下。

質量方程為

式中：ρ為工質密度；S為流體回路截面積；u為流速；t為在軌飛行時間；x為流程。

動量方程為

式中：p為壓力；局部阻力為局部阻力系數；沿程壁面摩擦阻力fm為沿程阻力系數；sM為動量源。

能量方程為

式中：U為內能；H為焓；λ為導熱系數；T為液體工質溫度；h為對流換熱系數；Tw為管壁溫度；Sw為對流換熱面積；Qi為輸入熱量。

為了使模型封閉，必須引入流動傳熱的物理關系式。將式（1）～（3）中的空間項離散，時間項保持連續，并將分布參數問題轉化為集中參數問題，得到離散模型。

式中：M為工質節點質量；en為第n根管路的流率矯正系數；θr，n為第n根管路內工質的質量流率；N為管路總數。

式中：Sf為管路流通截面積；L為管路長度；pu為管路上游靜壓；pd為管路下游靜壓；Κc為壓頭系數；fng為非可獲得損失系數；Ζ為流率指數；fg為可獲得損失系數；fd為界面阻力系數。

式中：Ιn為第n根管路連接偏移因子；Qd為工質節點能量源或能量匯；pl為工質靜壓；Vd為節點容積變化率；Vo為體積流率；Co為節點外壁兼容系數。

艙間并網控溫回路系統模型結構見圖3。其中，固態節點總數為276個，流體節點總數為183個。

仿真分析采用近地軌道（LEO），軌道高度為400km，太陽入射角為0°。載人航天器在軌飛行采用三軸對地姿態，輻射器軸線與載人航天器飛行速度方向一致。太陽常數為1354 W／m2，地球反射太陽輻射系數選為0.3，設定地球輻射溫度為250K。

圖3 艙間并網控溫回路系統模型Fig.3 System model of inter-cabin coupled thermal control loop

3.2 仿真結果與分析

3.2.1 外回路無故障情況

當外回路無故障時，艙A 和艙B處于標準工作模式，兩艙的內回路彼此獨立。以艙A 為研究對象，設定艙A 的冷干組件開啟。艙A 外回路控溫點和中溫內回路控溫點的溫度隨在軌時間的變化趨勢見圖4。

圖4 艙A 回路控溫點溫度Fig.4 Control point temperature of Cabin A loop

艙A 的外回路流過輻射器的工質流量和流過旁路的工質流量見圖5（a），艙A 的中溫內回路流過中溫中間換熱器的工質流量和流過旁路的工質流量見圖5（b）。

由圖4（a）可知，標準工作模式下，通過外回路溫控閥的調節，外回路控溫點穩定在2℃。由圖4（b）可知，通過中溫內回路溫控閥的調節，中溫內回路控溫點溫度穩定在18℃，內、外回路控溫點均滿足控制要求。由圖5（a）可知，通過調節控溫閥的張開角度，流過輻射器的流量隨著軌道位置周期變化，在陽照區時，流過輻射器的流量峰值達到0.23kg／s，占總流量的92%。由于外回路控溫點溫度穩定在2℃，因此由圖5（b）可知，中溫內回路流過中間換熱器的流量穩定在0.088kg／s，占總流量的88%。

圖5 艙A 回路工質流量分配Fig.5 Flux distribution of Cabin A loop

由于內、外回路控溫點溫度穩定，因此回路上各熱負載的工作溫度也處于穩定狀態。在標準工作模式下，各設備的溫度見表2，內回路各熱負載的溫度均處于最佳范圍。

表2 標準工作模式下艙A各熱負載溫度Table 2 Equipment temperature of Cabin A under standard working pattern

3.2.2 單條輻射器支路故障情況

在本文算例中，艙A 保持標準工作模式時，設定計算起始時間t0為2000s。t0～t0＋8000（s）階段，輻射器兩條回路均正常工作；在t0＋8000（s）之后，外回路輻射器單條支路發生故障，通過關閉該支路上、下游的截止閥來隔離該支路，這時外回路工質會全流量流過另一條正常運行的支路，輻射器的散熱能力也會發生變化。外回路控溫點和中溫內回路控溫點的溫度隨在軌時間的變化趨勢如圖6所示。

圖6 艙A 的中溫內回路控溫點溫度Fig.6 Control point temperature of Cabin A loop

由圖6（a）可知，標準工作模式下，在單條外回路支路故障前，外回路控溫點溫度穩定在2℃；單條外回路支路故障后，控溫點溫度顯著上升，且隨著軌道位置發生周期變化，峰值達到11 ℃。由圖6（b）可知，在外回路支路故障前，中溫內回路控溫點溫度穩定在18 ℃；單條外回路支路故障后，控溫點溫度顯著上升，且隨著軌道位置發生周期變化，峰值達到25.35 ℃。

內回路控溫點溫度隨著軌道位置變化時，回路上的熱負載溫度也會隨之周期變化，回路上各熱負載的工作溫度峰值見表3。由表3可知，標準工作模式下，由于單條外回路故障造成輻射器散熱能力下降，低溫內回路熱負載溫度已經超出指標要求，而中溫內回路熱負載溫度也明顯上升，不過仍處于允許范圍內。

表3 標準工作模式下艙A各熱負載溫度峰值Table 3 Equipment temperature peak of Cabin A under standard working pattern

根據仿真結果可知，單條外回路支路故障時，載人航天器已經無法維持在標準工作模式下，須關閉部分設備降低熱負荷水平，直至所有設備溫度能夠維持在允許范圍內。關閉順序是先關閉實驗設備，后關閉非核心平臺設備。設定艙A 標準工作模式熱負荷為Qstd，關閉部分設備后的熱負荷為Qpre，監測A1（冷干組件）的溫度TA1，結果如圖7所示。

圖7 艙A 不同熱負荷水平下冷干組件換熱面溫度Fig.7 Temperature of condenser heat exchanger surface under different heat loads in Cabin A

由圖7可知：為將冷干組件換熱面溫度維持在12℃以下，須在標準工作模式基礎上關閉600W 實驗設備，占標準工作模式總熱負荷的9.5%；為將冷干組件換熱面溫度維持在8 ℃以下，須在標準工作模式基礎上關閉1800 W 實驗設備，占標準工作模式總熱負荷的28.5%。上述結果表明，輻射器并聯支路設計有效地提高了回路控溫系統的可靠性，在單條外回路支路故障情況下，總散熱能力損失量不超過28.5%。

3.2.3 外回路完全失效情況

在本文算例中，艙A 的外回路發生故障完全喪失功能時，須開啟艙間并網控溫回路系統，利用艙B輔助艙A 散熱。為盡可能減少艙A 的熱負載溫度上升幅度，應盡可能降低艙A 和艙B 的熱負荷水平。設定計算起始時間t0為0s，事件順序如下。

（1）t0～t0＋5950（s）階段，艙A 和艙B處于標準工作模式（艙A 冷干組件開啟），兩艙控溫回路系統獨立運行。

（2）t0＋5950（s）之后，艙A 外回路因故障喪失功能。

（3）t0＋6000（s）之后，艙A 調節至實驗設備關閉工作模式，并關閉其冷干組件；艙B 調節至實驗設備關閉工作模式，并開啟其冷干組件。

（4）t0＋6050（s）之后，開啟兩艙之間的并網控溫回路系統。

在上述過程中，兩艙的中溫回路控溫點溫度隨在軌時間的變化趨勢見圖8（a）。艙B 外回路控溫點溫度隨在軌時間的變化趨勢見圖8（b）。兩艙的中溫內回路流過中溫中間換熱器的工質流量和流過旁路的工質流量見圖9（a）。艙B 的外回路流過輻射器的工質流量和流過旁路的工質流量見圖9（b）。

圖8 回路控溫點溫度Fig.8 Control point temperature of loops

圖9 回路流量分配Fig.9 Flux distribution of loops

由圖8（a）可知：在t0＋5950（s）之后，由于外回路故障，艙A 的中溫內回路控溫點溫度出現一個跳躍；在t0＋6000（s）之后，由于開啟了艙間并網控溫回路系統，艙A 的中溫內回路控溫點溫度開始下降，并最終穩定在26.3 ℃，而艙B 的中溫內回路控溫點溫度在整個過程中都穩定在18 ℃。由圖8（b）可知：艙B 的外回路控溫點溫度在整個過程中都穩定在2 ℃。由圖9（a）可知：在t0＋6000（s）之后，為了維持中溫內回路溫度，艙A 的中溫內回路工質已經全部流過中間換熱器，而艙B 的中溫內回路工質流過中間換熱器的流量由t0＋6000（s）之前的0.065kg／s增加到0.080kg／s。由圖9（b）可知：在t0＋6000（s）之后處于陽照區時，艙B的外回路工質流過輻射器的峰值流量由t0＋6000（s）之前的0.200kg／s增加到0.235kg／s。根據上述結果可知，艙間并網控溫回路啟動后，艙A 的中溫內回路控溫點溫度雖然上升，但最終可以穩定，而艙B 的中溫內回路控溫點溫度未受影響。

艙間并網控溫回路系統啟動后，兩艙回路上各熱負載的工作溫度見表4和表5。由表4和表5可知，艙A 的外回路發生故障后，通過啟動艙間并網控溫回路系統，可以維持艙A 平臺設備正常工作，平臺設備溫度處于允許范圍內，而艙B 運行在實驗設備關閉工作模式時，所有設備溫度處于最佳范圍內。

表4 艙A的各熱負載溫度Table 4 Equipment temperature of Cabin A

表5 艙B的各熱負載溫度水平Table 5 Equipment temperature of Cabin B

為了評估通過艙間并網控溫回路系統可以支持艙A 承受的最大熱負荷，逐漸開啟艙A 的中溫內回路上的實驗設備（熱負荷水平Qp），監測艙A 中的A5設備溫度TA5變化，期間，艙B 的熱負荷水平維持在3500 W，計算結果見圖10。

圖10 艙A 不同熱負荷水平下A5溫度Fig.10 Temperature of A5under various heat loads of Cabin A

由圖10可知，當艙B 維持在實驗設備關閉工作模式時（冷干組件開啟），艙A 可以通過艙間并網控溫回路系統的支持開啟最大熱負荷為1100 W 的實驗設備，此時，艙A 的總熱負荷水平達到4000 W（2900W＋1100W），占標準工作模式熱負荷水平的63.5%。

4 結束語

本文設計了一種載人航天器單艙和艙間雙層次并網控溫回路系統，建立了控溫回路系統非穩態仿真分析模型，分析了回路系統正常工作、單條外回路支路故障、外回路完全故障下的控溫回路系統性能。結果顯示：在單條外回路故障下，系統總散熱能力損失不超過28.5%；艙A 或艙B 的外回路完全故障時，啟動艙間并網控溫回路系統，故障艙段可維持的熱負荷水平占標準工作模式熱負荷水平的63.5%。上述結果表明，該回路系統可以有效地降低回路系統散熱能力的損失，提高系統的可靠性，為后續多艙段載人航天器控溫回路系統的設計提供參考。

本文針對兩艙組合體建立回路系統模型，參考國外空間站可知，大型空間站組合體艙體數遠多于兩個，隨著艙段數增多，并網式控溫回路系統在提高系統可靠性方面將體現出更大優勢，也會造成故障工作模式的復雜性，因此，在后續研究分析中，將以更多艙段并網控溫回路系統的結構和性能作為重點。

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