空間站集成全局熱數學模型的建模和分析

付仕明，徐小平，裴一飛

（1.北京衛星環境工程研究所，北京 100094；2.中國空間技術研究院載人航天總體部，北京 100094）

1 引言

空間站是目前最龐大最復雜的載人航天器，具有排熱量大、運行的工況模式復雜及控溫要求高等特點。由于系統龐大和各分系統之間的強烈耦合，整個熱模型要綜合考慮傳統的電源、生保、結構、航天員及熱控等分系統，因而空間站的熱數學模型是一個典型的集成模型。國際上將這種考慮了空間站內外部復雜熱環境、各艙段及各系統復雜熱耦合，代表了空間站在軌綜合熱性能的熱數學模型稱為集成全局熱數學模型（即 IOTMM），其基本組成為熱節點網絡模型和流體網絡模型。

國外，Veneri等[1]介紹了用ESATAN建成的歐洲艙的IOTMM，它代表了歐洲艙的綜合熱行為，考慮了設備、有效載荷、溫濕度控制系統、太陽熱流及乘員等的影響；Szigetvari等[2,3]介紹了考核IOTMM 的試驗及 IOTMM 的修正等情況；Alexander等[4]用 CFD（Computational Fluid Dynamics，計算液體動力學）方法計算國際空間站歐洲艙內的空氣換熱系數以供 IOTMM 使用。國內，徐小平等[5]以神舟飛船的流體回路為主建立了熱管理系統模型，分析了其溫度。徐小平等[6]提出了在集成模型的基礎上進行熱管理系統敏感性分析、優化設計及魯棒性設計等設想。

由于IOTMM是空間站熱分析、設計及地面試驗驗證的基礎，也是空間站上實驗安排、不同熱控措施效果評估及空間站系統運行故障模式分析的基本依據，因此其建模和分析具有重大的工程意義。文獻[7]針對某空間站建立了其IOTMM，并給出了瞬態和穩態分析的結果，本文在此基礎上對原有模型進行了改進，將空氣節點納入了流體網絡模型，介紹了該空間站的流體網絡模型，給出了IOTMM的集成分析結果。

2 空間站IOTMM的建模分析

2.1 物理模型描述

本文的建模對象是實驗型空間站，飛行在離地350 km高度、傾角約42.0°的近圓軌道上，軌道周期為5 390.0 s；空間站總質量約8.5 t，最大直徑3.35 m，乘員數3人。

該空間站由實驗艙和資源艙兩大部分組成。實驗艙從功能上可以分為人員活動區和電子設備區：人員活動區又可以分為一條走廊和兩個睡眠區，是航天員活動和工作的主要場所；電子設備區主要由機柜和各種貨架組成，主要用于各種空間實驗、電子設備安裝及貨物儲存等。資源艙為非密封結構，內部主要有各類氣瓶、兩塊環形的儀器安裝板及各類儀器等；資源艙外部有兩個大型的太陽翼，在軌飛行期間可以對太陽定向。

空間站與飛船的接口、空間站上儀器、乘員、貨架及飛船上的儀器模型描述見文獻[7]和文獻[8]。為了有效減少空間外熱流和冷黑背景對空間站內部溫度的影響，各艙段外都包有多層隔熱材料。空間站的內、外部大體構造如圖1所示。

圖 1 空間站的基本組成Fig.1 The basic composition of a space station

2.2 工作模式描述

該空間站有載人和無人兩種工作模式。載人模式下，空間站與飛船對接，空間站內的設備正常工作，而飛船則處于停泊狀態。熱管理系統通過通風換熱、流體回路、電加熱等多種主動熱控方式輔以被動熱控方式，為航天員和儀器提供舒適的環境。為維持飛船的溫度水平，空間站向飛船輸送熱空氣；無人模式下，空間站處于獨立飛行狀態，空氣管理子系統不再向艙內補氣。

2.3 數學模型描述

2.3.1 熱節點網絡模型的數學描述

航天器的熱網絡模型是針對每一個節點建立熱平衡方程形成的。節點i的熱平衡方程為

式中：T為溫度；pmc為節點i的比熱容；Qi為節點i的內外熱源；而GRi，j為節點i與節點j的線性熱導；GRi，j為節點i與節點j之間的非線性熱導（輻射熱導）。

2.3.2 流體網絡模型的數學描述

空間站流體網絡內的工質流動遵循一維兩相流體動力學的基本規律，其流動與傳熱通用模型如下：連續方程能量方程

狀態方程為ρk=f(Tk,pk)。以上各式中：α為空泡率（注：該空間站采用了單相系統）；A為面積；m為質量源；S為動量源項；λ為導熱系數；為熱源；T為溫度；ρ為密度；u為流速；p為壓力；U為內能；h為換熱系數；f為系數；下標 l和v分別代表液相和氣相。其中局部阻力項沿程摩擦阻力項

2.4 空間站IOTMM的建立

在完成空間外熱流分析和輻射熱導分析后[7,8]，進行熱節點網絡模型和流體網絡模型的構建。

2.4.1 熱節點網絡模型

構建熱網絡模型的主要工作是熱節點劃分和熱導計算。整個熱節點網絡模型的主要對象為各類儀器、航天員、艙壁及其包覆物、貨架及太陽翼等[7,8]。

2.4.2 流體網絡模型

整個IOTMM集成有氨外回路、低溫水回路、中溫水回路、艙內通風回路和IMV回路（艙間通風回路）等5個子流體回路，各回路的詳細參數見圖2，主要設備的熱力參數見表1。

(1) 氨外回路。主要組成包括輻射器、冷板及中間換熱器等。整個外回路以流量旁通方式控制回路內的工質溫度。當輻射器的出口溫度太低（低于-50.0 ℃）時，啟動100.0 W電加熱設備，以防止液氨固化阻塞管道。由圖2可見，作為整個流體網絡的熱沉，氨外回路（特別是輻射器）的排熱能力決定了整個流體網絡的散熱能力。

(2) 低溫水回路。一般用于艙內溫濕度控制、生物及生理實驗等的熱沉。通過監測冷凝干燥器入口的水溫來控制進入低溫換熱器的工質流量，以保障冷凝干燥器水側的入口溫度維持在 6.0～9.0 ℃之間。

(3) 中溫水回路。中溫水回路有5個子回路，一般用于冷卻溫度較高的儀器。同樣采用流量旁通方式控制整個中溫回路的送水溫度在 7.0～10.0 ℃。

(4) 艙內通風回路。艙內通風回路用于控制機柜、走廊及睡眠區等的通風。送風管道通過散流器向實驗艙內通風，空氣在機柜、走廊及睡眠區內吸熱并帶走多余的水汽，而后在冷凝干燥器內冷卻并除濕，通過這樣一個循環過程達到控制艙內空氣溫濕度的目的。通風回路通過監測走廊的空氣溫度，控制流經冷凝干燥器的空氣流量，保證走廊內的空氣溫度維持在20.0～22.0 ℃之間。

圖2 IOTMM的流體網絡模型Fig.2 Fluid loop models of IOTMM

為模擬系統在瞬時載荷沖擊下的熱特性，在走廊內安排了400.0 W的瞬時熱載荷，持續時間30.0 min。當走廊的空氣溫度低于16.0 ℃時，啟動200.0 W的電加熱，以保障航天員的舒適環境。整個艙內通風回路的結構和相關參數見圖2。

(5) IMV回路。載人運行時對接飛船處于停泊狀態，很多內部儀器并不工作，為了維持其溫度水平，從空間站實驗艙向飛船返回艙輸送熱空氣，熱空氣在飛船內（返回艙和軌道艙）冷卻后，直接通過對接通道流回空間站。

通過調節IMV的流量，以維持飛船返回艙內的空氣溫度在18.0～24.0 ℃之間。為了防止飛船內部的溫度過低，在返回艙設置了100.0 W的電加熱，返回艙內空氣溫度低于16.0 ℃時啟動電加熱措施。

表1 流體網絡中的主要換熱設備的建模參數Table 1 Key parameters of fluid loop models

3 空間站IOTMM的集成分析結果

下面列舉空間站載人飛行模式下正常運行 30個軌道周期后，IOTMM各個組成部分的控溫特性，圖3、圖4為2 500～2 600 min時間段的部分集成分析結果。

3.1 氨外回路模擬結果

圖3是外回路中工質流經輻射器的流量和在低溫換熱器入口處的溫度變化。由圖可見，當監測點的溫度偏離受控范圍時，輻射器的流量及時調整，保證整個過程中監測點的溫度在2.0～4.0 ℃之間。

3.2 低溫水回路模擬結果

圖 4是低溫水回路流經中間換熱器的流量和冷凝干燥器入口溫度的變化圖。控溫目標為冷凝干燥器的入口溫度在6.0～9.0 ℃之間變化。由圖4可知，冷凝干燥器的入口水溫受控于 8.8～9.0 ℃之間，在目標范圍內。

圖3 外回路輻射器氨流量和監測溫度Fig.3 The flowrate of radiator and the monitor temperature in outer fluid loop

圖4 低溫水回路中間換熱器的水流量Fig.4 The flowrate of heat exchange in low temperature water loop

3.3 艙內通風回路模擬結果

圖5為艙內通風回路中流經冷凝干燥器的空氣流量和走廊空氣溫度（即艙內通風回路的溫度監測點）變化對比圖；圖6為走廊空氣溫度和瞬時載荷對比圖。

由圖5和圖6可見，在瞬時載荷的沖擊下，空氣溫度和流經冷凝干燥器的流量都有大范圍變化。由于冷凝干燥器的調節過程是逐步的，因而圖5中流量相對溫度的變化表現出一定的滯后，出現了短時的小量“超調”，走廊的溫度維持在18.5～23.5 ℃之間（控制目標為20.0～22.0 ℃）。

雖然在瞬時大載荷的沖擊下空氣回路出現了短時超調，但整個回路的溫度還是被控制在人體的舒適范圍內，這表明熱管理系統可以為乘員提供舒適的工作環境。

圖5 艙內通風回路冷干流量和監測點溫度Fig.5 The flowrate of condenser and the monitor temperature in intra-module ventilation loop

圖6 實驗艙走廊空氣溫度和熱源Fig.6 The air temperature and heat power in aisle of the test module

3.4 實驗艙和資源艙儀器模擬結果

圖7是實驗艙右舷機柜1內各種儀器的溫度變化圖。由圖可見，整個過程中儀器的溫度非常穩定，可以有效保障儀器的正常工作。由于儀器463直接安裝在機柜的安裝板上，靠近冷板，其溫度相對較低。

圖7 右舷機柜1內儀器的儀器溫度Fig.7 The temperature in equipment in starboard rack 1

圖8顯示資源艙內冷板的溫度，其中冷板883對應于外回路的冷板3，而冷板884對應于冷板4。由圖可見，冷板的溫度受控于外回路氨工質的溫度，氨流經兩個中間換熱器被加熱，冷板4的溫度明顯高于冷板3。

圖8 資源艙內冷板溫度Fig.8 The temperature of cold plates in resource module

4 結束語

系統集成分析的結果表明，IOTMM確實可以表征空間站在軌運行的綜合熱性能和熱行為，因而其建模、修正和應用分析有極其重要的工程意義，是空間站研制、試驗及在軌運行管理的重要基礎。由于國內空間站的集成建模與應用研究尚處于起步階段，有必要加強以下兩個方面的研究：一是IOTMM的應用研究，如利用IOTMM評價熱控措施的有效性、熱管理方案及空間站在軌運行狀況等；二是開展空間站的地面集成試驗研究，以考核空間站的熱性能，驗證并修正空間站的IOTMM。

（References）

[1]Veneri R, Pugliese V, Gargioli E, et al.Modelling approach for the thermal/environmental system of the Columbus attached pressurised module, SAE911546[R]

[2]Szigetvari Z, Vaccaneo P.Columbus integrated system level ECS test-preparation, conduction and summary,SAE2003-01-2514[R]

[3]Szigetvari Z, Witt J, et al.Columbus environmental control system tests-verification of ATCS and ECLSS performance, SAE2005-01-3117[R]

[4]Alexander R, Jan P, Johannes W, et al.Improving the columbus integrated overall thermal mathematical model(IOTMM) using computational fluid dynamics (CFD),SAE2005-01-2796[R]

[5]徐小平, 李勁東, 鐘奇, 等.大型載人航天器熱管理系統溫度分析[J].裝備指揮技術學院學報, 2004, 15(2):63-66

[6]徐小平, 李勁東, 范含林.大型航天器熱管理系統分析[J].中國空間科學技術, 2004, 24(4): 11-17

[7]付仕明, 徐小平, 李勁東, 等.某空間站的集成全局熱數學模型[J].裝備指揮技術學院學報.2007, 18(3):58-62

[8]付仕明.載人航天器熱管理系統傳熱傳質分析及應用研究[D].北京: 中國空間技術研究院博士學位論文,2008-06: 70-107