神舟九號熱控設計及在軌工作評價

于新剛，黃家榮，張 立，范宇峰

（中國空間技術研究院總體部，北京100094）

1 引言

首次載人交會對接任務由天宮一號和神舟九號（SZ-9）共同完成，即前者作為目標飛行器是對接目標，后者運輸飛船是追蹤飛行器。SZ-9載人飛船的飛行任務是在SZ-8飛船的基礎上進一步驗證航天員手控交會對接技術，在組合體狀態(tài)下載人飛船與目標飛行器成為一個整體。在神舟九號任務中，熱控設計的主要目標是：

①保證整船儀器設備和結構的溫度，特別是大量交會對接關鍵設備的溫度；

②在環(huán)控生保系統(tǒng)的配合下實現(xiàn)對密封艙內(nèi)溫濕度、風速的控制；

③保證對整船熱量的收集、傳輸、利用；

④實現(xiàn)船上廢熱向外部空間的排散。

相比較“第一步”載人飛船，神舟九號增加了交會對接和停靠工況。分析任務需求，熱控設計的難點在于下面幾個方面：

①工作模式多，功耗變化大。飛船存在自主飛行和?？績煞N工作模式，因此其功耗變化比較大，在對接前交會對接設備開機，功耗接近2kW，在停靠階段只有少量平臺設備開機，功耗只有幾百瓦，此外，運輸飛船是按照標準載人飛船設計，能適應0～3人；

②存在低溫?？磕Ｊ?。在與目標飛行器完成對接后絕大多數(shù)設備關機，飛船處于類似于“休眠”的狀態(tài)，此時要保證整船的溫度滿足要求，對熱控設計是個挑戰(zhàn)；

③新增交會對接設備。有的功耗很大、有的無功耗、有的控溫范圍要求很嚴，因此也必須開展針對性的主被動熱控設計。

2012年6月16 日神舟九號載人飛船搭載3名航天員順利發(fā)射升空，飛行試驗結果表明，在飛行各階段，整船儀器設備溫度及密封艙氣體溫濕度均滿足指標要求，熱控設計具有良好的調(diào)控能力和適應能力。

2 熱控設計

在繼承之前飛船熱設計經(jīng)驗[1，2]的基礎上，針對神舟九號任務需求進行了熱控設計。設計的基本思想是三艙獨立設計，然后通過流體回路來實現(xiàn)對三艙熱量的收集、傳輸和統(tǒng)一排散。整個流體回路是一個雙回路系統(tǒng)，內(nèi)回路從密封艙內(nèi)收集熱量、通過中間換熱器傳遞給外回路，由外回路統(tǒng)一排散，這也是目前大型載人航天器常用方案[3，4]。

交會對接任務組合體狀態(tài)下，密封艙內(nèi)熱耗較少，熱控設計重點采取了以下措施來提高密封艙內(nèi)氣體、設備溫度：

①提高外回路控溫點，沿用神舟八號飛行的成功經(jīng)驗，在組合體飛行階段，通過注入指令調(diào)節(jié)控溫點溫度，在保證外回路工質溫度高于冰點的前提下，減少輻射器散熱，提高密封艙氣體溫度；

②提高返回艙熱控涂層的吸收比，為增加返回艙吸收的熱量，提高艙內(nèi)溫度；

③減少密封艙內(nèi)冷板數(shù)量，并對冷板背面進行熱控包覆。。

④軌道艙儀器板和艙體之間采取隔熱措施。為減少艙體漏熱在軌道艙儀器板和艙壁之間增加隔熱墊，提高艙內(nèi)溫度。

⑤載人飛船與目標飛行器對接完成后，飛船軌道艙前艙門打開，與目標飛行器密封艙形成一體，航天員將目標飛行器一側的熱支持軟管拉至飛船返回艙，從返回艙抽風，風量約為7m3/min。熱氣體從目標飛行器實驗艙經(jīng)過軌道艙，流至飛船返回艙，如此循環(huán)，形成目標飛行器對載人飛船的熱支持。

圖1 單相流體回路示意圖

3 性能評價

3.1 密封艙氣體溫度

圖2 返回艙氣體溫度

圖2、圖3分別給出了軌道艙和返回艙的氣體溫度。密封艙氣體溫度在20～25℃之間，適宜航天員的在軌生活和工作。在自主飛行期間由于返回艙功耗遠大于軌道艙，因此其氣體溫度高于軌道艙，而在停靠之后由于返回艙外無多層隔熱材料，漏熱較多，而且目標飛行器的熱支持送風先經(jīng)過軌道艙，因此軌道艙氣體溫度高于返回艙。由于返回艙涂層吸收比提高，因此其溫度比改進之前提高1～2℃。此外由于目前密封艙內(nèi)氣體溫度未進行閉環(huán)控制，因此密封艙內(nèi)氣體溫度隨著設備開關機以及姿態(tài)變化等因素影響發(fā)生波動，特別是在自主飛行和?？康墓ぷ髂Ｊ睫D換時氣體溫度變化明顯。

圖3 軌道艙氣體溫度

在組合體運行期間，飛船密封艙與目標飛行器實驗艙之間的氣體溫差在3～4℃之間，根據(jù)熱支持的風量計算得到目標飛行器對運輸飛船的熱支持在350～500W之間，與設計值和熱平衡試驗結果相符，目標飛行器的熱支持很好的保證了?？科陂g飛船密封艙的氣體溫度。

3.2 密封艙濕度

密封艙內(nèi)濕度控制在自主飛行階段主要通過軌道艙和返回艙內(nèi)的冷凝干燥組件實現(xiàn)，在?？慷物w船不除濕，主要由目標飛行器控制整個組合體的濕度。圖4、圖5為軌道艙和返回艙的相對濕度的變化，軌道艙的相對濕度50～70%之間波動，返回艙相對濕度在30～50%之間波動。軌道艙是航天員生活產(chǎn)濕較多的區(qū)域，因此其濕度大于返回艙濕度，另外一方面軌道艙濕度傳感器由于比較靠近艙壁，其附近溫度較高，導致相對濕度較高，軌道艙內(nèi)大部分區(qū)域相對濕度低于這一數(shù)值。

圖4 軌道艙氣體相對濕度

圖5 返回艙氣體相對濕度

入軌后包括組合體飛行初期，密封艙內(nèi)濕度較高，在目標飛行器采取深度除濕后，艙內(nèi)的濕度顯著降低，表明目標飛行器對組合體濕度控制的作用明顯。此外由于密封艙內(nèi)濕度沒有閉環(huán)控制因此隨著人員活動和在軌工作模式的轉換有所波動。

3.3 流體回路

流體回路系統(tǒng)是主動熱控的核心，在流體回路系統(tǒng)中通過溫控閥的動作調(diào)節(jié)通過輻射器和輻射器旁路的工質流量，從而實現(xiàn)對回路溫度的控制。圖6給出了流體回路控溫點的變化，以及對應溫控閥角度的變化。在自主飛行階段控溫點為8℃，停靠階段為提高艙內(nèi)溫度，控溫點改為12℃，溫度控制良好，控溫的精度在0.5℃以內(nèi)。在熱控預冷階段，控溫點設置為2℃，此時溫控閥已開至最大，說明已達到回路系統(tǒng)的調(diào)節(jié)極限。

圖6 流體回路控溫點溫度及溫控閥角度

流體回路系統(tǒng)通過連接內(nèi)、外回路的中間換熱器將回路中密封艙內(nèi)的熱量轉移至輻射器進行排散。圖7表示了通過中間換熱器的換熱量，停靠期間通過中間換熱器的換熱量約為200W，自主飛行期間約為600W。在?？科陂g由于冷凝干燥組件未工作，因此不從氣體中帶走熱量，而內(nèi)回路冷板上開機的設備功耗約為70W，因此流體回路管路以及冷板上設備導致的不可控漏熱達到了130W。所以通過提高熱控外回路溫度從而進一步減少密封艙漏熱提高密封艙氣體溫度仍有余量。

3.4 交會對接設備

圖7 內(nèi)回路和外回路之間換熱量

大量交會對接設備是交會對接任務的關鍵設備，這些設備大部分時間處于關機封存狀態(tài)，交會對接期間開機，功耗變化很大，需要采取針對性的熱控措施。交會對接設備在軌溫度變化如圖8所示，從圖中可以看出設備溫度良好，高低溫段均滿足設備工作溫度要求，且有余量，可以滿足交會對接任務需要。

微波雷達主機、交會對接燈等均是交會對接新增設備，微波雷達主機功耗超過70W，交會對接燈功耗超過50W，這些設備均在交會對接段集中開機，設備功耗大。為解決其散熱問題，微波雷達主機熱控采用了風機強制對流的方式散熱；交會對接燈采取包覆多層，并開散熱面的方式保證了高低溫段的工作需求。飛行結果表明上述熱控措施有效，證明了熱控設計的正確性。

圖8 交會對接設備溫度

3.5 飛行數(shù)據(jù)分析及地面測試結果比對

熱控系統(tǒng)在研制過程中為了驗證熱控設計進行分析和試驗驗證工作，熱分析和熱平衡試驗的結果也得到了飛行數(shù)據(jù)的驗證，所有儀器設備的分析值與飛行值以及熱平衡試驗與飛行值之間的偏差標準差小于2℃，這里重點給出密封艙內(nèi)氣體溫度值的一個比較。從結果看，計算和熱平衡試驗的結果比較接近，差別均在2℃以內(nèi)，驗證了熱分析和試驗的正確性。

表1 密封艙內(nèi)氣體溫度比對

4 結論

通過飛行任務經(jīng)驗，SZ-9載人飛船熱控設計，可以得到以下的主要技術成果：

（1）首次驗證了熱控設計適應自主飛行和有人停靠的多種工作模式的能力

通過減少艙體漏熱、靈活設置流體回路控溫點、提高涂層的吸收比和通風熱支持的方式，密封艙內(nèi)氣體溫度大幅度提高，滿足了3人飛行對熱控分系統(tǒng)的控溫控濕要求，滿足交會對接任務的需求，此外在熱控設計驗證過程中形成的地面熱試驗中應用組合體熱邊界模擬技術，熱、流動一體化集成仿真分析，將為后續(xù)的研制工作提供寶貴經(jīng)驗。

（2）高適應能力的單相流體回路設計與地面驗證技術

通過采用流體回路工質脫氣以及大容量補償器的配置，實現(xiàn)了低溫?？繒r單相流體回路的正常工作，是對前期流體回路技術的一個突破，同時通過1：1流體回路試驗，驗證了交會對接高熱負荷與?？匡w行低熱負荷下流體回路控溫算法和控溫精度的方法也得到驗證。

（3）載人飛船組合體飛行時，為減少流體回路帶走熱量，可考慮關閉內(nèi)回路，從而提高密封艙內(nèi)氣體溫度。

（4）對于載人飛船由于流體回路控溫點設置較高，不利于除濕，艙內(nèi)濕度高，要進一步降低艙內(nèi)氣體濕度，需要采取措施，降低回路控溫點?！?/p>

［1］黃家榮，范宇峰，劉炳清，盧威.神舟七號飛船熱控分系統(tǒng)設計和在軌性能評估.中國空間科學技術，2009,10（5）.

［2］范含林，黃家榮，劉慶志，張立.載人運輸飛船流體回路方案研究.中國空間科學技術，2007，10（5）.

［3］張加迅，李勁東，侯增祺.流體回路技術在大型航天器上的應用［C］//第六屆空間熱物理會議.廣西：北京飛行器總計設計部，2003:9-14

［4］ Joe Chambliss，Gary Rankin，Tim Bond.The State of ISS ATCS Design，Assembly and Operation［J］.SAE，2003，1（1）:5-18