一種載人航天器氣壓控制系統(tǒng)仿真模型

靳健 楊晨 侯永青

（中國空間技術(shù)研究院載人航天總體部，北京 100094）

一種載人航天器氣壓控制系統(tǒng)仿真模型

靳健 楊晨 侯永青

（中國空間技術(shù)研究院載人航天總體部，北京 100094）

為支持航天員在軌駐留，載人航天器須利用氣壓控制系統(tǒng)將密封艙內(nèi)的氧分壓和總壓控制在指標(biāo)范圍內(nèi)。為分析氣壓控制系統(tǒng)的工作性能，文章提出了一種氣壓控制系統(tǒng)仿真模型，利用關(guān)鍵參數(shù)和主要特性描述公式對氣壓控制系統(tǒng)的主要要素進(jìn)行定義，形成了密封艙、航天員、供氧組件、供氮組件、艙體漏孔等的數(shù)學(xué)模型，并定義了要素之間的接口關(guān)系。將正常模式和艙體泄漏模式下的仿真模型計算結(jié)果與載人航天器相關(guān)地面試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行對比，證明了仿真模型的正確性。最后，利用仿真模型分析了艙體容積和漏孔通徑大小對密封艙氧分壓和總壓變化趨勢的影響。

載人航天器；密封艙；氧分壓；總壓

1 引言

氣壓控制系統(tǒng)是載人航天器的重要組成部分，其作用是在密封艙內(nèi)制造出與地面大氣類似的人工氣壓環(huán)境，主要包括氧分壓和總壓的控制，以及在密封艙體因空間碎片擊穿等突發(fā)事件發(fā)生氣體泄漏時，在規(guī)定時間內(nèi)維持艙內(nèi)氧分壓和總壓水平高于某下限值，以支持航天員進(jìn)行艙體補(bǔ)漏或進(jìn)行緊急撤離前的各種操作。國外載人航天器均配備了消耗性高壓空氣瓶/氧氣瓶或者氮?dú)馄?氧氣瓶作為氣源，通過壓力傳感器實時監(jiān)測艙內(nèi)氧分壓和總壓［1-9］，當(dāng)氧分壓或總壓水平達(dá)到下限時，啟動補(bǔ)氣組件，氣體由高壓氣瓶經(jīng)減壓閥和供氣管路以設(shè)定的速率流入密封艙內(nèi)，直到氧分壓或總壓達(dá)到上限結(jié)束。

在載人航天器密封艙氣壓控制方面，文獻(xiàn)［10］中利用集總參數(shù)模型和理想氣體模型分析了密封艙內(nèi)氧分壓和總壓的控制情況，結(jié)果表明密封艙內(nèi)氧分壓和總壓處于波動狀態(tài)，且受航天員代謝水平影響，但是文中并沒有分析艙體泄漏應(yīng)急情況下密封艙內(nèi)氣壓的變化情況。文獻(xiàn)［11］中分析得出了密封艙內(nèi)氧分壓和總壓變化規(guī)律的解析解，并將計算結(jié)果與試驗結(jié)果進(jìn)行對比分析，但是該解需要試驗數(shù)據(jù)確定部分參數(shù)，給實際使用帶來不便，且依然沒有考慮艙體泄漏對氣壓的影響。文獻(xiàn)［12］中利用集總參數(shù)方法建立了數(shù)學(xué)模型，計算分析了不同通徑漏孔下艙內(nèi)氧分壓和總壓的變化趨勢，但模型較為簡單，并未明確定義氣壓控制相關(guān)的各個要素的數(shù)學(xué)描述和要素間的接口關(guān)系。

本文利用集總參數(shù)方法建立了一種單艙載人航天器氣壓控制系統(tǒng)仿真模型，利用關(guān)鍵性能參數(shù)、代數(shù)方程、微分方程對各個要素的性能進(jìn)行描述，從而形成各個要素的數(shù)學(xué)模型和接口關(guān)系，可對正常模式下密封艙氧分壓、總壓變化趨勢，以及不同參數(shù)對氧分壓、總壓控制效果的影響進(jìn)行實時分析，還可分析艙體泄漏模式下，密封艙氧分壓、總壓的變化趨勢，為載人航天器空氣環(huán)境控制系統(tǒng)參數(shù)設(shè)計和優(yōu)化提供依據(jù)，并為應(yīng)急模式下應(yīng)對措施的設(shè)計提供參考。

2 仿真分析模型

2.1 密封艙氣壓控制要素

參考國內(nèi)外載人航天器［1-9］氣壓控制系統(tǒng)設(shè)計，與密封艙氣壓控制直接相關(guān)的要素如下。

（1）密封艙：是航天員的駐留場所，氧氣的補(bǔ)加、氮?dú)獾难a(bǔ)加、航天員代謝耗氧、艙體的泄漏和空氣溫度變化等因素，均會改變密封艙內(nèi)氣體的質(zhì)量、成分和氣壓。

（2）航天員：非泄漏模式下，航天員代謝耗氧是最主要的氧氣消耗方式，而航天員總代謝速率隨著代謝水平、人數(shù)的變化而變化。

（3）供氧組件：包括高壓氧氣瓶、減壓閥、控制閥等部件，用于監(jiān)測密封艙內(nèi)氧分壓水平。當(dāng)氧分壓低于下限時，以固定速率向密封艙內(nèi)補(bǔ)充氧氣，直到氧分壓達(dá)到上限結(jié)束。

（4）供氮組件：包括高壓氮?dú)馄?、減壓閥、控制閥等部件，用于監(jiān)測密封艙內(nèi)總壓水平。當(dāng)總壓低于下限時，以固定速率向密封艙內(nèi)補(bǔ)充氮?dú)猓钡娇倝哼_(dá)到上限結(jié)束。

（5）艙體漏孔：當(dāng)密封艙因微流星或空間碎片擊穿出現(xiàn)漏孔時，艙內(nèi)空氣泄漏至艙外空間環(huán)境，艙內(nèi)氣壓快速下降，此時開啟供氧組件和供氮組件向密封艙內(nèi)補(bǔ)氣，在設(shè)定時間內(nèi)維持氣壓高于安全限值。

綜上所述，載人航天器氣壓控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)組成如圖1所示。

圖1 氣壓控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)Eig.1 Structure of air pressure control system

2.2 氣壓控制系統(tǒng)仿真分析模型說明

本文采用數(shù)學(xué)分析軟件平臺Ecosimpro作為載人航天器氣壓控制系統(tǒng)仿真建模的基礎(chǔ)平臺。該平臺是ESA官方選用分析工具，配備有載人航天器環(huán)控生保模型數(shù)據(jù)庫（ECLSS Library），包含環(huán)控生保系統(tǒng)常用設(shè)備的數(shù)學(xué)模型，定義了各個數(shù)學(xué)模型的參量、變量、公式、接口，模型的正確性經(jīng)過了在軌航天器的驗證。ESA曾利用該數(shù)據(jù)庫搭建“國際空間站”哥倫布艙空氣環(huán)境控制系統(tǒng)仿真分析模型，用于哥倫布艙空氣環(huán)境控制系統(tǒng)的設(shè)計與在軌性能分析工作［13］。

氣壓控制系統(tǒng)各個要素的控制方程見文獻(xiàn)［14］，具體描述如下。

2.2.1 密封艙

密封艙氮?dú)?、氧氣的容納空間，航天員的代謝耗氧，艙體泄漏，溫度變化等因素，會造成密封艙內(nèi)氣體質(zhì)量和氣壓變化。因此，密封艙的主要控制方程為質(zhì)量守恒方程和能量守恒方程。在建模過程中，遵循如下假設(shè)：密封艙內(nèi)的空氣溫度和空氣成分均勻一致。

1）質(zhì)量守恒方程

式中：mj為密封艙內(nèi)空氣中第j種物質(zhì)成分的質(zhì)量；wi為流入密封艙的空氣質(zhì)量流量；xi，j為流入密封艙的空氣中第j種物質(zhì)成分的質(zhì)量百分比；wo為流出密封艙的空氣質(zhì)量流量；xo，j為流出密封艙的空氣中第j種物質(zhì)成分的質(zhì)量百分比；wl，j為航天員代謝產(chǎn)生的第j種空氣物質(zhì)成分的質(zhì)量流量；t為計算時間。

式中：Mair為密封艙內(nèi)空氣的總質(zhì)量；N為空氣物質(zhì)成分?jǐn)?shù)目。

式中：xair，j為密封艙內(nèi)第j種空氣物質(zhì)成分的質(zhì)量百分比。

式中：yair，j為密封艙內(nèi)第j種空氣物質(zhì)成分的摩爾百分比；MW，j為密封艙內(nèi)空氣第j種物質(zhì)成分的摩爾質(zhì)量。

式中：ρa(bǔ)ir為密封艙內(nèi)空氣密度；Vair為密封艙容積。

2）能量守恒方程

式中：Uair為密封艙內(nèi)空氣的內(nèi)能；hi為流入密封艙的空氣焓值；ho為流出密封艙的空氣焓值；qair為進(jìn)入空氣的總熱量。

式（1）～（6）確定了密封艙內(nèi)空氣的密度ρa(bǔ)ir、內(nèi)能Uair和各種物質(zhì)成分的摩爾百分比yair，j，則艙內(nèi)空氣狀態(tài)可以確定，艙內(nèi)氣壓Pair、空氣溫度Tair和空氣焓值hair可以通過理想氣體相關(guān)方程求出，各種物質(zhì)成分的分壓如下。

2.2.2 供氧組件和供氮組件

供氧組件和供氮組件分別監(jiān)測密封艙內(nèi)氧分壓和總壓水平，當(dāng)氧分壓或總壓低于下限時，啟動補(bǔ)氣流程，以設(shè)定的固定速率向密封艙內(nèi)補(bǔ)氣，當(dāng)氧分壓或總壓達(dá)到上限時，補(bǔ)氣流程結(jié)束。因此，補(bǔ)氣量隨時間的變化率就是補(bǔ)氣速率，控制方程如下。

式中：MO為補(bǔ)氧質(zhì)量；wm，O為補(bǔ)氧質(zhì)量流量。

式中：MN為補(bǔ)氮質(zhì)量；wm，N為補(bǔ)氮質(zhì)量流量。

2.2.3 艙體漏孔

通過漏孔的空氣質(zhì)量流速計算公式，參見文獻(xiàn)［15］和［16］。當(dāng)漏孔的空氣流速處于亞音速范圍式，即

式中：漏孔出口和進(jìn)口氣壓比值R=po/pi，po和pi分別為漏孔出口氣壓和進(jìn)口氣壓；γ為空氣定壓比熱與定容比熱之比。

通過漏孔的空氣質(zhì)量流量為

式中：Cd為漏孔排氣系數(shù)，式（11）和式（13）中都取1；漏孔流通面積At=πd2/4，d為漏孔通徑；ρi為漏孔進(jìn)口空氣密度。

當(dāng)漏孔的空氣流速處于音速范圍時，即

通過漏孔的空氣質(zhì)量流量為

載人航天器氣壓控制系統(tǒng)仿真模型如圖2所示。

圖2 氣壓控制系統(tǒng)仿真模型Eig.2 Simulation model of air pressure control system

2.3 仿真模型驗證

為驗證本文仿真模型的正確性，將模型計算得到的密封艙氧分壓和總壓隨時間變化的結(jié)果與地面試驗結(jié)果進(jìn)行對比。在地面試驗中，2名航天員在容積為59 m3的模擬密封艙內(nèi)連續(xù)駐留15 d。其中：2名航天員的人均耗氧速率為0.73 kg/d，密封艙內(nèi)空氣溫度由溫濕度控制系統(tǒng)控制在20～22℃內(nèi)，氧分壓的控制范圍是20.0～24.0 k Pa，通過氧分壓傳感器和總壓傳感器監(jiān)測模擬密封艙內(nèi)氧分壓和總壓的變化趨勢。

仿真模型設(shè)定與駐留試驗一致的密封艙容積、航天員耗氧速率、氧分壓上下限值，并設(shè)定密封艙內(nèi)空氣溫度為21℃，將計算結(jié)果與試驗結(jié)果進(jìn)行對比，見圖3和圖4。

圖3 氧分壓計算結(jié)果與試驗結(jié)果對比Eig.3 Comparison of oxygen partial pressure between calculation and experiment

圖4 總壓計算結(jié)果與試驗結(jié)果對比Eig.4 Comparison of total pressure between calculation and experiment

由圖3和圖4可知，仿真模型的計算結(jié)果與試驗結(jié)果吻合程度較好。

本文還將艙體泄漏模式下總壓變化時間的計算結(jié)果與試驗結(jié)果進(jìn)行了對比。地面試驗在真空罐中開展，真空罐中的氣壓為9.0 Pa，密封艙容積為40 m3，泄壓孔通徑為28 mm，泄壓過程中空氣溫度范圍為8～10℃，總壓由初始99.7 kPa泄至30.0 kPa，試驗測試所需時間為15 min30 s。同等條件下，仿真模型計算結(jié)果為16 min8 s?？倝河沙跏?0.0 kPa泄至3.0 kPa，試驗測試所需時間為33 min36 s，仿真模型計算結(jié)果為31 min2 s。

通過上述對比，證明了本文仿真模型的正確性。

3 模型算例

為說明本文仿真模型在載人航天器氣壓控制系統(tǒng)中的應(yīng)用，在此給出2個算例。

3.1 正常模式下密封艙氣壓變化趨勢分析

文獻(xiàn)［10］中計算了航天員代謝水平變化情況下密封艙氧分壓和總壓的變化情況，本文通過仿真模型計算了艙體未發(fā)生泄漏時，密封艙容積變化對氧分壓和總壓控制情況的影響，在計算過程中假設(shè)如下。

（1）密封艙內(nèi)不同位置氧分壓分布是一致的，忽略分布的不均勻性。

（2）航天員在軌駐留期間，代謝水平會隨著不同的活動形式發(fā)生改變，耗氧速率也會隨著變化，為簡化計算過程，設(shè)定航天員的耗氧速率是恒定的，參考“國際空間站”的設(shè)計經(jīng)驗，單個航天員的耗氧速率設(shè)定為0.86 kg/d。

（3）密封艙內(nèi)空氣溫度維持在21℃。

（4）由于駐留時間較短，忽略艙體泄漏。

計算設(shè)定的主要初始條件和邊界條件如下。

（1）密封艙的有效氣體容積取36 m3、50 m3和70 m3。

（2）參考“國際空間站”［8］的指標(biāo)要求，氧分壓控制范圍是20.0～24.0 kPa，總壓控制范圍是87.0～100.0 kPa。

（3）密封艙初始氧分壓為21.2 kPa；初始總壓為97.0 k Pa。

（4）航天員人數(shù)為3人。

（5）氧氣瓶補(bǔ)氧速率為0.001 2 kg/s，氮?dú)馄垦a(bǔ)氮速率為0.001 8 kg/s。

本文計算了5 d駐留時間里密封艙內(nèi)氧分壓和總壓隨時間的變化，結(jié)果如圖5～6所示。

由圖5可知，密封艙內(nèi)的氧分壓水平出現(xiàn)周期性變化。隨著航天員代謝耗氧，氧分壓不斷降低，直至達(dá)到下限；然后供氧組件啟動，氧分壓快速上升至上限后，供氧過程結(jié)束。在整個計算過程中，氧分壓水平均滿足20.0～24.0 k Pa的指標(biāo)要求，表明補(bǔ)氧速率滿足氧分壓控制要求。隨著密封艙容積的增大，密封艙氧氣容量增大，在航天員耗氧速率不變的前提下，相同時間內(nèi)氧分壓下降的速率變慢，氧分壓達(dá)到下限后，補(bǔ)氣所需的時間也加長。在5 d里，36 m3的密封艙氧分壓有7次上下限循環(huán)，50 m3的密封艙氧分壓有5次上下限循環(huán)，70 m3的密封艙氧分壓有4次上下限循環(huán)。

圖5 5 d內(nèi)氧分壓變化趨勢Eig.5 Varying trend of oxygen partial pressure in 5 days

圖6 5 d內(nèi)總壓變化趨勢Eig.6 Varying trend of total pressure in 5 days

由圖6可知，密封艙總壓水平也出現(xiàn)周期性變化。由于沒有艙體泄漏、補(bǔ)氮?dú)膺^程和空氣溫度的變化，總壓的波動是由于氧分壓波動引起的，隨著密封艙容積的增大，總壓循環(huán)變化的次數(shù)減少。在整個計算過程中，總壓的水平始終滿足87.0～100.0 k Pa的指標(biāo)要求，但當(dāng)氧分壓達(dá)到上限時，總壓水平也達(dá)到99.6 k Pa，接近指標(biāo)上限，這表明在確定密封艙壓力體制的過程中，必須綜合考慮總壓實際控制范圍與氧分壓控制范圍間的匹配關(guān)系，避免供氧工程中造成總壓超標(biāo)。

3.2 艙體泄漏模式下氣壓變化趨勢分析

文獻(xiàn)［12］中研究了不同漏孔通徑下密封艙總壓變化趨勢，以及6 mm通徑漏孔對應(yīng)的氧分壓變化趨勢，但文中并沒有明確密封艙容積以及補(bǔ)氣速率。本文針對容積為36 m3的密封艙，分析了不同漏孔通徑下密封艙氧分壓和總壓的變化趨勢，并分析了補(bǔ)氣速率對泄漏情況下氧分壓和總壓的影響。

在計算過程中設(shè)定如下。

（1）密封艙內(nèi)不同位置氧分壓分布是一致的，忽略分布的不均勻性。

（2）由于計算時間較短，忽略航天員的耗氧量。

（3）參考文獻(xiàn)［12］，計算過程中密封艙空氣溫度維持在21℃。

計算設(shè)定的主要初始條件和邊界條件如下。

（1）密封艙有效氣體容積為36 m3。

（2）為支持航天員在軌堵漏或者撤離，氣壓控制系統(tǒng)應(yīng)維持密封艙總壓不低于70.0 k Pa、氧分壓不低于18.0 kPa的時間不少于1200 s。

（3）密封艙初始氧分壓為21.2 k Pa，初始總壓為97.0 k Pa。

（4）艙外空間環(huán)境氣壓為1×10-5Pa。

（5）密封艙漏孔通徑分別為3 mm、6 mm和10 mm。

（6）氧氣瓶初始補(bǔ)氧速率為0.001 2 kg/s，氮?dú)馄砍跏佳a(bǔ)氮速率為0.001 8 kg/s。

計算結(jié)果如圖7～9所示。

圖7 密封艙漏氣速率Eig.7 Leaking flux of pressurized cabin

圖8 密封艙泄漏時氧分壓變化趨勢Eig.8 Oxygen partial pressure in pressurized cabin during cabin leaking

圖9 密封艙泄漏時總壓變化趨勢Eig.9 Total pressure in pressurized cabin during cabin leaking

（1）由圖7可知，當(dāng)漏孔通徑為10 mm時，在計算開始時艙體泄漏速率達(dá)到最高的0.018 0 kg/s，隨著艙內(nèi)總壓不斷下降，艙內(nèi)外壓差逐漸減小，艙體泄漏速率也持續(xù)減小。由圖8可知，氧分壓由初始的21.2 k Pa快速下降至20.0 k Pa的下限，供氧組件開啟，氧分壓下降的速率有所減小，但是到1200 s時，氧分壓已經(jīng)減小至14.7 k Pa，低于18.0 kPa的氧分壓應(yīng)急下限值，或者說，能夠維持氧分壓不低于18.0 kPa的時間只能到480 s。由圖9可知，總壓由初始的97.0 k Pa快速下降至87.0 k Pa的下限，供氮組件開啟，總壓下降的速率有所減小，但是到1200 s時，總壓已經(jīng)減小至63.0 kPa，低于70.0 k Pa的總壓應(yīng)急下限值，或者說，能夠維持總壓不低于70.0 k Pa的時間只能到850 s。

（2）當(dāng)漏孔通徑為6 mm時，艙體最高泄漏速率下降至0.006 4 kg/s，且隨時間變化趨勢較為緩慢。氧分壓下降趨勢明顯慢于通徑為10 mm的情況。當(dāng)氧分壓下降至20.0 k Pa下限時，供氧組件開啟，氧分壓下降速率明顯減小，到1200 s時，氧分壓減至19.6 k Pa，滿足不低于17.0 kPa的氧分壓應(yīng)急下限值?？倝合陆邓俾室裁黠@慢于通徑為10 mm的情況。當(dāng)總壓下降至87.0 kPa下限時，供氮組件開啟，總壓下降速率明顯減小，到1200 s時，總壓減小至84.0 kPa，滿足不低于70.0 kPa的總壓應(yīng)急下限值。

（3）當(dāng)漏孔通徑為3 mm時，艙體最高泄漏速率下降至0.001 8 kg/s，且在整個計算過程中幾乎保持不變。氧分壓下降速率進(jìn)一步降低，到1200 s時減至20.2 kPa，供氧組件沒用啟動?？倝合陆邓俾蔬M(jìn)一步降低，到1200 s時減至92.5 k Pa，供氮組件沒有啟動。

由上面的分析可知，當(dāng)漏孔通徑為10 mm時，氧分壓和總壓能夠維持的時間無法滿足指標(biāo)要求，解決這一問題的有效方法是加大艙體泄漏時的補(bǔ)氧速率和補(bǔ)氮速率。針對10 mm通徑漏孔，本文分析了不同補(bǔ)氣速率對應(yīng)的艙壓維持時間。由于補(bǔ)氧過程會影響總壓水平，但是補(bǔ)氮過程不會影響氧分壓水平，因此先分析補(bǔ)氧速率與氧分壓維持在18.0 kPa以上時間的關(guān)系，如圖10所示。

圖10 氧分壓維持在18.0 kPa以上的時間與補(bǔ)氧速率的關(guān)系Eig.10 Relation between time of oxygen partial pressure above 18.0k Pa and oxygen makeup flux

由圖10可知，隨著補(bǔ)氧速率的增加，氧分壓維持在18.0 kPa以上的時間也呈非線性趨勢增加。當(dāng)補(bǔ)氧速率達(dá)到0.003 0 kg/s時，氧分壓維持在18.0 kPa以上的時間達(dá)到1200 s。維持此補(bǔ)氧速率，然后分析補(bǔ)氮速率與總壓維持在70.0 k Pa以上時間的關(guān)系，如圖11所示。

圖11 總壓維持在70.0 kPa以上的時間與補(bǔ)氮速率的關(guān)系Eig.11 Relation between time of total pressure above 70.0k Pa and nitrogen makeup flux

由圖11可知，隨著補(bǔ)氮速率的增加，總壓維持在70.0 k Pa以上的時間也逐漸增加，當(dāng)補(bǔ)氮速率達(dá)到0.003 6 kg/s時，總壓維持在70.0 kPa以上的時間達(dá)到1200 s。

4 結(jié)束語

本文對載人航天器氣壓控制系統(tǒng)的主要要素性能進(jìn)行了描述，得到了各個要素的數(shù)學(xué)模型，并定義了它們之間的接口關(guān)系，形成了載人航天器氣壓控制系統(tǒng)的仿真模型，可用于分析正常模式下和艙體泄漏模式下密封艙內(nèi)氧分壓和總壓的變化趨勢，確定關(guān)鍵參數(shù)取值范圍。作為仿真模型的應(yīng)用，本文分別給出了2種模式下的算例，計算分析了不同密封艙容積、不同漏孔通徑和補(bǔ)氣速率對密封艙氧分壓和總壓變化趨勢的影響，表明本文仿真模型可用于載人航天器氣壓控制系統(tǒng)的設(shè)計以及性能驗證。

本文的仿真模型是針對單艙載人航天器建立的，參考“國際空間站”可知，大型空間站組合體艙體數(shù)遠(yuǎn)多于2個，但通常由單一艙段對整個組合體密封艙的氣壓進(jìn)行集中控制，隨著艙段數(shù)增多，控制過程也愈加復(fù)雜，因此后續(xù)將以更多艙段集中氣壓控制過程分析作為研究重點。

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（編輯：夏光）

Simulation Model for Air Pressure Control System of Manned Spacecraft

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

In order to support crew resides，oxygen partial pressure and total pressure of pressurized cabin in manned spacecraft should be controlled within a specific range by using air pressure control system.In order to analyze the working performance of air pressure control system，a simulation model is proposed.The air pressure control system are defined by the equations describing key parameters and characteristics，and a mathematic model is developed，including pressurized cabin，crew，oxygen makeup assemble，nitrogen makeup assemble，leaking throat on cabin wall and interface relation between modules.By comparing calculating results of normal mode and leaking mode with ground experiment results of manned spacecraft，the veracity of the model is proved.By using this model，the effects of the pressurized cabin volume and diameter of the leaking orifice on varying trend of oxygen partial pressure and total pressure are analyzed.

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

V476

A DOI：10.3969/j.issn.1673-8748.2015.03.009

2014-06-26；

2014-09-08

國家重大科技專項工程

靳健，男，博士，工程師，從事空間站熱管理系統(tǒng)設(shè)計工作。Email：jinjian0331@126.com。