載人飛船返回艙著陸待援段換熱性能研究

明章鵬，賈世錦，邵立民，楊海峰，付 楊

（北京空間技術(shù)研制試驗(yàn)中心，北京 100094）

0 引言

載人飛船返回艙是航天員返回過(guò)程中執(zhí)行關(guān)鍵指令和維持著陸待援段生活的艙段，需具備較舒適的溫濕度環(huán)境條件，滿足航天員在艙內(nèi)的生活需求，等待地面回收人員輔助出艙。載人飛船返回過(guò)程中的氣動(dòng)加熱會(huì)抬升返回艙結(jié)構(gòu)和艙內(nèi)空氣的溫度，由于返回艙熱容較大，短時(shí)間待援時(shí)艙內(nèi)溫度主要受艙體熱容影響；隨著待援時(shí)間的延長(zhǎng)和艙體結(jié)構(gòu)溫度的降低，周圍環(huán)境條件和返回艙與周圍環(huán)境的換熱性能將成為影響返回艙內(nèi)溫濕度環(huán)境的關(guān)鍵因素。而由于返回艙結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性、各種換熱途徑同時(shí)存在以及關(guān)鍵參數(shù)的不確定性，難以通過(guò)軟件建模的方法進(jìn)行著陸待援段返回艙內(nèi)熱環(huán)境的純理論數(shù)值計(jì)算，需開(kāi)展載人飛船返回艙與周圍環(huán)境的換熱性能試驗(yàn)研究。

1 著陸待援段返回艙換熱分析

航天員乘組執(zhí)行空間飛行任務(wù)后，乘飛船返回艙回到地面。正常著陸狀態(tài)下，返回艙防熱大底已拋，側(cè)壁燒蝕防熱材料被不同程度地?zé)g，主動(dòng)流體回路和返回艙電加熱回路等主動(dòng)控溫措施不工作，需開(kāi)啟通風(fēng)閥依靠風(fēng)機(jī)實(shí)現(xiàn)返回艙與外部環(huán)境的傳熱傳質(zhì)，并通過(guò)返回艙結(jié)構(gòu)的被動(dòng)熱控設(shè)計(jì)來(lái)保持返回艙內(nèi)合適的空氣成分和溫濕度環(huán)境[1-2]。從返回艙內(nèi)空氣與外界環(huán)境傳熱傳質(zhì)的角度分析，返回艙共有2種換熱途徑：與外界環(huán)境通風(fēng)的傳質(zhì)換熱和通過(guò)艙壁結(jié)構(gòu)與外界環(huán)境的純熱量交換。

1.1 與外界通風(fēng)傳質(zhì)換熱計(jì)算

返回艙與外界通風(fēng)傳質(zhì)換熱分析中的計(jì)算參數(shù)定義見(jiàn)表1。

表1 通風(fēng)換熱量計(jì)算參數(shù)定義Table 1 Definition of parameters used in the calculation of heat transfer by ventilation

在通風(fēng)換氣過(guò)程中，由于返回艙的進(jìn)風(fēng)口與出風(fēng)口間存在一段較遠(yuǎn)的距離，不會(huì)引起流場(chǎng)短路，所以可以認(rèn)為從出風(fēng)口回到周圍環(huán)境的空氣在返回艙內(nèi)是經(jīng)過(guò)了充分?jǐn)U散混合的，溫度為返回艙內(nèi)的空氣溫度T。同時(shí)，通風(fēng)過(guò)程建立起來(lái)后，返回艙內(nèi)壓力保持穩(wěn)定，以返回艙結(jié)構(gòu)為控制體，則系統(tǒng)進(jìn)風(fēng)量與出風(fēng)量相等。

根據(jù)以上分析假設(shè)，隨返回艙通風(fēng)傳質(zhì)換熱帶走的熱量為[3]

1.2 通過(guò)結(jié)構(gòu)與外界換熱計(jì)算

返回艙空氣熱量通過(guò)艙壁結(jié)構(gòu)散失到周圍環(huán)境大致需要經(jīng)過(guò)以下3個(gè)過(guò)程：首先返回艙空氣熱量通過(guò)對(duì)流傳到結(jié)構(gòu)內(nèi)壁，之后結(jié)構(gòu)內(nèi)壁將熱量傳導(dǎo)到外壁，最后外壁通過(guò)與支撐面導(dǎo)熱、與環(huán)境空氣對(duì)流和熱輻射3種方式將熱量散失到周圍環(huán)境中。

返回艙通過(guò)結(jié)構(gòu)與外界換熱分析中的計(jì)算參數(shù)定義見(jiàn)表2。

表2 結(jié)構(gòu)換熱量計(jì)算參數(shù)定義Table 2 Definition of parameters used in the calculation of heat transfer through the structure

各換熱量表達(dá)式分別為[4]：

以上計(jì)算公式中的σ為斯忒藩-玻耳茲曼常量，σ=5.67×10-8W/(m2·K4)。

1.3 返回艙換熱簡(jiǎn)化分析

從1.1節(jié)和1.2節(jié)的分析可以看出，在著陸待援階段返回艙與外界環(huán)境之間存在著復(fù)雜的熱量傳輸關(guān)系（參見(jiàn)圖1）。

圖1 真實(shí)條件下返回艙換熱熱流關(guān)系示意Fig.1 Heat transfer of the landing cabin in real condition

為使分析結(jié)果便于工程應(yīng)用，能快速對(duì)返回艙換熱量進(jìn)行較準(zhǔn)確的計(jì)算，需對(duì)上述熱量傳輸關(guān)系進(jìn)行合理的簡(jiǎn)化處理。

由于太陽(yáng)輻射到艙體的熱量受氣候、天氣、晝夜等不確定性因素的影響很大，在實(shí)驗(yàn)室條件下此因素暫不作考慮。將周圍環(huán)境向艙體的輻射熱量簡(jiǎn)化為

式(9)中，在實(shí)驗(yàn)室條件下，艙體與地面輻射的角系數(shù)k2可取1；實(shí)際飛船著陸區(qū)一般選取較平坦的地面，飛船底部與地面間存在一定夾角，一般地k2可取1/2[5]。

根據(jù)氣象數(shù)據(jù)分析，地表溫度T2與近地氣溫T1之間的差異主要由于地面受太陽(yáng)照射溫度升高所致，這個(gè)差異小于0.1 ℃[6-7]。返回艙著陸后，與艙壁接觸點(diǎn)及其附近的地面不受太陽(yáng)照射，則可近似認(rèn)為返回艙附近地表溫度T2與近地氣溫T1一致[5]。因此，有

1.4 返回艙綜合換熱系數(shù)

經(jīng)1.3節(jié)的簡(jiǎn)化分析，在實(shí)驗(yàn)室條件下，返回艙的換熱熱流關(guān)系如圖2所示。

圖2 實(shí)驗(yàn)室條件下返回艙換熱熱流關(guān)系示意Fig.2 Heat transfer of the landing cabin in laboratory

返回艙內(nèi)空氣與外界環(huán)境的總換熱量為

其中

將式(2)、(3)、(6)、(8)、(10)和(11)作如下簡(jiǎn)化：

將式(17)代入式(12)，并結(jié)合Q1=Mρc(T-T1)，

則

從式(18)中可以看出，在著陸待援過(guò)程中，飛船返回艙內(nèi)空氣通過(guò)返回艙結(jié)構(gòu)與環(huán)境之間總的換熱量可以寫(xiě)成某一參數(shù)H與內(nèi)外環(huán)境溫差之乘積的形式。在H的表達(dá)式中，除Tout和T1外，其余都是與溫度無(wú)關(guān)的物性參數(shù)。由于著陸待援段飛船返回艙外壁溫度和環(huán)境空氣溫度均在常溫附近，輻射換熱相對(duì)于通過(guò)傳導(dǎo)和對(duì)流的換熱量為小量，即相較于1/R和h2A為小量，因此可以認(rèn)為H為與溫度無(wú)關(guān)的常量。

在試驗(yàn)測(cè)量和實(shí)際艙內(nèi)空氣溫度預(yù)示分析中，很難一一獲取式(1)～(8)中每個(gè)參數(shù)的準(zhǔn)確數(shù)值，而某一工況下的總換熱量Q和艙內(nèi)/外空氣溫度T和T1則容易測(cè)得，因此可根據(jù)上述理論分析，引入著陸待援段載人飛船返回艙結(jié)構(gòu)換熱的綜合換熱系數(shù)H的概念，選取某一工況測(cè)量計(jì)算出該綜合換熱系數(shù)H的數(shù)值后，其余工況下亦可以根據(jù)該系數(shù)和環(huán)境溫度很容易地計(jì)算出密封艙內(nèi)空氣溫度。

2 綜合換熱系數(shù)測(cè)量驗(yàn)證

根據(jù)第1章的分析結(jié)果，要測(cè)量返回艙綜合換熱系數(shù)H，需要在真實(shí)著陸待援工作模式下獲得總換熱量Q、艙內(nèi)空氣溫度T和艙外環(huán)境溫度T1。據(jù)此設(shè)計(jì)了相應(yīng)的試驗(yàn)方案，并進(jìn)行了驗(yàn)證。

2.1 試驗(yàn)方案

試驗(yàn)利用飛船某返回艙進(jìn)行，該返回艙內(nèi)結(jié)構(gòu)設(shè)備狀態(tài)、防熱大底狀態(tài)和艙外燒蝕防熱層狀態(tài)與實(shí)際飛船返回狀態(tài)一致。飛船返回艙通過(guò)支架放置于實(shí)驗(yàn)室環(huán)境內(nèi)，艙內(nèi)風(fēng)機(jī)、風(fēng)扇和通風(fēng)閥按返回時(shí)狀態(tài)安裝，通風(fēng)閥處于打開(kāi)狀態(tài)。

試驗(yàn)分為通風(fēng)流量測(cè)定和艙體換熱量獲取2部分。

通風(fēng)流量測(cè)試過(guò)程中，如圖3所示，將流量測(cè)量?jī)x兩端分別與通風(fēng)閥a和過(guò)渡接頭相連接，流量測(cè)量?jī)x和風(fēng)機(jī)的供電、測(cè)量電纜通過(guò)返回艙舷窗引出并與地面設(shè)備連接，舷窗通過(guò)軟性材料塞實(shí)，艙內(nèi)外空氣僅可通過(guò)通風(fēng)閥連通，盡量模擬著陸待援階段的真實(shí)環(huán)境。

設(shè)備正常連接到位后，通過(guò)艙外地面電源設(shè)備向風(fēng)機(jī)和流量測(cè)量設(shè)備提供額定電壓的穩(wěn)壓電源，待風(fēng)機(jī)穩(wěn)定工作后測(cè)量其體積流量。

返回艙艙體換熱量測(cè)試時(shí)，如圖4所示，利用電加熱板模擬著陸待援段返回艙內(nèi)航天員和工作設(shè)備的發(fā)熱量，在艙外距離艙壁1 m處和艙內(nèi)散熱風(fēng)扇進(jìn)風(fēng)口附近各布置1臺(tái)溫度測(cè)量?jī)x，用于測(cè)量艙內(nèi)外空氣溫度。

圖3 通風(fēng)流量測(cè)試原理Fig.3 Principle of volume flux measurement

圖4 返回艙艙體換熱測(cè)試原理Fig.4 Principle of heat transfer measurement of the landed cabin

設(shè)備正常連接到位后，開(kāi)啟風(fēng)機(jī)；待風(fēng)機(jī)穩(wěn)定工作后，調(diào)整電加熱片的總發(fā)熱量與實(shí)際著陸待援段的艙內(nèi)航天員和設(shè)備總發(fā)熱量一致，本文設(shè)定模擬加熱功耗為394.2 W。設(shè)置到位后每30 min記錄1次艙內(nèi)空氣溫度和環(huán)境溫度，直至艙內(nèi)空氣溫度1 h內(nèi)變化不超過(guò)0.1 ℃，即認(rèn)為返回艙與環(huán)境換熱達(dá)到穩(wěn)態(tài)?？紤]到返回艙內(nèi)溫度分布的不均勻性，取不同位置布置了2個(gè)溫度測(cè)點(diǎn)，返回艙內(nèi)空氣溫度取這2個(gè)測(cè)點(diǎn)的平均值。

2.2 試驗(yàn)過(guò)程

在試驗(yàn)過(guò)程中環(huán)境溫度基本保持穩(wěn)定，因此返回艙內(nèi)空氣溫度達(dá)到穩(wěn)定時(shí)即認(rèn)為返回艙內(nèi)外換熱達(dá)到穩(wěn)態(tài)，此時(shí)艙內(nèi)電加熱片功耗和設(shè)備工作總功耗之和即為返回艙通過(guò)通風(fēng)傳質(zhì)和結(jié)構(gòu)傳導(dǎo)與外界的總換熱量。根據(jù)實(shí)測(cè)通風(fēng)體積流量和該溫度下空氣的熱物性參數(shù)即可計(jì)算出通過(guò)通風(fēng)傳質(zhì)散失的熱量，剩余部分為通過(guò)返回艙結(jié)構(gòu)向周圍環(huán)境的總換熱量，利用式(18)即可計(jì)算出該環(huán)境條件下返回艙的綜合換熱系數(shù)H。

風(fēng)機(jī)軟管與通風(fēng)閥連接到位后開(kāi)啟風(fēng)機(jī)，待系統(tǒng)工作穩(wěn)定后對(duì)經(jīng)過(guò)通風(fēng)軟管的流量共進(jìn)行了3次測(cè)量，體積流量穩(wěn)定在733 L/min。

試驗(yàn)開(kāi)始且系統(tǒng)穩(wěn)定工作后，每隔30 min對(duì)艙內(nèi)/外空氣溫度測(cè)量1次，直至系統(tǒng)換熱達(dá)到平衡時(shí)（歷時(shí)9 h），艙內(nèi)外空氣溫差為7.15 ℃。根據(jù)測(cè)得的試驗(yàn)數(shù)據(jù)繪制的溫度曲線如圖5所示。

圖5 返回艙平衡溫度曲線Fig.5 Temperature of air in and outside the landed cabin

2.3 試驗(yàn)結(jié)果分析

根據(jù)實(shí)測(cè)結(jié)果計(jì)算得到：艙內(nèi)總加熱功耗為Q=417.20 W；風(fēng)機(jī)通風(fēng)帶走的熱量為Q1=105.34 W；因此，通過(guò)艙壁結(jié)構(gòu)散失的熱量為Q2=Q-Q1=311.86 W。

在試驗(yàn)過(guò)程中，通風(fēng)量的測(cè)量精度為±1%，溫度的測(cè)量精度為±0.1 ℃，加熱功率測(cè)量精度為±0.01 W，故根據(jù)式(18)和相關(guān)參數(shù)實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)計(jì)算得到的返回艙綜合換熱系數(shù)的不確定度約為±2%，滿足飛船著陸待援段艙內(nèi)溫度預(yù)示的精度要求。

用此方法在其他返回艙和不同試驗(yàn)條件下進(jìn)行了對(duì)比試驗(yàn)，驗(yàn)證了艙內(nèi)/外溫差與艙內(nèi)總發(fā)熱量間的近似線性關(guān)系，測(cè)得的返回艙綜合換熱系數(shù)一致性良好，進(jìn)一步驗(yàn)證了本文分析計(jì)算的正確性。

3 結(jié)束語(yǔ)

根據(jù)著陸待援段飛船返回艙與周圍環(huán)境之間的換熱分析，通過(guò)合理的簡(jiǎn)化，明確了待援段返回艙內(nèi)/外溫差與艙內(nèi)總發(fā)熱量間的近似線性關(guān)系，據(jù)此提出了返回艙結(jié)構(gòu)綜合換熱系數(shù)的概念，并通過(guò)試驗(yàn)對(duì)分析結(jié)論進(jìn)行了驗(yàn)證。對(duì)飛船返回艙綜合換熱系數(shù)進(jìn)行測(cè)量獲取的工程數(shù)據(jù)，可用于長(zhǎng)時(shí)間地面待援期間返回艙內(nèi)熱環(huán)境的快速預(yù)示。