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

（北京空間技術研制試驗中心，北京 100094）

0 引言

載人飛船返回艙是航天員返回過程中執行關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境條件，滿足航天員在艙內的生活需求，等待地面回收人員輔助出艙。載人飛船返回過程中的氣動加熱會抬升返回艙結構和艙內空氣的溫度，由于返回艙熱容較大，短時間待援時艙內溫度主要受艙體熱容影響；隨著待援時間的延長和艙體結構溫度的降低，周圍環境條件和返回艙與周圍環境的換熱性能將成為影響返回艙內溫濕度環境的關鍵因素。而由于返回艙結構的復雜性、各種換熱途徑同時存在以及關鍵參數的不確定性，難以通過軟件建模的方法進行著陸待援段返回艙內熱環境的純理論數值計算，需開展載人飛船返回艙與周圍環境的換熱性能試驗研究。

1 著陸待援段返回艙換熱分析

航天員乘組執行空間飛行任務后，乘飛船返回艙回到地面。正常著陸狀態下，返回艙防熱大底已拋，側壁燒蝕防熱材料被不同程度地燒蝕，主動流體回路和返回艙電加熱回路等主動控溫措施不工作，需開啟通風閥依靠風機實現返回艙與外部環境的傳熱傳質，并通過返回艙結構的被動熱控設計來保持返回艙內合適的空氣成分和溫濕度環境[1-2]。從返回艙內空氣與外界環境傳熱傳質的角度分析，返回艙共有2種換熱途徑：與外界環境通風的傳質換熱和通過艙壁結構與外界環境的純熱量交換。

1.1 與外界通風傳質換熱計算

返回艙與外界通風傳質換熱分析中的計算參數定義見表1。

表1 通風換熱量計算參數定義Table 1 Definition of parameters used in the calculation of heat transfer by ventilation

在通風換氣過程中，由于返回艙的進風口與出風口間存在一段較遠的距離，不會引起流場短路，所以可以認為從出風口回到周圍環境的空氣在返回艙內是經過了充分擴散混合的，溫度為返回艙內的空氣溫度T。同時，通風過程建立起來后，返回艙內壓力保持穩定，以返回艙結構為控制體，則系統進風量與出風量相等。

根據以上分析假設，隨返回艙通風傳質換熱帶走的熱量為[3]

1.2 通過結構與外界換熱計算

返回艙空氣熱量通過艙壁結構散失到周圍環境大致需要經過以下3個過程：首先返回艙空氣熱量通過對流傳到結構內壁，之后結構內壁將熱量傳導到外壁，最后外壁通過與支撐面導熱、與環境空氣對流和熱輻射3種方式將熱量散失到周圍環境中。

返回艙通過結構與外界換熱分析中的計算參數定義見表2。

表2 結構換熱量計算參數定義Table 2 Definition of parameters used in the calculation of heat transfer through the structure

各換熱量表達式分別為[4]：

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

1.3 返回艙換熱簡化分析

從1.1節和1.2節的分析可以看出，在著陸待援階段返回艙與外界環境之間存在著復雜的熱量傳輸關系（參見圖1）。

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

為使分析結果便于工程應用，能快速對返回艙換熱量進行較準確的計算，需對上述熱量傳輸關系進行合理的簡化處理。

由于太陽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，在實驗室條件下此因素暫不作考慮。將周圍環境向艙體的輻射熱量簡化為

式(9)中，在實驗室條件下，艙體與地面輻射的角系數k2可取1；實際飛船著陸區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]。

根據氣象數據分析，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照射溫度升高所致，這個差異小于0.1 ℃[6-7]。返回艙著陸后，與艙壁接觸點及其附近的地面不受太陽照射，則可近似認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

經1.3節的簡化分析，在實驗室條件下，返回艙的換熱熱流關系如圖2所示。

圖2 實驗室條件下返回艙換熱熱流關系示意Fig.2 Heat transfer of the landing cabin in laboratory

返回艙內空氣與外界環境的總換熱量為

其中

將式(2)、(3)、(6)、(8)、(10)和(11)作如下簡化：

將式(17)代入式(12)，并結合Q1=Mρc(T-T1)，

則

從式(18)中可以看出，在著陸待援過程中，飛船返回艙內空氣通過返回艙結構與環境之間總的換熱量可以寫成某一參數H與內外環境溫差之乘積的形式。在H的表達式中，除Tout和T1外，其余都是與溫度無關的物性參數。由于著陸待援段飛船返回艙外壁溫度和環境空氣溫度均在常溫附近，輻射換熱相對于通過傳導和對流的換熱量為小量，即相較于1/R和h2A為小量，因此可以認為H為與溫度無關的常量。

在試驗測量和實際艙內空氣溫度預示分析中，很難一一獲取式(1)～(8)中每個參數的準確數值，而某一工況下的總換熱量Q和艙內/外空氣溫度T和T1則容易測得，因此可根據上述理論分析，引入著陸待援段載人飛船返回艙結構換熱的綜合換熱系數H的概念，選取某一工況測量計算出該綜合換熱系數H的數值后，其余工況下亦可以根據該系數和環境溫度很容易地計算出密封艙內空氣溫度。

2 綜合換熱系數測量驗證

根據第1章的分析結果，要測量返回艙綜合換熱系數H，需要在真實著陸待援工作模式下獲得總換熱量Q、艙內空氣溫度T和艙外環境溫度T1。據此設計了相應的試驗方案，并進行了驗證。

2.1 試驗方案

試驗利用飛船某返回艙進行，該返回艙內結構設備狀態、防熱大底狀態和艙外燒蝕防熱層狀態與實際飛船返回狀態一致。飛船返回艙通過支架放置于實驗室環境內，艙內風機、風扇和通風閥按返回時狀態安裝，通風閥處于打開狀態。

試驗分為通風流量測定和艙體換熱量獲取2部分。

通風流量測試過程中，如圖3所示，將流量測量儀兩端分別與通風閥a和過渡接頭相連接，流量測量儀和風機的供電、測量電纜通過返回艙舷窗引出并與地面設備連接，舷窗通過軟性材料塞實，艙內外空氣僅可通過通風閥連通，盡量模擬著陸待援階段的真實環境。

設備正常連接到位后，通過艙外地面電源設備向風機和流量測量設備提供額定電壓的穩壓電源，待風機穩定工作后測量其體積流量。

返回艙艙體換熱量測試時，如圖4所示，利用電加熱板模擬著陸待援段返回艙內航天員和工作設備的發熱量，在艙外距離艙壁1 m處和艙內散熱風扇進風口附近各布置1臺溫度測量儀，用于測量艙內外空氣溫度。

圖3 通風流量測試原理Fig.3 Principle of volume flux measurement

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

設備正常連接到位后，開啟風機；待風機穩定工作后，調整電加熱片的總發熱量與實際著陸待援段的艙內航天員和設備總發熱量一致，本文設定模擬加熱功耗為394.2 W。設置到位后每30 min記錄1次艙內空氣溫度和環境溫度，直至艙內空氣溫度1 h內變化不超過0.1 ℃，即認為返回艙與環境換熱達到穩態。考慮到返回艙內溫度分布的不均勻性，取不同位置布置了2個溫度測點，返回艙內空氣溫度取這2個測點的平均值。

2.2 試驗過程

在試驗過程中環境溫度基本保持穩定，因此返回艙內空氣溫度達到穩定時即認為返回艙內外換熱達到穩態，此時艙內電加熱片功耗和設備工作總功耗之和即為返回艙通過通風傳質和結構傳導與外界的總換熱量。根據實測通風體積流量和該溫度下空氣的熱物性參數即可計算出通過通風傳質散失的熱量，剩余部分為通過返回艙結構向周圍環境的總換熱量，利用式(18)即可計算出該環境條件下返回艙的綜合換熱系數H。

風機軟管與通風閥連接到位后開啟風機，待系統工作穩定后對經過通風軟管的流量共進行了3次測量，體積流量穩定在733 L/min。

試驗開始且系統穩定工作后，每隔30 min對艙內/外空氣溫度測量1次，直至系統換熱達到平衡時（歷時9 h），艙內外空氣溫差為7.15 ℃。根據測得的試驗數據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 試驗結果分析

根據實測結果計算得到：艙內總加熱功耗為Q=417.20 W；風機通風帶走的熱量為Q1=105.34 W；因此，通過艙壁結構散失的熱量為Q2=Q-Q1=311.86 W。

在試驗過程中，通風量的測量精度為±1%，溫度的測量精度為±0.1 ℃，加熱功率測量精度為±0.01 W，故根據式(18)和相關參數實測數據計算得到的返回艙綜合換熱系數的不確定度約為±2%，滿足飛船著陸待援段艙內溫度預示的精度要求。

用此方法在其他返回艙和不同試驗條件下進行了對比試驗，驗證了艙內/外溫差與艙內總發熱量間的近似線性關系，測得的返回艙綜合換熱系數一致性良好，進一步驗證了本文分析計算的正確性。

3 結束語

根據著陸待援段飛船返回艙與周圍環境之間的換熱分析，通過合理的簡化，明確了待援段返回艙內/外溫差與艙內總發熱量間的近似線性關系，據此提出了返回艙結構綜合換熱系數的概念，并通過試驗對分析結論進行了驗證。對飛船返回艙綜合換熱系數進行測量獲取的工程數據，可用于長時間地面待援期間返回艙內熱環境的快速預示。