CN105095638A - 载人航天器密封舱体漏率设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种载人航天器密封舱体漏率设计方法，用于覆盖在轨飞行全过程。该方法包括：步骤一，根据在轨飞行全过程中的各飞行阶段的任务时间要求以及泄露补偿气体重量，计算载人航天器密封舱的密封舱体的质量泄漏量；步骤二，根据质量泄漏量，计算密封舱体的标准漏率指标；以及步骤三，对标准漏率指标执行工程工艺检验与迭代，以确定满足预定要求的密封舱体漏率指标。因此，通过本发明的密封舱体漏率设计方法可覆盖载人航天器全任务阶段的气体泄漏补偿要求，充分利用理想气体状态方程的理论基础，考虑了飞行任务规划、系统重量控制、产品工艺实现等多方面设计约束，从而解决了载人航天器从顶层飞行任务需求到具体密封舱体漏率指标实现的难题。

Description

载人航天器密封舱体漏率设计方法

技术领域

本发明属于航天器总体设计领域，具体涉及一种载人航天器密封舱体漏率设计方法。

背景技术

载人航天器密封舱是航天员在轨生活、工作的场所。具体地，在有人期间，载人航天器密封舱要为航天员在轨生存提供适宜的压力环境，而在无人期间，密封舱的舱体也要保证适当的压力，以满足通风散热系统正常运行的需求。因此，载人航天器的舱体要有良好的密封性能。

系统漏率是标识密封系统密封性能的重要指标。漏率指标过大，将会引起气体大量泄漏而导致气体资源浪费、甚至影响系统性能，而漏率指标过小，在工程实现上难度过大，将需要付出较大设计代价，甚至会影响方案的可行性。

因此，载人航天器密封舱体漏率设计，是载人航天器总体设计的一个重要方面。

然而，在现有技术中，多使用单一维度的设计方法，依据前期经验来设定密封舱体的漏率指标，工程检验满足要求后，再反向复算全任务阶段的带气量是否满足要求，缺少密封舱体漏率的顶层设计。因此，急需一项技术能够以理想气体状态方程等为理论基础，充分借鉴前期工程经验，考虑到飞行任务规划、系统重量控制、产品工艺实现等多维度设计约束，从总体设计顶层进行漏率设计，从而解决载人航天器从顶层飞行任务需求到具体密封舱体漏率指标实现的难题。

发明内容

为解决现有技术中存在的问题，本发明提出了一种能够覆盖在轨飞行全过程的载人航天器密封舱体漏率设计方案，确保获得符合系统重量要求和工程工艺实现要求的密封舱体漏率。

本发明提供了一种载人航天器密封舱体漏率设计方法，用于覆盖在轨飞行全过程。该方法包括以下步骤：步骤一，根据在轨飞行全过程中的各飞行阶段的任务时间要求以及泄露补偿气体重量，计算载人航天器密封舱的密封舱体的质量泄漏量；步骤二，根据质量泄漏量，计算密封舱体的标准漏率指标；以及步骤三，对标准漏率指标执行工程工艺检验与迭代，以确定满足预定要求的密封舱体漏率指标。

优选地，预定要求至少包括：系统重量要求、和工程工艺实现要求。

在步骤一中执行：根据预定的密封系统的设计方案，对在轨飞行全过程中的载人航天器的飞行模式进行任务分析，从而得出各飞行阶段的任务时间要求；初步确定密封系统可用于泄露补偿的泄露补偿气体重量，从而对载人航天器进行系统重量分析；以及根据任务时间要求和泄露补偿气体重量，初步计算密封舱体的质量泄漏量。

在步骤二中执行：依据理想气体状态方程，获得质量泄漏量与标准漏率指标之间的转换关系；以及基于转换关系与载人航天器的密封性能安全系数，计算密封舱体的标准漏率指标。

具体地，理想气体状态方程为：以及转换关系为：其中，Q为标准漏率指标并且单位为Pa·m³/s，n为气体摩尔数并且单位为mol，Δm为气体泄漏质量并且单位为g，M为摩尔质量并且单位为g/mol，R为气体常数并且取值为8.314Pam³mol^-1K^-1，T为气体热力学温度并且单位为K，Δt为泄漏时间并且单位为s，以及ΔP为压降并且单位为Pa。

优选地，密封性能安全系数取2～5。更优选地，密封性能安全系数取5，从而获得高安全性。

在步骤三中执行：对标准漏率指标执行工程工艺检验；以及当工程工艺检验通过时，工程工艺可实现并且将标准漏率指标作为密封舱体漏率指标。

可选地，在步骤三中执行：对标准漏率指标执行工程工艺检验；以及当工程工艺检验不通过时，工程工艺不可实现并且执行漏率设计迭代，以获得满足预定要求的密封舱体漏率指标。

在步骤三中，漏率设计迭代的步骤包括：增加泄露补偿的泄露补偿气体重量；对密封系统的重量重新进行核算；以及获得新的标准漏率指标，从而执行工程工艺检验。

因此，通过本发明的密封舱体漏率设计方法可覆盖载人航天器全任务阶段的气体泄漏补偿要求，充分利用了理想气体状态方程的理论基础，考虑了飞行任务规划、系统重量控制、产品工艺实现等多方面设计约束，从而解决了载人航天器从顶层飞行任务需求到具体密封舱体漏率指标实现的难题。

附图说明

图1是根据本发明具体实施方式的载人航天器舱体漏率设计方法的具体流程图；

图2是根据本发明具体实施方式的载人航天器的密封舱体的密封环节的组成图；以及

图3是根据本发明具体实施方式的质量泄漏量与漏率的转换关系的示意图。

具体实施方式

下面结合附图及具体实施方式对本发明进行详细说明。

其中，图1是载人航天器舱体漏率设计方法的具体流程图，图2是载人航天器的密封舱体的密封环节的组成图，图3是质量泄漏量与漏率的转换关系的示意图。

如图1所示，该方法具体包括以下步骤：

根据系统方案设计，对全任务阶段载人航天器的飞行模式进行任务分析，得出各飞行阶段的任务时间要求；

初步确定系统可用于泄漏补偿的气体重量，对载人航天器进行系统重量分析；

根据泄漏补偿气体重量、各飞行阶段任务时间要求，初步计算出密封舱体的质量泄漏量；

依据理想气体状态方程，得到密封舱体质量泄漏量与标准漏率指标之间的转换关系；

依据转换关系，同时在考虑载人航天器密封性能安全系数的前提下，计算得到密封舱体标准漏率指标；

对标准漏率指标的工艺实现进行检验，若可实现，则可将其作为密封舱体漏率指标，若工艺不可实现，则需要增加用于泄漏补偿的气体重量，要对系统重量重新进行核算，从而再进行漏率设计迭代；以及

直至最终确定密封舱体漏率指标，既能满足系统重量要求，又可满足工艺实现要求。

具体地，如图3所示，质量泄漏量与标准漏率Q之间的转换关系如下：

由理想气体状态方程有 $\mathrm{PV}=\mathrm{nRT}=\frac{m}{M}\mathrm{RT},\mathrm{\ΔPV}=\frac{\mathrm{\Δm}}{M}\mathrm{RT},$ 又 $Q=\frac{\mathrm{\ΔPV}}{\mathrm{\Δt}}$

则： $Q=\frac{\mathrm{\ΔPV}}{\mathrm{\Δt}}=\frac{\frac{\mathrm{\Δm}}{M}\mathrm{RT}}{\mathrm{\Δt}}=\frac{\mathrm{\ΔmRT}}{\mathrm{\ΔtM}},\frac{\mathrm{\Δm}}{\mathrm{\Δt}}=\frac{\mathrm{QM}}{\mathrm{RT}}$

其中，

Q——漏率，Pa·m³/s

N——气体摩尔数，mol

Δm——气体的泄漏质量，g

M——摩尔质量，g/mol

R——气体常数，8.314Pam³mol^-1K^-1

T——气体热力学温度，K

Δt——泄漏时间，s

ΔP——压降，Pa

应了解，进行总体方案设计时，要初步确定用于舱体泄漏补偿的气体重量，根据补偿气体重量进行系统重量分析，通过补气量计算再出系统所要携带的气瓶、所配置的管路数量，从而进行系统重量预估，确保系统重量满足要求，进行系统任务分析，明确各飞行任务阶段的飞行时间安排。

然后，根据补偿气体重量、在轨飞行时间及任务规划安排计算舱体的质量泄漏量，根据理想气体状态方程，计算出舱体的标准漏率。

然而，还需要考虑标准漏率在工程工艺实现上是否可实现，若过于严苛，需要对补偿气体量进行调整进而对漏率指标进行修正，经过多轮设计上的迭代，最终确定舱体漏率要求。

确定了舱体漏率要求确定后，在进行具体设计时，还要考虑一定的安全余量。参考《卫星总装密封检漏技术要求》(QJ1838A-99)，对于有补充气源的密封系统，安全系数取2～5。由载人航天器承担载人飞行任务，所以安全性要求较高，一般安全系数取5，地面进行检漏时要依据考虑了安全系数的漏率指标来进行检测。

综上所述，采用本发明的设计方案，可覆盖载人航天器全任务阶段的气体泄漏补偿要求，充分利用了理想气体状态方程的理论基础，考虑了飞行任务规划、系统重量控制、产品工艺实现等多方面设计约束，从而解决了载人航天器从顶层飞行任务需求到具体密封舱体漏率指标实现的难题。

本发明中未说明部分属于本领域的公知技术。

Claims (10)

1.一种载人航天器密封舱体漏率设计方法，用于覆盖在轨飞行全过程，其特征在于，包括以下步骤：

步骤一，根据所述在轨飞行全过程中的各飞行阶段的任务时间要求以及泄露补偿气体重量，计算载人航天器密封舱的密封舱体的质量泄漏量；

步骤二，根据所述质量泄漏量，计算所述密封舱体的标准漏率指标；以及

步骤三，对所述标准漏率指标执行工程工艺检验与迭代，以确定满足预定要求的密封舱体漏率指标。

2.根据权利要求1所述的载人航天器密封舱体漏率设计方法，其特征在于，所述预定要求至少包括：系统重量要求、和工程工艺实现要求。

3.根据权利要求2所述的载人航天器密封舱体漏率设计方法，其特征在于，在所述步骤一中执行：

根据预定的密封系统的设计方案，对所述在轨飞行全过程中的载人航天器的飞行模式进行任务分析，从而得出各飞行阶段的任务时间要求；

初步确定所述密封系统可用于泄露补偿的所述泄露补偿气体重量，从而对所述载人航天器进行系统重量分析；以及

根据所述任务时间要求和所述泄露补偿气体重量，初步计算所述密封舱体的所述质量泄漏量。

4.根据权利要求3所述的载人航天器密封舱体漏率设计方法，其特征在于，在所述步骤二中执行：

依据理想气体状态方程，获得所述质量泄漏量与标准漏率指标之间的转换关系；以及

基于所述转换关系与所述载人航天器的密封性能安全系数，计算所述密封舱体的标准漏率指标。

5.根据权利要求4所述的载人航天器密封舱体漏率设计方法，其特征在于，

所述理想气体状态方程为： $\mathrm{PV}=\mathrm{nRT}=\frac{m}{M}\mathrm{RT},\mathrm{\ΔPV}=\frac{\mathrm{\Δm}}{M}\mathrm{RT},$ 以及

所述转换关系为： $Q=\frac{\mathrm{\ΔPV}}{\mathrm{\Δt}}=\frac{\frac{\mathrm{\Δm}}{M}\mathrm{RT}}{\mathrm{\Δt}}=\frac{\mathrm{\ΔmRT}}{\mathrm{\ΔtM}},\frac{\mathrm{\Δm}}{\mathrm{\Δt}}=\frac{\mathrm{QM}}{\mathrm{RT}},$

其中，Q为所述标准漏率指标并且单位为Pa·m³/s，n为气体摩尔数并且单位为mol，Δm为气体泄漏质量并且单位为g，M为摩尔质量并且单位为g/mol，R为气体常数并且取值为8.314Pam³mol^-1K^-1，T为气体热力学温度并且单位为K，Δt为泄漏时间并且单位为s，以及ΔP为压降并且单位为Pa。

6.根据权利要求4所述的载人航天器密封舱体漏率设计方法，其特征在于，所述密封性能安全系数取2～5。

7.根据权利要求4所述的载人航天器密封舱体漏率设计方法，其特征在于，所述密封性能安全系数取5，从而获得高安全性。

8.根据权利要求4所述的载人航天器密封舱体漏率设计方法，其特征在于，在所述步骤三中执行：

对所述标准漏率指标执行所述工程工艺检验；以及

当所述工程工艺检验通过时，工程工艺可实现并且将所述标准漏率指标作为所述密封舱体漏率指标。

9.根据权利要求4所述的载人航天器密封舱体漏率设计方法，其特征在于，在所述步骤三中执行：

对所述标准漏率指标执行所述工程工艺检验；以及

当所述工程工艺检验不通过时，工程工艺不可实现并且执行漏率设计迭代，以获得满足所述预定要求的所述密封舱体漏率指标。

10.根据权利要求9所述的载人航天器密封舱体漏率设计方法，其特征在于，在所述步骤三中，所述漏率设计迭代的步骤包括：

增加所述泄露补偿的泄露补偿气体重量；

对所述密封系统的重量重新进行核算；以及

获得新的标准漏率指标，从而执行所述工程工艺检验。