載人航天器應急狀況下密封艙壓力控制分析

吳洪飛，張興娟，楊春信，曹仁鳳

(北京航空航天大學航空科學與工程學院，北京100191)

1 引言

載人航天器運行于真空環境中，其壓力控制系統可為航天員提供滿足生理要求的壓力環境[1-2]。載人航天器采用電解制氧和高壓氣瓶供氧兩種方式維持和控制密封艙內的氧分壓。正常情況下，考慮到工程應用的經濟性和可持續性，多采用電解制氧向密封艙內提供氧氣，當出現密封艙體因微流星、空間碎片擊穿等突發事件發生氣體泄漏時，啟用高壓氣瓶應急供氧模式，壓力控制系統要在規定時間內維持艙內氧分壓和總壓水平高于某下限值，以支持航天員進行艙體補漏或進行緊急撤離前的各種操作[3-4]。

Chahine等[5]對登月艙生保系統的壓力控制分系統的功能和運行機制進行了分析。戚發軔等[6]描述了載人航天器的氧分壓控制系統。劉偉波等[7]在對美國、蘇聯/俄羅斯以及我國已有航天器采用的大氣壓力制度分析的基礎上，從人體生理學、工程學角度，分析壓力制度影響因素，提出了我國發射和返回、地-月飛行、月面駐留和出艙活動等階段的壓力制度設計方案。Theurer等[8]基于航天器生保系統功能，分析了泄壓過程和再次進入密閉艙時艙壓的變化。Lafuse等[9]建立駕駛艙、中間艙、生保控制艙和氣閘艙的氣流循環，分析不同空氣流率條件艙壓的變化趨勢。

在載人航天器密封艙壓力控制方面，梁志偉等[3]利用集總參數法建立應急狀況下艙內壓力變化數學模型，分析不同漏孔直徑下不同應急供氣模式艙壓的變化曲線。芮嘉白等[10]針對不同工況分析了密封艙內總壓和氧分壓變化規律的解析解，考慮地面試驗時大氣環境向艙內滲漏氣體等影響因素建立理論求解方程，并設計試驗進行對照分析。徐向華等[11]使用集總參數模型和理想氣體模型分析艙內氣體組分的分壓力以及總壓變化的數學模型，計算航天員在不同代謝強度條件采用不同氧氣補充方式下的壓力變化。靳健等[12-14]對不同條件下密封艙壓力控制進行了大量模擬分析，通過集總參數方法建立艙內氣壓控制系統仿真模型，利用Ecosimpro數學分析軟件平臺求解不同工作模式、不同供氧方式、不同數量艙段下密封艙內空氣總壓和氧分壓的變化趨勢。

通過以上調研資料，目前國內外主要針對執行短期飛行任務和在近地軌道飛行的載人航天器的壓力控制進行了研究，還沒有針對登月等遠地飛行任務中密封艙發生泄漏應急情況時，需要長期飛行返回地面時有關艙壓控制的系統應急方案。遠地飛行任務中，載人航天器密封艙發生泄漏時，航天員在緊急情況下穿著連接艙內生保系統的航天服維持正常生理狀態，對密封艙進行堵漏修補。漏孔修復完成后需要進行艙內復壓，或長時間撤離飛行時，壓力控制系統也需要對密封艙進行復壓以滿足航天員進食、排泄等生理需求。本文針對設定的航天器座艙條件，采用集總參數法建立密封艙壓力控制物理數學模型，仿真模擬艙壁擊穿泄漏時艙內環境的變化規律。針對和比較壓力控制中的維持艙壓模式，重點提出分析周期性復壓的應急控制方案，以及采取密封艙復壓模式情況下艙壓、氧分壓的變化趨勢，為載人航天器密封艙內壓力控制系統提供理論分析和數據支持。

2 物理數學模型

密封艙發生穿孔時，艙內氣體泄漏至外部環境，導致艙內壓力發生變化。以艙內氣體為研究對象，通過建立質量守恒方程和氣體狀態方程，計算得到穿孔泄漏量，從而分析艙內壓力變化機制，如式(1)～式(3)：

密封艙發生泄漏時，外界環境壓力一般為1×10-5Pa，內外壓力比遠遠大于超聲速臨界流動狀態值0.528。泄漏氣體流量公式如式(4)所示：

其中，γ為比熱容比，Cd為漏孔排氣系數，本文取1[12-13]。

根據以上方程，假定人員耗氧恒定，忽略艙內氣體正常流出，推導得到艙內壓力和泄漏流量的變化公式，如式(5)～式(7)：

式中，q為進入艙內補氣質量流量，P0為艙內初始壓力。

3 艙體泄漏壓力變化分析

載人航天器運行于真空環境中，在密封艙內部配有強迫對流通風系統，空氣對氧分壓的輸運能力較強，且內部配置有一整套的溫控系統，能夠維持一個相對穩定的艙內環境溫度。在進行艙體泄漏壓力計算時作以下簡化：

1)忽略氧分壓分布的不均勻性；

2)計算過程中密封艙氣體溫度維持在21℃；

3)航天員數量為3人，應急情況下每個航天員耗氧速率設定為1.69 kg/d[15]；

4)艙體泄漏時，航天員完成壓力設置，穿好航天服的時間設定為1800 s；

5)密封艙初始氧分壓為21.5 kPa，安全下限為18 kPa，初始總壓為91.5 kPa；

6)艙外空間環境氣壓為1×10-5Pa；

7)密封艙漏孔通徑計算范圍是3～10 mm。

容積分別為20 m3(虛線)、30 m3(實線)的密封艙發生泄漏時的總壓變化趨勢如圖1所示。

圖1 密封艙泄露時總壓變化趨勢Fig.1 Trend of total pressure change during cabin leaking

從圖1中看出，總壓變化呈現指數遞減的趨勢，在泄漏初始階段近似為線性變化。漏孔通徑越大，總壓下降越快，到達1800 s時對應的艙壓越低。對于容積為20 m3的密封艙，3 mm～10 mm漏孔直徑對應泄漏1800 s的總壓分別在80 kPa～22 kPa之間單調遞減。對于容積為30 m3的密封艙，3 mm～10 mm漏孔直徑對應泄漏1800 s的總壓分別在83 kPa～35 kPa之間單調遞減。同時可以看出，隨著艙體容積的增大，密封艙內壓力下降越慢，對應相同泄漏時間的余壓越大。

圖2為20 m3容積(虛線)、30 m3容積(實線)的密封艙在不同漏孔通徑下的氧分壓變化趨勢。從圖中可以看出，氧分壓隨泄漏時間呈現指數遞減趨勢。漏孔通徑越大，氧分壓下降越快，到達氧分壓安全下限18 kPa的時間越來越短。隨著艙體的增大，氧分壓下降至18 kPa所需的時間越來越長。對于容積為20 m3的密封艙，只有漏孔通徑為3 mm時才同時滿足氧分壓下限和安全操作時間，漏孔通徑為10 mm時，泄漏1800 s時氧氣余壓已低于6 kPa，遠遠小于安全要求。對于容積為30 m3的密封艙，3 mm、4 mm漏孔通徑可以滿足在安全操作時間內氧分壓大于18 kPa，漏孔通徑大于4 mm，無法滿足安全要求。

圖2 密封艙泄露時氧分壓變化趨勢Fig.2 Trend of oxygen partial pressure change during cabin leaking

圖3 所示容積分別為20 m3(虛線)、30 m3(實線)的密封艙在不同漏孔通徑下的漏氣速率。從圖中可以看出，泄漏速率并非恒定值，而是隨著泄漏時間的增加，漏氣速率逐漸減小。在一定泄漏時間內，泄漏通徑越大，漏氣速率越大，在泄漏末期，漏孔通徑越大，漏氣速率越小。這主要是由于漏氣速率與漏孔通徑以及漏孔兩側的壓差有關。根據泄漏流量計算公式，漏孔兩側初始壓差相同，則相同的漏孔通徑具有相同的初始漏氣速率。同時可以看到漏孔通徑越大，初始泄漏流量越大，從而引起艙內壓力的下降，艙體兩側壓差逐漸減小，因此隨著泄漏時間的增加，漏氣速率也越來越小。根據圖1、圖2也可以看出，隨著泄漏時間的增加，密封艙內總壓和氧分壓余量越來越小，漏孔通徑越大，余壓越小，艙體兩側壓差越小，導致在泄漏末期大通徑漏孔的漏氣速率小于小通徑漏孔的漏氣速率。對同一漏孔通徑，密封艙容積越大，總壓下降速率越小，漏氣速率下降也越慢。

圖3 密封艙漏氣速率Fig.3 Leaking rate of sealed cabin

4 艙體復壓模式分析

密封艙發生泄漏時，通常航天員需要對艙體采取補漏措施，在最惡劣情況下泄漏可能無法得到修復，此時航天員要進行撤離返回地面。為了滿足返回地面前航天員的基本生存需求，需要提供相應的壓力環境。可以考慮通過兩種方式達到提供艙內環境壓力的目的，一種是連續性維持艙壓的模式，一種是復壓模式。

4.1 維持艙壓模式

維持艙壓模式是目前研究人員主要進行研究分析的一種模式，采用連續不間斷補氣的方式將密封艙壓力維持在壓力制度的安全限內，即維持18 kPa氧分壓、58 kPa總壓壓力制度，這是解決短期飛行達到地面的一種應急方案，維持艙壓模式示意圖如圖4所示。密封艙發生泄漏時，艙內氧分壓首先下降至18 kPa，此時開始向艙內提供氧氣，維持艙內氧分壓恒定，待艙內總壓繼續下降至58 kPa時，開始向艙內提供氮氣，維持艙內總壓符合壓力制度要求。

以30 m3艙體容積為例，采用維持艙壓模式，在不補氣的情況下，氧分壓下降至18 kPa時，4 mm～10 mm漏孔經歷的時間和對應的氧氣泄漏速率如表1所示，此時向艙內提供氧氣，使補氣速率等于泄漏速率，從而維持艙內氧氣壓力穩定。

圖4 維持艙壓模式示意圖Fig.4 Schematic diagram for maintaining cabin pressure

表1 氧分壓下降至18 kPa所經歷時間和泄漏率Table 1 Leaking time and rate for oxygen partial pressure to drop to 18 kPa

總壓下降至58 kPa時，4 mm～10 mm漏孔經歷的時間和對應的氮氣泄漏速率如表2所示，此時向艙內提供氮氣，使補氣速率等于泄漏速率，從而維持艙內總壓穩定。

表2 總壓下降至58 kPa所經歷時間和泄漏率Table 2 Leaking time and rate for total pressure to drop to 58 kPa

當需要長期飛行時，設定返回地面需要的時間為7天，計算得到維持18 kPa氧分壓、58 kPa艙壓7天時間所需供氣量如圖5所示。

從圖5中看出，無論采用電解制氧或高壓氣瓶供氣方式，噸級氣體需求量對于工程設計提出了巨大的挑戰，對于追求最優工程效益的載人航天工程的可行性則難以滿足要求。

圖5 維持艙壓7天時間所需供氣量Fig.5 The amount of gas needed for maintaining cabin pressure for 7 days

4.2 復壓模式

通過調研已公開的資料，目前還沒有針對飛行器密封艙發生泄漏需要長期飛行返回地面時有關艙壓控制的系統應急方案。本文考慮到在返回地面的長期飛行過程中，航天員可以使用艙內航天服和氧氣面罩維持基本生理活動，如果返回地面所需時間較長，則采用對密封艙進行供氣復壓并維持壓力一定時間滿足航天員進食、排泄等生理需求，生理需求完成后，航天員再次穿戴艙內航天服和氧氣面罩，同時不再對艙內提供補氣措施。該模式即密封艙壓力復壓模式，模式示意圖如圖6所示。

圖6 復壓模式示意圖Fig.6 Schematic diagram of repressurization mode

采用氧氮混合氣補充艙內氣體，補氣方式采用恒定速率進行。向艙內補充氣體，首先考慮滿足人體對氧氣分壓的需求，通常情況，氧分壓大于18 kPa時人體無缺氧反應。由于漏孔沒有得到有效修復，進行復壓控制時同時需要考慮漏孔造成的氣體泄漏情況。以氧分壓為18 kPa、艙室總壓58 kPa作為復壓下限，設定復壓時間為1200 s，模擬計算不同漏孔通徑條件下艙內復壓時壓力變化趨勢。

圖7表示容積為30 m3的密封艙在不同漏孔通徑條件下進行復壓時，達到18 kPa氧分壓、58 kPa總壓下限所需要的補氣速率。從圖中可以看出，隨著漏孔通徑的增大，經過1200 s時間恢復艙內壓力所需要的補氣速率越來越大，呈近似線性趨勢增加。密封艙發生泄漏應急情況時，常采用高壓氣瓶供氣方式向艙內供氣，進行復壓時將消耗該部分氣體。容積為30 m3的密封艙在不同漏孔通徑條件下進行1200 s復壓所消耗的氣體質量如表3所示。

圖7 補氣速率Fig.7 Gas supply rate

表3 氣體消耗量Table 3 Gas consumption

上述復壓速率和氣體消耗量為達到18 kPa氧分壓、58 kPa總壓下限的最低要求，實際執行任務時，可根據復壓時間和復壓壓力要求設定高于該速率的數據值。

圖8所示容積為30 m3的密封艙存在10 mm漏孔進行復壓時的艙內壓力變化趨勢。從圖中可以看出，經過1200 s的復壓時間，艙內氧分壓達到18 kPa，此時艙內總壓為58 kPa，已滿足人體生理學的需求。

圖8 密封艙復壓時壓力變化趨勢Fig.8 Trend of pressure change during cabin repressurization

當艙內壓力恢復至氧分壓18 kPa時，需要繼續維持壓力用于航天員的生理活動。設定每天3次復壓，每次復壓時間為 20 min，維持艙壓40 min，考慮復壓氣體消耗量、維持艙壓氣體消耗量、航天員耗氧量計算氣體需求量。不同漏孔通徑采用復壓模式，每天需求氣體量如表4所示。

表4 每天氣體需求量Table 4 Daily gas demand

計算7天需求氣體總量，與圖5結果進行對比，如圖9所示，可以看出復壓模式相比較維持艙壓模式供氣，4 mm～10 mm漏孔通徑供氣量分別減少了 44.7%、60.5%、69.4%、74.7%、78.1%、80.5%、82.1%，所需氣體大幅度減少。同時通過結合氧氣循環利用、二氧化碳轉化產氧等技術，可以進一步減少航天器攜帶氣體量，為航天員安全返航提供一種解決方案。

5 結論

1)密封艙泄漏時，艙內總壓和氧分壓的變化呈現指數遞減的趨勢，在泄漏初始階段近似為線性變化。泄漏速率并非恒定值，與漏孔通徑和艙壁兩側壓差有關，其值隨著泄漏時間的增加而逐漸減小。

2)針對維持艙壓模式，4 mm～10 mm漏孔通徑維持18 kPa氧分壓和58 kPa艙壓7天時間所需供氣量為數噸數量，這種氣體需求量對于工程設計提出了巨大的挑戰，難以滿足航天工程要求。

3)艙體進行復壓操作時，考慮氣體泄漏情況，隨著漏孔通徑的增大，恢復艙內壓力所需要的補氣速率和補氣量越來越大，呈近似線性趨勢增加。可以根據達到指定壓力條件的泄漏速率調整供氣速率，使得艙壓保持穩定。

4)復壓模式相比較維持艙壓模式，維持7天飛行時間的供氣減少量可高達82.1%，所需氣體大幅度減少，為航天員安全返航提供一種解決方案。通過結合氧氣循環利用，二氧化碳轉化產氧等技術，可以進一步減少航天器攜帶氣體量，這將是需要進一步完善的主要內容。