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)行熱平衡試驗時(shí)，為了模擬空間微重力下的氣體換熱方式，需要對密封艙內的壓力進(jìn)行調節與控制。文章研究了航天器密封艙壓力模擬控制的特征，根據這些特征，采用特殊的方法解決了真空低溫環(huán)境下遠距離真空壓力柔性管道的密封與絕熱、密封艙內壓力準確測量、密封艙內壓力連續控制與調節、密封艙內環(huán)境狀況分析與監測、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，使密封艙內的儀器設備經(jīng)受了考核。

　　由于重力所引起的自然對流的影響，在地面常重力條件下對航天器進(jìn)行的地面上流動(dòng)換熱試驗和空間實(shí)際情況存在著(zhù)一定偏差。為了較準確地模擬航天器熱平衡試驗在空間微重力條件下的流動(dòng)換熱，通常采用降壓法來(lái)抑制地面試驗時(shí)自然對流的熱影響，艙內壓力越低，自然對流的影響就越小，當艙內壓力降低到一定程度時(shí)，自然對流的影響可以忽略，從而減少甚至消除航天器試驗與飛行狀態(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)行熱平衡試驗時(shí)空間微重力下氣體換熱方式的模擬方法，并在某型號航天器熱平衡試驗中得到了成功的應用，取得了良好的效果。

1、航天器密封艙壓力模擬控制的特征

　　描述地面模擬對流換熱的無(wú)量綱控制方程組為

3、試驗應用及結果分析

　　壓控系統研制完成后，應首先對各個(gè)子系統進(jìn)行單獨的調試，各子系統功能符合要求后，與模擬艙連接對整套系統進(jìn)行調試，以確保壓控系統的各項技術(shù)指標滿(mǎn)足設計要求。

　　整套系統調試合格后，在某型號航天器熱平衡試驗中得到了應用，具體過(guò)程如下:

　　首先進(jìn)行了密封艙內除水程序，在空間環(huán)境模擬器粗抽結束后，對航天器的密封艙進(jìn)行抽氣，所用時(shí)間少于4 h，滿(mǎn)足要求。接著(zhù)向密封艙內充入潔凈空氣至26 kPa，航天器進(jìn)入自主飛行階段，通過(guò)壓控系統將艙內壓力控制在25.3 ～ 27.3 kPa 之間，滿(mǎn)足要求。最后進(jìn)入留軌階段，壓控系統將密封艙壓力從26kPa 抽至低于100 Pa。在除水階段和留軌階段，液氮冷阱內通液氮吸附水蒸汽及其它可凝性氣體。航天器熱試驗結束后，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，含有苯、硅氧烷等有機化合物，說(shuō)明冷阱起到了除水及收集艙內污染物的作用，同時(shí)壓控管道內未發(fā)現一滴水，說(shuō)明管道的絕熱設計得當，整個(gè)試驗過(guò)程如圖3 所示。

圖3 某型號航天器熱平衡試驗密封艙內壓力變化曲線(xiàn)

4、結論

　　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壓力連續調節與控制的方法。成功解決了真空熱環(huán)境下壓力柔性管道的密封與絕熱、密封艙內壓力準確測量、密封艙內壓力連續控制與調節、密封艙內環(huán)境狀況分析與監測、快速抽除與收集密封艙內大量沸點(diǎn)較高的可凝性蒸汽等難題。首次對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用，為飛船等大型航天器的熱平衡試驗提供了重要的技術(shù)保證。