航天器密封艙壓力模擬控制方法研究

　　帶有密封艙段的航天器進(jìn)行熱平衡試驗(yàn)時(shí)，為了模擬空間微重力下的氣體換熱方式，需要對(duì)密封艙內(nèi)的壓力進(jìn)行調(diào)節(jié)與控制。文章研究了航天器密封艙壓力模擬控制的特征，根據(jù)這些特征，采用特殊的方法解決了真空低溫環(huán)境下遠(yuǎn)距離真空壓力柔性管道的密封與絕熱、密封艙內(nèi)壓力準(zhǔn)確測(cè)量、密封艙內(nèi)壓力連續(xù)控制與調(diào)節(jié)、密封艙內(nèi)環(huán)境狀況分析與監(jiān)測(cè)、快速抽除與收集密封艙中大量沸點(diǎn)較高的可凝性蒸汽等難題，成功地對(duì)大型航天器密封艙在微重力狀態(tài)下的氣體換熱情況進(jìn)行了地面模擬，使密封艙內(nèi)的儀器設(shè)備經(jīng)受了考核。

　　由于重力所引起的自然對(duì)流的影響，在地面常重力條件下對(duì)航天器進(jìn)行的地面上流動(dòng)換熱試驗(yàn)和空間實(shí)際情況存在著一定偏差。為了較準(zhǔn)確地模擬航天器熱平衡試驗(yàn)在空間微重力條件下的流動(dòng)換熱，通常采用降壓法來(lái)抑制地面試驗(yàn)時(shí)自然對(duì)流的熱影響，艙內(nèi)壓力越低，自然對(duì)流的影響就越小，當(dāng)艙內(nèi)壓力降低到一定程度時(shí)，自然對(duì)流的影響可以忽略，從而減少甚至消除航天器試驗(yàn)與飛行狀態(tài)的差別。

　　基于以上研究背景，本文提出了一種航天器在地面進(jìn)行熱平衡試驗(yàn)時(shí)空間微重力下氣體換熱方式的模擬方法，并在某型號(hào)航天器熱平衡試驗(yàn)中得到了成功的應(yīng)用，取得了良好的效果。

1、航天器密封艙壓力模擬控制的特征

　　描述地面模擬對(duì)流換熱的無(wú)量綱控制方程組為

3、試驗(yàn)應(yīng)用及結(jié)果分析

　　壓控系統(tǒng)研制完成后，應(yīng)首先對(duì)各個(gè)子系統(tǒng)進(jìn)行單獨(dú)的調(diào)試，各子系統(tǒng)功能符合要求后，與模擬艙連接對(duì)整套系統(tǒng)進(jìn)行調(diào)試，以確保壓控系統(tǒng)的各項(xiàng)技術(shù)指標(biāo)滿足設(shè)計(jì)要求。

　　整套系統(tǒng)調(diào)試合格后，在某型號(hào)航天器熱平衡試驗(yàn)中得到了應(yīng)用，具體過(guò)程如下:

　　首先進(jìn)行了密封艙內(nèi)除水程序，在空間環(huán)境模擬器粗抽結(jié)束后，對(duì)航天器的密封艙進(jìn)行抽氣，所用時(shí)間少于4 h，滿足要求。接著向密封艙內(nèi)充入潔凈空氣至26 kPa，航天器進(jìn)入自主飛行階段，通過(guò)壓控系統(tǒng)將艙內(nèi)壓力控制在25.3 ～ 27.3 kPa 之間，滿足要求。最后進(jìn)入留軌階段，壓控系統(tǒng)將密封艙壓力從26kPa 抽至低于100 Pa。在除水階段和留軌階段，液氮冷阱內(nèi)通液氮吸附水蒸汽及其它可凝性氣體。航天器熱試驗(yàn)結(jié)束后，從冷阱中放出約1.5 L 液體，水質(zhì)混濁，呈淺黃色，發(fā)出異味，經(jīng)化驗(yàn)，含有苯、硅氧烷等有機(jī)化合物，說(shuō)明冷阱起到了除水及收集艙內(nèi)污染物的作用，同時(shí)壓控管道內(nèi)未發(fā)現(xiàn)一滴水，說(shuō)明管道的絕熱設(shè)計(jì)得當(dāng)，整個(gè)試驗(yàn)過(guò)程如圖3 所示。

圖3 某型號(hào)航天器熱平衡試驗(yàn)密封艙內(nèi)壓力變化曲線

4、結(jié)論

　　本文研究了真空熱環(huán)境下航天器密封艙壓力模擬控制的特征以及艙內(nèi)壓力連續(xù)調(diào)節(jié)與控制的方法。成功解決了真空熱環(huán)境下壓力柔性管道的密封與絕熱、密封艙內(nèi)壓力準(zhǔn)確測(cè)量、密封艙內(nèi)壓力連續(xù)控制與調(diào)節(jié)、密封艙內(nèi)環(huán)境狀況分析與監(jiān)測(cè)、快速抽除與收集密封艙內(nèi)大量沸點(diǎn)較高的可凝性蒸汽等難題。首次對(duì)空間微重力下的氣體換熱方式進(jìn)行了地面模擬，航天器密封艙壓力模擬控制方法的成功應(yīng)用，為飛船等大型航天器的熱平衡試驗(yàn)提供了重要的技術(shù)保證。