載人航天器密封艙泄漏時(shí)艙壓控制分析

靳 健

（中國空間技術(shù)研究院載人航天總體部，北京100094）

載人航天器密封艙泄漏時(shí)艙壓控制分析

靳 健

（中國空間技術(shù)研究院載人航天總體部，北京100094）

針對(duì)載人航天器在密封艙體發(fā)生泄露時(shí)總壓和氧分壓的變化規(guī)律，建立了載人航天器艙壓控制系統(tǒng)仿真模型，利用該模型分析了艙體容積、漏孔通徑對(duì)總壓和氧分壓變化趨勢的影響。結(jié)果表明，隨著漏孔通徑的增加或艙體容積的減小，總壓和氧分壓下降至指標(biāo)下限所需的時(shí)間越來越短。隨著漏孔通徑的增加，艙體的初始漏氣速率越高，但漏氣速率下降得也越快。在分析的基礎(chǔ)上提出了一種確定艙體應(yīng)急補(bǔ)氣速率取值范圍的確定方法，綜合考慮了艙體容積、漏孔通徑、氧分壓和總壓下限要求、氧分壓和總壓維持時(shí)間需求，并通過兩個(gè)算例驗(yàn)證了該方法的有效性。

載人航天器；密封艙；氧分壓；總壓；艙體泄漏

1 引言

載人航天器需要在密封艙內(nèi)配置艙壓控制系統(tǒng)，控制密封艙內(nèi)氧分壓和總壓水平滿足相關(guān)的醫(yī)學(xué)要求，除了正常情況下的艙壓控制，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(shí)，艙壓控制系統(tǒng)還需在規(guī)定時(shí)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［1?4］。國際空間站在正常情況下，由電解制氧裝置進(jìn)行氧分壓控制，并配備高壓氮?dú)馄浚┑到y(tǒng)控制密封艙內(nèi)總壓；艙體泄漏應(yīng)急情況下，則由高壓氮?dú)馄浚┑到y(tǒng)和高壓氧氣瓶／供氧系統(tǒng)維持總壓和氧分壓［5?6］；當(dāng)氧分壓和總壓水平達(dá)到下限時(shí)，啟動(dòng)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)。

在載人航天器密封艙壓控制分析方面，付仕明［7］和芮嘉白［8］計(jì)算分析了正常情況下密封艙內(nèi)氧分壓和總壓的變化趨勢，Ramon［9］利用集總參數(shù)法建立了ATV氧分壓輸運(yùn)管路系統(tǒng)，對(duì)氧氣輸運(yùn)過程中的壓力和流速進(jìn)行了分析。Almude?na［10］利用集總參數(shù)法建立了密封艙內(nèi)電解制氧裝置分析模型和對(duì)氧分壓的控制效果，但上述文獻(xiàn)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。

梁志偉［11］利用集總參數(shù)方法建立了數(shù)學(xué)模型，計(jì)算分析了不同漏孔通徑下艙內(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(gè)組件的數(shù)學(xué)模型以及組件間的接口關(guān)系，也未分析艙容的影響。

靳?。?2］利用集總參數(shù)方法建立了載人航天器艙壓控制系統(tǒng)仿真模型，作為模型算例，針對(duì)固定容積的密封艙在不同漏孔通徑下的艙壓變化趨勢進(jìn)行了分析，但并沒有系統(tǒng)分析艙容對(duì)艙壓變化速率的影響，也未提出確定補(bǔ)氮?dú)夂脱a(bǔ)氧氣速率的方法。本文在參考文獻(xiàn)［12］的基礎(chǔ)上，利用集總參數(shù)方法建立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(duì)各個(gè)關(guān)鍵部件的性能進(jìn)行描述，從而形成各個(gè)部件的數(shù)學(xué)模型和接口關(guān)系，針對(duì)密封艙泄漏的情況，系統(tǒng)的分析了艙容對(duì)艙壓變化速率的影響，并提出了確定補(bǔ)氮?dú)夂脱a(bǔ)氧氣速率的方法，應(yīng)急模式下應(yīng)對(duì)措施的設(shè)計(jì)提供參考。

2 仿真分析和模型

與正常情況下密封艙壓控制系統(tǒng)不同的是，由于應(yīng)急情況下的艙壓維持時(shí)間需求通常較短，乘員代謝耗氧對(duì)氧分壓和總壓變化趨勢的影響很小，為簡化分析模型，忽略乘員代謝影響。參考文獻(xiàn)［13］，與密封艙泄漏時(shí)艙壓控制直接相關(guān)的要素如下：

1）密封艙體：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、艙體的泄漏和氣溫變化等因素，均會(huì)改變密封艙內(nèi)氣體的質(zhì)量、成分和氣壓。

2）氧氣補(bǔ)加組件：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(shí)，以固定速率向密封艙內(nèi)提供氧氣，直到氧分壓達(dá)到上限結(jié)束。

3）氮?dú)庋a(bǔ)加組件：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(shí)，以固定速率向密封艙內(nèi)提供氮?dú)?，直到總壓達(dá)到上限結(jié)束。

4）密封艙漏孔：當(dāng)密封艙因微流星或空間碎片擊穿出現(xiàn)漏孔時(shí)，艙內(nèi)氣體泄漏至外空間，氣壓快速下降，此時(shí)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(shí)間內(nèi)維持氣壓高于安全限值。

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

本文采用數(shù)學(xué)分析軟件平臺(tái)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(tái)。該平臺(tái)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），包含有環(huán)控生保系統(tǒng)常用設(shè)備的數(shù)學(xué)模型，定義了各個(gè)數(shù)學(xué)模型的參量、變量、公式、接口，模型的正確性經(jīng)過了航天器的飛行驗(yàn)證，ESA曾利用該數(shù)據(jù)庫搭建國際空間站哥倫布艙氣體環(huán)境控制系統(tǒng)仿真分析模型，用于哥倫布艙氣體環(huán)境控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)與性能分析［13］。氣壓控制系統(tǒng)各個(gè)組件的控制方程見文獻(xiàn)［12］，載人航天器氣壓控制系統(tǒng)仿真模型如圖2所示。

3 艙體泄漏時(shí)艙壓變化趨勢分析

參考和平號(hào)空間站［4］和國際空間站［5］各個(gè)艙段等不同規(guī)模的載人航天器型號(hào)密封艙容積的規(guī)格，大部分單一密封艙的容積在20 m3～100 m3之間，因此，在該范圍內(nèi)選取三種差別顯著的艙容，為30 m3、50 m3、80 m3三種艙容的密封艙，分析在沒有任何補(bǔ)氣措施的前提下，不同漏孔通徑下密封艙氧分壓和總壓的變化趨勢，計(jì)算設(shè)定如下：

1）由于載人航天器密封艙內(nèi)均配有強(qiáng)迫對(duì)流通風(fēng)系統(tǒng)［1?5］，而空氣對(duì)氧分壓的輸運(yùn)能力較強(qiáng)，依據(jù)前期艙壓控制相關(guān)文獻(xiàn)的設(shè)定方法［7?8，11?12］，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(jì)算時(shí)間較短，忽略航天員的耗氧量；

3）參考文獻(xiàn)［12］，計(jì)算過程中密封艙氣體溫度維持在21oC；

4）參考文獻(xiàn)［5］，密封艙初始氧分壓為20.5 kPa，初始總壓為91.5 kPa；

5）參考文獻(xiàn)［1］，艙外空間環(huán)境氣壓為1× 10－5Pa；

6）參考文獻(xiàn)［11］和［12］，密封艙漏孔通徑變化范圍是4 mm～12 mm。

［12］，艙體泄漏時(shí)，密封艙氧分壓和總壓變化趨勢主要計(jì)算公式如式（1）～（13）：

1）密封艙內(nèi)氣體質(zhì)量守恒方程：

式中mj為艙內(nèi)空氣中第j種物質(zhì)成分的質(zhì)量；wi為流入艙內(nèi)的空氣質(zhì)量；xi，j為流入艙內(nèi)的空氣中第j種物質(zhì)成分的質(zhì)量百分比；wo為流出艙內(nèi)的空氣質(zhì)量；xo，j為流出艙內(nèi)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；t為計(jì)算時(shí)間。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。xair，j為密封艙內(nèi)第j種空氣物質(zhì)成分的質(zhì)量分?jǐn)?shù)。yair，j為密封艙內(nèi)第j種空氣物質(zhì)成分的摩爾分?jǐn)?shù)；MW，j為密封艙內(nèi)空氣第j種物質(zhì)成分的摩爾質(zhì)量。ρa(bǔ)ir為密封艙內(nèi)空氣密度；Vair為密封艙容積。

2）密封艙內(nèi)氣體能量守恒方程如式（6）：

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

式（1）～（6）確定了密封艙內(nèi)空氣的密度ρa(bǔ)ir、內(nèi)能Uair和各種組分的摩爾百分比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)成分的分壓如式（7）：

3）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(shí)，啟動(dòng)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(shí)，補(bǔ)氣流程結(jié)束。因此，補(bǔ)氣量隨時(shí)間的變化率就是補(bǔ)氣速率，供氧控制方程如式（8），供氮?dú)饪刂品匠倘缡剑?）：

式中MO為補(bǔ)氧質(zhì)量；wm，O為補(bǔ)氧質(zhì)量速率。MN為補(bǔ)氮質(zhì)量；wm，N為補(bǔ)氮質(zhì)量速率。

4）漏孔

通過漏孔的空氣質(zhì)量流速計(jì)算公式參考文獻(xiàn)［14］和［15］。

（1）漏孔的空氣流速處于亞音速范圍時(shí)：

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)量流量如式（11）：

式中，wt為漏孔的空氣質(zhì)量流量；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為漏孔等效直徑；ρi為漏孔進(jìn)口空氣密度。

（2）漏孔的空氣流速處于音速范圍時(shí)：

總壓和氧分壓變化趨勢計(jì)算結(jié)果如圖3～5所示。

圖3是不同容積的密封艙在不同漏孔通徑下總壓的變化趨勢。由圖可知，總壓在91.5 kPa至70 kPa的變化范圍內(nèi)，各個(gè)算例總壓水平均線性單調(diào)下降。隨著漏孔通徑的增加，總壓下降至70 kPa所需的時(shí)間越來越短，而隨著艙體容積的增大，總壓下降至70 kPa所需的時(shí)間越來越長。對(duì)于容積為30 m3的密封艙，當(dāng)漏孔通徑在4～12 mm范圍內(nèi)變化時(shí)，總壓下降至70 kPa所需的時(shí)間在7650～870 s范圍內(nèi)變化。對(duì)于容積為50 m3的密封艙，當(dāng)漏孔通徑在4～12 mm范圍內(nèi)變化時(shí)，總壓下降至70 kPa所需的時(shí)間在12 750～1440 s范圍內(nèi)變化。對(duì)于容積為80 m3的密封艙，當(dāng)漏孔通徑在4～12 mm范圍內(nèi)變化時(shí)，總壓下降至70 kPa所需的時(shí)間在20 380～2310 s范圍內(nèi)變化。

圖4是不同容積的密封艙在不同漏孔通徑下漏氣速率的變化趨勢，對(duì)應(yīng)的是總壓由91.5 kPa下降至70 kPa的時(shí)間范圍。根據(jù)公式（11）可知，漏孔的漏氣速率主要與漏孔通徑、漏孔兩側(cè)壓差相關(guān)。各個(gè)算例漏孔兩側(cè)的初始?jí)翰钕嗤?，隨著漏孔通徑的增加，艙體的初始漏氣速率越高；隨著泄漏時(shí)間的增加，艙體總壓逐漸下降，造成漏孔兩側(cè)壓差的減小，所以漏氣速率也在逐漸下降。對(duì)于同一容積的密封艙，漏孔通徑越大，總壓下降速率越快，漏氣速率下降的也越快。對(duì)于同一漏孔通徑，密封艙容積越大，總壓下降速率越慢，漏氣速率下降的也越慢。

圖5 是不同容積的密封艙在不同漏孔通徑下氧分壓的變化趨勢。由圖可知，氧分壓由21.5 kPa至16 kPa的變化范圍內(nèi)，各個(gè)算例氧分壓水平均線性單調(diào)下降。隨著漏孔通徑的增加，氧分壓下降至16 kPa所需的時(shí)間越來越短，而隨著艙體容積的增大，氧分壓下降至16 kPa所需的時(shí)間越來越長。對(duì)于容積為30 m3的密封艙，當(dāng)漏孔通徑在4～12 mm范圍內(nèi)變化時(shí)，氧分壓下降至16 kPa所需的時(shí)間在6540～795 s范圍內(nèi)變化。對(duì)于容積為50m3的密封艙，當(dāng)漏孔通徑在4～12 mm范圍內(nèi)變化時(shí)，氧分壓下降至16 kPa所需的時(shí)間在10 905～1320 s范圍內(nèi)變化。對(duì)于容積為80 m3的密封艙，當(dāng)漏孔通徑在4～12mm范圍內(nèi)變化時(shí)，氧分壓下降至16 kPa所需的時(shí)間在17 445～2110 s范圍內(nèi)變化。

4 艙體泄漏時(shí)補(bǔ)氣速率分析

在載人航天器的實(shí)際設(shè)計(jì)過程中，當(dāng)密封艙體發(fā)生泄漏時(shí)，航天員需要識(shí)別漏孔位置并進(jìn)行堵漏處理，或者準(zhǔn)備撤離，這都需要艙壓控制系統(tǒng)向艙內(nèi)緊急補(bǔ)氣，在規(guī)定的時(shí)間內(nèi)維持總壓和氧分壓高于控制下限。緊急補(bǔ)氣速率過高將造成工程實(shí)現(xiàn)的難度，且容易造成艙內(nèi)壓力急劇變化，而緊急補(bǔ)氣速率過低又無法在規(guī)定的時(shí)間內(nèi)維持艙壓水平。與補(bǔ)氣速率相關(guān)的參數(shù)包括：

1）漏孔通徑［11，14?15］：漏孔通徑越大，艙壓下降速率越大，所需的補(bǔ)氣速率越高。在型號(hào)設(shè)計(jì)中，通常會(huì)設(shè)定一個(gè)可控的最大漏孔通徑。

2）艙體容積：載人航天器的容積有大小區(qū)別，艙體容積越小，相同漏孔下，艙壓下降的速率越快，因此，通常在考慮的各個(gè)容積中，選取最小的容積為分析對(duì)象。

3）規(guī)定時(shí)間：不同的載人航天器在艙體泄漏時(shí)，需要采取的操作存在差別，艙壓需維持的時(shí)間也不同，艙壓維持的時(shí)間需求越長，所需的補(bǔ)氣速率越高。

4）艙壓下限：包括氧分壓下限和總壓下限，不同的載人航天器選取的壓力下限存在差別，總壓水平通常要高于70 kPa，氧分壓要高于16 kPa。

在上述參數(shù)確定后，依據(jù)圖3～圖5即可確定所需的補(bǔ)氣速率范圍，本文選取兩個(gè)算例對(duì)補(bǔ)氣速率范圍確定流程進(jìn)行說明。

1）艙容30 m3，氧分壓下限為16 kPa，總壓下限為70 kPa，設(shè)定可控的最大漏孔通徑為12 mm，艙體泄漏時(shí)艙壓需維持的時(shí)間設(shè)定為3000 s。補(bǔ)氣速率分析流程如下：

（1）由圖3（a）可知，艙體泄漏時(shí)間3000 s對(duì)應(yīng)的縱線和總壓70 kPa的橫線將各個(gè)漏孔對(duì)應(yīng)的總壓變化曲線分為左右兩部分，與3000 s縱線相交的總壓變化曲線對(duì)應(yīng)的漏孔為4 mm、5 mm和6 mm，表明漏孔小于6 mm時(shí)，即使不補(bǔ)氣，總壓高于70 kPa的時(shí)間也不低于3000 s。但與3000 s縱線不相交的各條總壓變化曲線，對(duì)應(yīng)的是總壓高于70 kPa的時(shí)間低于3000 s的漏孔，即7～12 mm通徑漏孔，必須采取補(bǔ)氣措施。

（2）由圖5（a）可知，艙體泄漏時(shí)間3000 s對(duì)應(yīng)的縱線和氧分壓16 kPa的橫線將各個(gè)漏孔對(duì)應(yīng)的氧分壓變化曲線分為左右兩部分，與3000 s縱線相交的氧分壓變化曲線對(duì)應(yīng)的漏孔為4 mm、5 mm和6 mm，表明漏孔小于6 mm時(shí)，即使不補(bǔ)氧氣，氧分壓高于16 kPa的時(shí)間也不低于3000 s。但與3000 s縱線不相交的各條氧分壓變化曲線，對(duì)應(yīng)的是氧分壓高于16 kPa的時(shí)間低于3000 s的漏孔，即7～12 mm通徑漏孔，必須采取補(bǔ)氧氣措施。

（3）由上述分析可知，對(duì)于容積為30m3的密封艙，當(dāng)漏孔通徑達(dá)到7 mm，必須通過補(bǔ)氣才能維持艙壓不低于下限的時(shí)間滿足3000 s。

（4）針對(duì)本算例中設(shè)定的可控最大漏孔通徑12 mm，在不補(bǔ)氣的情況下，總壓下降至70 kPa時(shí)，對(duì)應(yīng)的泄漏速率為0.0076 kg／s。由圖3（a）可知，漏孔通徑為6 mm的艙壓泄漏曲線將至70 kPa的時(shí)間最接近3000 s，總壓下降至70 kPa時(shí)，對(duì)應(yīng)的泄漏速率為0.0018 kg／s，與12 mm漏孔的泄漏速率差值為0.0076－0.0018＝0.0058（kg／s），則總的補(bǔ)氣速率應(yīng)在0.0057～0.0076 kg／s之間。

（5）補(bǔ)氣采用氮?dú)夂脱鯕夥謩e補(bǔ)充的方式，氧氣與氮?dú)獾难a(bǔ)氣速率按照1∶3的比例關(guān)系。

（6）設(shè)定艙體發(fā)生泄漏時(shí)，緊急補(bǔ)氣開始，選取補(bǔ)氣速率為0.0064 kg／s，則氧分壓和總壓變化趨勢如圖6所示。

由圖6可知，在采取了補(bǔ)氣措施后，在3000 s規(guī)定時(shí)間內(nèi)，總壓和氧分壓均滿足要求。

2）艙容50 m3，氧分壓下限為17 kPa，總壓下限為75 kPa，設(shè)定可控的最大漏孔通徑為10 mm，艙體泄漏時(shí)艙壓需維持的時(shí)間設(shè)定為2000 s。補(bǔ)氣速率分析流程如下：

（1）由圖3（b）可知，艙體泄漏時(shí)間2000 s對(duì)應(yīng)的縱線和總壓75 kPa的橫線將各個(gè)漏孔對(duì)應(yīng)的總壓變化曲線分為左右兩部分，漏孔小于8 mm時(shí)，即使不補(bǔ)氣，總壓高于75 kPa的時(shí)間也不低于2000 s。9～10 mm通徑漏孔，必須采取補(bǔ)氣措施。

（2）由圖5（b）可知，艙體泄漏時(shí)間2000 s對(duì)應(yīng)的縱線和氧分壓17 kPa的橫線將各個(gè)漏孔對(duì)應(yīng)的氧分壓變化曲線分為左右兩部分，漏孔小于8 mm時(shí)，即使不補(bǔ)氧氣，氧分壓高于17 kPa的時(shí)間也不低于2000 s。9～10 mm通徑漏孔，必須采取補(bǔ)氧氣措施。

（3）由上述分析可知，對(duì)于容積為50m3的密封艙，當(dāng)漏孔通徑達(dá)到9 mm，必須通過補(bǔ)氣才能維持艙壓不低于下限的時(shí)間滿足2000 s。

（4）針對(duì)本算例中設(shè)定的可控最大漏孔通徑10 mm，在不補(bǔ)氣的情況下，總壓下降至75 kPa時(shí)，對(duì)應(yīng)的泄漏速率為0.0057 kg／s。由圖3（b）可知，漏孔通徑為9 mm的艙壓泄漏曲線將至75 kPa的時(shí)間最接近2000 s，總壓下降至75 kPa時(shí)，對(duì)應(yīng)的泄漏速率為0.0043 kg／s，與10 mm漏孔的泄漏速率差值為0.0057－0.0043＝0.0014（kg／s），則總的補(bǔ)氣速率應(yīng)在0.0014～0.0057 kg／s之間。

（5）補(bǔ)氣采用氮?dú)夂脱鯕夥謩e補(bǔ)充的方式，氧氣與氮?dú)獾难a(bǔ)氣速率按照1∶3的比例關(guān)系。

（6）設(shè)定艙體發(fā)生泄漏時(shí)，緊急補(bǔ)氣開始，選取補(bǔ)氣速率為0.0014 kg／s，則氧分壓和總壓變化趨勢如圖7所示。

由圖7可知，在采取了補(bǔ)氣措施后，在2000 s規(guī)定時(shí)間內(nèi)，總壓和氧分壓均滿足要求。

5 結(jié)論

1）艙內(nèi)總壓和氧分壓隨著漏孔通徑的增加，下降至指標(biāo)下限所需的時(shí)間越來越短，而隨著艙體容積的增大，總壓和氧分壓下降至指標(biāo)下限所需的時(shí)間越來越長。

2）隨著漏孔通徑的增加，艙體的初始漏氣速率越高。對(duì)于同一容積的密封艙，漏孔通徑越大，總壓下降速率越快，漏氣速率下降得也越快。對(duì)于同一漏孔通徑，密封艙容積越大，總壓下降速率越慢，漏氣速率下降得也越慢。

3）算例表明，本文提出的艙體應(yīng)急補(bǔ)氣速率分析方法，可以準(zhǔn)確確定不同參數(shù)條件下應(yīng)急補(bǔ)氣速率的范圍，為載人航天器應(yīng)急情況下艙壓控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提供依據(jù)。

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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，高級(jí)工程師，研究方向?yàn)檩d人航天器熱管理設(shè)計(jì)和載人環(huán)境設(shè)計(jì)。E?mail：jinjian0331＠126.com