CN108344590B - 密封舱组合体载人航天器热试验方法 - Google Patents
密封舱组合体载人航天器热试验方法 Download PDFInfo
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Abstract
本发明涉及密封舱组合体载人航天器热试验方法，包括：(a)确定密封舱组合体载人航天器密封舱体在不同舱内温度条件和外热流条件下向外空间的漏热量；(b)对密封舱组合体载人航天器能流进行分析，确定密封舱内热量的流动方向和额度；(c)确定密封舱内模拟乘员代谢产出的设备参数；(d)确定载人航天器密封舱常压热边界模拟方式；(e)确定地面冷源设备参数；(f)确定常压热试验工况。根据本发明的方法降低了试验设备成本，设置多试验工况参数进行试验，避免了自然对流对试验结果的影响。
Description
技术领域
本发明涉及密封舱组合体载人航天器热试验方法。
背景技术
随着载人航天技术的发展，以空间站为代表的大型载人航天器，型号规模呈逐渐增大趋势，在轨运行周期也逐渐增长。目前国内外正在研制或在轨运行的空间站，均是由多个舱体通过在轨组装建造方式形成大型组合体，在轨运行寿命超过10年，这种组合体存在多个不同功能的密封舱，支持航天员长期在轨工作生活。
载人航天器所处的空间环境处于真空状态，且收到冷黑背景、太阳辐照、地球红外辐射、地面发射太阳红外辐射等复杂的空间热环境中，且大型密封舱组合体航天器工作模式复杂，不同工作模式下的内热源、航天员代谢水平存在较大差异。此外，航天员在轨长期驻留，为确保航天员驻留安全性和舒适性，密封舱内需要通过人工环境，创造出与地面类似的空气环境条件，包括空气氧分压、CO2分压等成分控制，以及空气温湿度控制，确保空气成分和空气温湿度水平和分布满足航天医学的要求。因此，大型密封舱组合体航天器研制阶段，必须通过试验手段，对复杂空间热环境条件，载人航天器不同工作模式下的设备温度控制、空气成分控制、空气温湿度控制进行充分验证。
针对上述验证需求，目前国内普遍采用的是真空热试验方法，即将载人航天器整舱放置进空间环境模拟装置内部，空间环境模拟装置内设置冷屏并通入液氮来模拟冷黑背景，通过真空泵维持空间环境模拟装置内的高真空度，并通过红外加热装置或太阳模拟器来模拟空间外热流，这种试验方法能够模拟出真实的空间热环境条件，但是却存在如下不足：
(1)随着载人航天器尺寸规模越来越大，制造出与航天器尺寸匹配的空间环境模拟装置，代价极大；
(2)大型载人航天器的真空热试验运行费用极高，为缩短试验周期，必须压缩试验工况的数量，不利于对系统进行全面验证；
(3)受试验方法的限制，真空热试验期间，载人航天器密封舱内难以设置空气成分产出模拟、控制和测量设备，无法验证空气成分和空气湿度控制效果；
(4)大型载人航天器真空热试验通常采用立式放置姿态，即密封舱最大尺寸方向与重力方向重合，加重了自然对流现象，对密封舱内设备和空气温度控制造成不利影响。
为满足大型密封舱组合体航天器热设计和空气环境控制设计的试验验证要求，并优化试验资源，需要解决真空热试验在试验成本、空气成分和湿度控制验证、自然对流影响等方面的问题。
发明内容
本发明的目的是提供一种大型密封舱组合体航天器常压热试验方法，用于解决真空热试验在试验成本、空气成分和湿度控制验证、自然对流影响等方面的问题。
为实现上述发明目的，本发明提供密封舱组合体载人航天器热试验方法，包括：
(a)确定密封舱组合体载人航天器密封舱体在不同舱内温度条件和外热流条件下向外空间的漏热量；
(b)对密封舱组合体载人航天器能流进行分析，确定密封舱内热量的流动方向和额度；
(c)确定密封舱内模拟乘员代谢产出的设备参数；
(d)确定载人航天器密封舱常压热边界模拟方式；
(e)确定地面冷源设备参数；
(f)确定常压热试验工况。
根据本发明的一个方面，在所述步骤(a)中，所述不同舱内温度条件和外热流条件为：
(1)载人航天器单舱阶段，有人驻留高热负荷模式+空气温度上限+高外热流条件；
(2)载人航天器单舱阶段，有人驻留标准热负荷模式+空气温度标称值+高外热流条件；
(3)载人航天器单舱阶段，有人驻留标准热负荷模式+空气温度标称值+低外热流条件；
(4)载人航天器单舱阶段，有人驻留低热负荷模式+空气温度上限+低外热流条件；
(5)载人航天器组合体阶段，被分析舱体有人驻留高热负荷模式+空气温度上限+高外热流条件；
(6)载人航天器组合体阶段，被分析舱体有人驻留标准热负荷模式+空气温度标称值+高外热流条件；
(7)载人航天器组合体阶段，被分析舱体有人驻留标准热负荷模式+空气温度标称值+低外热流条件；
(8)载人航天器组合体阶段，被分析舱体有人驻留低热负荷模式+空气温度上限+低外热流条件。
根据本发明的一个方面，在所述步骤(a)中，所述确定漏热量包括：
(1)针对密封舱组合体载人航天器，在常压热试验前进行真空热试验，通过真空热试验获得密封舱在不同舱内温度条件和外热流条件下向外空间的漏热量；
(2)针对密封舱组合体载人航天器，在常压热试验在真空热试验之前开展，则需建立载人航天器漏热仿真分析模型，计算不同工作模式下和外热流条件下密封舱的漏热量。
根据本发明的一个方面，在所述步骤(b)中，针对各种工作模式，统计密封舱内热负荷，所述热负荷为以下各项之合：
(1)密封舱内平台设备工作产热，包括电源系统、信息管理系统、环热控系统、姿轨控系统、人员驻留支持设备；
(2)密封舱内乘员代谢产热，依据乘员驻留人数、代谢水平、作息安排，计算乘员代谢产热量；
(3)密封舱内载荷设备工作产热；
(4)密封舱内电源系统和总体电路系统工作时产生的废热；
所述热量流动方向包括：
(1)步骤(a)中分析的密封舱漏热；
(2)被分析的密封舱与其它密封舱之间的热量交互；
(3)主动控温系统收集并最终通过辐射器排散的热量。
根据本发明的一个方面，在所述步骤(c)中，以乘员代谢模拟装置模拟航天器乘员水蒸汽代谢产出，以航天员水蒸汽在密封舱内的分布，表示航天器密封舱空气中其它成分含量，乘员代谢模拟装置的代谢产出速率可以调节；
所述乘员代谢模拟装置满足：
(1)乘员代谢模拟装置的数目应大于等于长期驻留乘组人数；
(2)至少在一个睡眠区内布置乘员代谢模拟装置；
(3)人活动区内的乘员代谢模拟装置应放置在乘员有可能长期停留的位置；
(4)乘员代谢模拟装置的总代谢产出速率上限大于乘员所有驻留模拟中的代谢产出上限。
根据本发明的一个方面，在所述步骤(d)中，采用温度环境控制装置确定载人航天器密封舱常压热边界，所述温度环境控制装置具备控制和调节温度条件的密封箱体，所述载人航天器密封舱以水平姿态放置在温度环境控制装置密封箱体内，所述密封箱体处于常压环境；
所述确定载人航天器密封舱常压热边界模拟方式为：针对每一个工况，通过降低密封舱体所处的环境温度，使密封舱总漏热量与真空热试验或漏热仿真分析对应的同类工况的密封舱漏热量一致；
所述确定载人航天器密封舱常压热边界模拟方式包括：
(1)针对真空热试验或漏热仿真分析中的各类工况，分析密封舱内各类热负荷水平之和Qp,v，并统计低温内回路的收集的热量Qcold,v、中温内回路收集的热量Qmod,v，由此来确定各种工况下以及密封舱的漏热量Qleak,v＝Qp,v-Qcold,v-Qmod,v；
(2)在常压热试验正式工况开始前，分别按照真空热试验或漏热仿真分析对应的同类工况的设定，设定密封舱内平台设备、载荷设备和乘员代谢产热设备功耗，待温度稳定后，分别记录密封舱内各类热负荷水平之和Qp,n，并统计低温内回路收集的热量Qcold,n、中温内回路收集的热量Qmod,n，各种工况下以及密封箱体各种环境温度下密封舱的漏热量Qleak,n＝Qp,n-Qcold,n-Qmod,n，调节温度环境控制装置密封箱体内的环境温度，直至Qleak,v与Qleak,n的差值在100W以内；
(3)如果温度环境控制装置密封箱体内的环境温度达到-10℃，Qleak,v与Qleak,n的差值仍然大于100W，或者常压热试验时中低温回路收集的热负荷水平与真空热试验或仿真分析同类工况的偏差超过100W，保持温度环境控制装置密封箱体内的环境温度恒定，改变乘员代谢模拟装置产热以及部分密封舱内设备功耗来改变中低温回路热负荷水平，确保常压热试验时，中低温回路热负荷水平与真空热试验或仿真分析同类工况的偏差小于100W。
根据本发明的一个方面，在所述步骤(e)中，利用设置于环境温度控制装置中的温控阀控制使所述辐射器处于隔离状态，使所述航天器中非密封舱的外回路所收集的热量经换热器到达地面冷源；
所述地面冷源满足：
(1)地面冷源机组最大制冷量与载人航天器能流分析中确定的各个工作模式最大辐射器散热需求相匹配；
(2)地面冷源机组温度控制范围覆盖外回路各个工作模式对应的控温点温度范围。
根据本发明的一个方面，在所述步骤(f)中，所述常压热试验工况至少包括：
(1)载人航天器单舱阶段和组合体阶段，有人驻留高热负荷模式+高外热流条件，乘员代谢水平设定为最高代谢水平，空气温度控制为标称值；
(2)载人航天器单舱阶段和组合体阶段，有人驻留标准热负荷模式+高外热流条件，乘员代谢水平为平均代谢水平，空气温度控制要求包括下限、标称值和上限；
(3)载人航天器单舱阶段和组合体阶段，有人驻留标准热负荷模式+高外热流条件，乘员代谢水平为最高代谢水平，空气温度控制要求为标称值；
(4)载人航天器单舱阶段和组合体阶段，有人驻留标准热负荷模式+低外热流条件，乘员代谢水平为平均代谢水平，空气温度控制要求包括下限、标称值和上限；
(5)载人航天器单舱阶段和组合体阶段，有人驻留标准热负荷模式+低外热流条件，乘员代谢水平为最低代谢水平，空气温度控制要求为标称值；
(6)乘员撤离深度除湿工况；
(7)故障工况，具体包括：人区通风系统故障、主动控温回路系统故障、能源系统故障。
根据本发明，以温度环境控制装置在常压下对大型密封舱组合体航天器进行热试验，避免了尺寸巨大的空间环境模拟装置。因此，根据本发明大大降低了试验设备的制造、使用、维护成本。本发明采用温度环境控制装置在常压下辅助进行热试验，运行成本远远低于常规真空热试验的运行成本。本发明克服的现有技术中受试验方法的限制，真空热试验期间，载人航天器的密封舱内难以设置空气成分产出模拟、控制和测量设备，因此无法验证空气成分和空气湿度的控制效果的缺陷。根据本发明，待试验的密封舱呈水平状体设置支承在温度环境控制装置中，因而密封舱的最大尺寸方向不与重力方向重合，有效避免了自然对流现象对密封舱内设备和空气温度控制的影响。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是示意性表示根据本发明的密封舱组合体航天器热边界模拟方式示图；
图2是示意性表示根据本发明的密封舱组合体航天器能流示图。
具体实施方式
此说明书实施方式的描述应与相应的附图相结合，附图应作为完整的说明书的一部分。在附图中，实施例的形状或是厚度可扩大，并以简化或是方便标示。再者，附图中各结构的部分将以分别描述进行说明，值得注意的是，图中未示出或未通过文字进行说明的元件，为所属技术领域中的普通技术人员所知的形式。
此处实施例的描述，有关方向和方位的任何参考，均仅是为了便于描述，而不能理解为本发明保护范围的任何限制。以下对于优选实施方式的说明会涉及到特征的组合，这些特征可能独立存在或者组合存在，本发明并不特别地限定于优选的实施方式。本发明的范围由权利要求书所界定。
根据本发明的构思，设置用于在常温下对大型密封舱组合体航天器密封舱体进行试验的温度环境控制装置。图1示意性表示了这种装置。
如图1所示，用于密封舱组合体载人航天器常压热试验的温度环境控制装置包括一个密封箱体。密封箱体具有气密结构，从而使其内部与外部气密隔离。密封箱体中能够容纳待进行热试验的载人航天器密封舱和非密封舱。在进行试验时，待试验载人航天器密封舱被水平地支承放置于密封箱体中。温度环境控制装置还包括用于控制和调节密封箱体内部温度环境条件的装置，以便控制密封箱体中的温度保持常温。温度环境控制装置还包括设置于密封箱体之外的地面冷源。地面冷源与密封箱体内的设备相连，用于通过热交换吸收被试验密封舱排出的热量。温度环境控制装置还包括用于将被试验的密封舱、非密封舱、辐射器等装置相互连接的管路和控制阀。
附图2示意性表示了大型密封舱组合体航天器的能流状况。图2中分别表示了密封舱、非密封舱和其他舱段。如图2所示，在密封舱中，有供电废热Qw，载荷设备Qp，密封舱平台设备产热Qe1和乘员代谢产热Qc。而在非密封舱则主要是非密封舱平台设备产热Qe2。密封舱作为一个整体向外泄漏的热量在图2中表示为密封舱漏热QL1；非密封舱作为一个整体向外泄漏的热量在图2中表示为QL2。非密封舱还通过辐射器向外空间排散热量，在图2中这种排散热量为Qr。各个舱段之间的热量交互为Qi。
下面将结合附图1和2所示的根据本发明的具体实施方式，进一步详细说明本发明。
根据本发明的构思，利用具体的设备，即上述温度环境控制装置在地面模拟密封舱的实际工作环境，并在这种模拟的环境下对密封舱进行热试验。
为此，首先需要确定大型密封舱组合体航天器密封舱体在不同舱内温度条件和外热流条件下向外空间的漏热量。在确定漏热量过程中，必须考虑如下因素：
考虑载人航天器不同工作模式下，有人驻留状态下，密封舱内温度环境；
考虑载人航天器不同飞行阶段的外热流条件，需涵盖可能出现的极端高外流条件和极端低外热流条件；
确定密封舱向外空间漏热量可采用如下两种方法：
在条件允许的情况下，常压热试验开展前，开展真空热试验，通过真空热试验测得密封舱在不同舱内温度条件和外热流条件下向外空间的漏热量；
建立载人航天器漏热仿真分析模型，计算密封舱在轨状态下，不同舱内温度条件和外热流条件下向外空间的漏热量。
具体而言，必须考虑：
(1)载人航天器单舱阶段，有人驻留高热负荷模式+空气温度上限+高外热流条件；
(2)载人航天器单舱阶段，有人驻留标准热负荷模式+空气温度标称值+高外热流条件；
(3)载人航天器单舱阶段，有人驻留标准热负荷模式+空气温度标称值+低外热流条件；
(4)载人航天器单舱阶段，有人驻留低热负荷模式+空气温度上限+低外热流条件；
(5)载人航天器组合体阶段，被分析舱体有人驻留高热负荷模式+空气温度上限+高外热流条件；
(6)载人航天器组合体阶段，被分析舱体有人驻留标准热负荷模式+空气温度标称值+高外热流条件；
(7)载人航天器组合体阶段，被分析舱体有人驻留标准热负荷模式+空气温度标称值+低外热流条件；
(8)载人航天器组合体阶段，被分析舱体有人驻留低热负荷模式+空气温度上限+低外热流条件；
分析上述工况对应的密封舱漏热，主要包括如下两种分析方式：
(1)待试验的大型密封舱组合体航天器，依据研制试验流程，如果在常压热试验开展前先开展了真空热试验，通过真空热试验测得密封舱在不同舱内温度条件和外热流条件下向外空间的漏热量，具体方式是，通过界面换热器的进出口工质温度、流量计算不同工况下界面换热器收集的热量，用密封舱内总的热负荷扣减界面换热器收集的热量，即是密封舱的漏热量；
(2)待试验的大型密封舱组合体航天器，依据研制试验流程，如果常压热试验在真空热试验之前开展，则需建立载人航天器漏热仿真分析模型，计算不同工作模式下和外热流条件下密封舱的漏热量，仿真分析模型应具备如下功能：
能够反应载人航天器单舱阶段、组合体阶段的构型特点；
能够模拟舱体内外隔热材料在真空环境下的传热性能
能够模拟载人航天器轨道参数和空间外热流条件；
能够模拟载人航天器姿态参数；
为确保仿真分析结果的准确性，要求开展仿真分析前，通过已有型号的密封舱体漏热数据对仿真模型参数进行修正。
然后，开展大型密封舱组合体航天器能流分析，确定密封舱内热量的流动方向和额度，具体包括：
不同工作模式下，被分析舱体密封舱内热负荷水平总量，包括密封舱内设备的工作产热、供配电系统工作废热、乘员代谢产热；
被分析舱体密封舱与其它舱体之间的热量交互量；
被分析舱体密封舱内热负荷水平总量，减去密封舱漏热，计入与其它舱体之间的热量交互量，就是密封舱体主动控温系统收集的热量。
根据本发明的一种实施方式，首先对不同工作模式下，密封舱内的热负荷水平进行统计，具体包括：
密封舱内平台设备工作产热，包括电源系统、信息管理系统、环热控系统、姿轨控系统、人员驻留支持设备等；
密封舱内乘员代谢产热，依据乘员驻留人数、代谢水平、作息安排，计算乘员代谢产热量；
密封舱内载荷设备工作产热；
密封舱内电源系统和总体电路系统工作时产生的废热。
上述热负荷之和为密封舱内总的热负荷量，热量的流动方向包括：
第一步中分析的密封舱漏热；
被分析的密封舱与其它密封舱之间的热量交互；
主动控温系统收集并最终通过辐射器排散的热量。
然后，分析确定密封舱内模拟乘员代谢产出的设备参数，密封舱需要控制的空气成分主要包括氧分压、CO2分压、水蒸气分压，综合考虑这几种气体成分的控制范围、相关配套设备复杂程度等因素，大型密封舱组合体航天器密封舱体常压热试验选择水蒸气作为空气成分控制和分布情况验证的标的物，即试验过程中，只模拟航天员的水蒸气代谢产出，通过检测水蒸气在密封舱内的分布情况，来说明空气中其它成分的分布情况。乘员代谢模拟装置的数量应能覆盖密封舱内主要的功能区，包括人活动区、睡眠区、锻炼区等，且能模拟的总代谢产出速率与覆盖乘员驻留模式相匹配。
根据本发明的一种实施方式，分析确定密封舱内模拟乘员代谢产出的设备参数，对于载人航天器，密封舱内与乘员代谢相关的主要参数包括：O2消耗、CO2产出、水蒸气产出，常压热试验的试验目的之一是检验空气成分在密封舱内不同位置的浓度分布，以此来评判舱内人区通风系统的输运能力，并为空气环境参数控制系统的设计提供依据。因此，试验过程中需要配备乘员代谢产出模拟装置以及对应的空气环境参数控制系统，为优化试验规模和流程，对密封舱内O2、CO2和水蒸气三种成分的浓度控制范围进行分析。载人航天器密封舱内氧分压的常用控制范围是20kPa～24kPa，控制范围为4kPa，乘员每人每天平均耗氧量为0.86kg。CO2分压的常用控制范围是0～0.8kPa，根据国内外已有的载人航天器型号经验，CO2分压不会低于0.2kPa，因此，控制范围为0.6kPa，乘员每人每天平均产出量为1.0kg。载人航天器对舱内相对湿度和露点温度有控制要求，当露点温度达到12℃时，水蒸气分压为1.4kPa。当相对湿度为30％，空气温度为21℃时，水蒸气分压为0.75kPa，控制范围为0.65kPa，乘员每人每天平均产湿量为1.7kg。
综合考虑指标控制范围的宽窄以及乘员代谢产出速率，CO2分压控制和水蒸气分压控制对通风系统的输运能力要求更高，因此，选用CO2或水蒸气作为标的物更能反应空气流场的输运性和均匀性。
在配置乘员代谢模拟装置时，模拟装置的数量与载人航天器的乘员驻留人数、密封舱容积、尺寸和功能区分区相关，主要方式如下：
(1)乘员代谢模拟装置的数目应大于等于长期驻留乘组人数；
(2)应至少在一个睡眠区内布置乘员代谢模拟装置；
(3)人活动区内的乘员代谢模拟装置应放置在乘员有可能长期停留的位置，如工作区、锻炼区等；
(4)乘员代谢模拟装置的代谢产出速率应可以调节，且总的代谢产出速率上限应大于乘员所有驻留模拟中的代谢产出上限。
然后，确定载人航天器密封舱常压热边界模拟方式，载人航天器常压热试验需要使用温度环境控制装置，该装置具备大型密封箱体，且可以控制和调节密封箱体内的温度环境条件，将载人航天器密封舱以水平姿态放置在温度环境控制装置密封箱体内，箱体内处于常压环境，为确定载人航天器密封舱常压热边界模拟方式，需利用前期建立的载人航天器漏热仿真分析模型，计算常压条件下，箱体内不同环境温度条件下，密封舱的漏热，确定载人航天器密封舱向箱体内的总漏热量与真空热试验同类工况或漏热仿真分析同类工况的漏热量一致时，密封箱体内的环境温度条件，作为试验的输入。
根据本发明的一种实施方式，确定载人航天器密封舱常压热边界模拟方式，载人航天器常压热试验期间，主要地面设备为温度环境控制装置，该装置具备控制和调节温度条件的密封箱体，密封箱体尺寸能够容纳载人航天器舱体，将载人航天器密封舱以水平姿态放置在温度环境控制装置密封箱体内，试验过程中，密封箱体始终处于常压环境。载人航天器常压热试验密封舱舱体的热边界模拟方式为：针对每一个工况，通过降低密封舱体所处的环境温度，使密封舱总漏热量与真空热试验或漏热仿真分析对应的同类工况的密封舱漏热量一致。具体方法是：
(1)针对真空热试验或漏热仿真分析中的各类工况，分析密封舱内各类热负荷水平之和Qp,v，并统计低温内回路的收集的热量Qcold,v、中温内回路收集的热量Qmod,v，由此来分析不同工况下以及密封舱的漏热量Qleak,v＝Qp,v-Qcold,v-Qmod,v；
(2)在常压热试验正式工况开始前，分别按照真空热试验或漏热仿真分析对应的同类工况的设定，对密封舱内平台设备、载荷设备和乘员代谢产热设备进行功耗设定，待温度稳定后，分别记录密封舱内各类热负荷水平之和Qp,n，并统计低温内回路收集的热量Qcold,n、中温内回路收集的热量Qmod,n，不同工况下以及密封箱体不同环境温度下密封舱的漏热量Qleak,n＝Qp,n-Qcold,n-Qmod,n，调节温度环境控制装置密封箱体内的环境温度，直至Qleak,v与Qleak,n的差值在100W以内。
(3)如果温度环境控制装置密封箱体内的环境温度达到-10℃，Qleak,v与Qleak,n的差值仍然大于100W，或者常压热试验时中低温回路收集的热负荷水平与真空热试验或仿真分析同类工况的偏差超过100W，则不再继续降低温度环境控制装置密封箱体内的环境温度，而是通过改变乘员代谢模拟装置产热以及部分密封舱内设备功耗来改变中低温回路热负荷水平，确保常压热试验时，中低温回路热负荷水平与真空热试验或仿真分析同类工况的偏差不超过100W。
然后，确定地面冷源设备相关参数，温度环境控制装置密封箱体内没有冷黑背景模拟设备，辐射器散热能力与在轨状态差别较大，因此，常压热试验期间，需将辐射器隔离，即通过温控阀控制外回路工质全部流过旁路。同时，配备地面冷源设备，该设备包括制冷机组，换热器、管路等，将管路与载人航天器外回路预留接口连接，外回路收集的热量通过换热器传递给地面冷源，实现回路控温点的温度控制。地面冷源的制冷量应能覆盖载人航天器各个工作模式下主动控温回路收集的热量上限。
根据本发明的一种实施方式，确定地面冷源设备相关参数，常压热试验期间，通过温控阀控制外回路工质全部流过辐射器旁路，辐射器处于隔离状态。配备地面冷源设备，外回路收集的热量通过换热器传递给地面冷源，实现回路控温点的温度控制，需确定地面冷源设备如下参数：
(1)地面冷源机组最大制冷量，应与载人航天器能流分析中确定的各个工作模式最大辐射器散热需求相匹配；
(2)地面冷源机组温度控制范围，应能覆盖外回路各个工作模式对应的控温点温度范围；
(3)地面冷源机组制冷速率；
(4)地面冷源机组包络尺寸；
(5)地面冷源机组供电需求；
(6)地面冷源机组自身控温方式；
(7)地面冷源机组载冷介质类型。
最后，确定常压热试验工况，载人航天器常压热试验针对有人驻留模式开展工况设计，试验工况应包含高热负荷工况、低热负荷工况、乘员高代谢水平工况、乘员低代谢水平工况、温湿度控制系统故障工况、乘员撤离深度除湿工况，且工况实施过程中，能够充分验证空气温湿度控制相关手段的控制能力，确定最终的空气温湿度控制模式。
根据本发明的一种实施方式，确定常压热试验工况，常压热试验工况应覆盖如下工况：
(1)载人航天器单舱阶段和组合体阶段，有人驻留高热负荷模式+高外热流条件，乘员代谢水平设定为最高代谢水平，空气温度控制为标称值；
(2)载人航天器单舱阶段和组合体阶段，有人驻留标准热负荷模式+高外热流条件，乘员代谢水平为平均代谢水平，空气温度控制要求包括下限、标称值和上限；
(3)载人航天器单舱阶段和组合体阶段，有人驻留标准热负荷模式+高外热流条件，乘员代谢水平为最高代谢水平，空气温度控制要求为标称值；
(4)载人航天器单舱阶段和组合体阶段，有人驻留标准热负荷模式+低外热流条件，乘员代谢水平为平均代谢水平，空气温度控制要求包括下限、标称值和上限；
(5)载人航天器单舱阶段和组合体阶段，有人驻留标准热负荷模式+低外热流条件，乘员代谢水平为最低代谢水平，空气温度控制要求为标称值；
(6)乘员撤离深度除湿工况；
(7)故障工况，具体包括：
a.人区通风系统故障；
b.主动控温回路系统故障；
c.能源系统故障。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (8)
1.密封舱组合体载人航天器热试验方法，包括：
(a)确定密封舱组合体载人航天器密封舱体在不同舱内温度条件和外热流条件下向外空间的漏热量；
(b)对密封舱组合体载人航天器能流进行分析，确定密封舱内热量的流动方向和额度；
(c)确定密封舱内模拟乘员代谢产出的设备参数；
(d)确定载人航天器密封舱常压热边界模拟方式：针对每一个工况，通过降低密封舱体所处的环境温度，使密封舱总漏热量与真空热试验或漏热仿真分析对应的同类工况的密封舱漏热量一致；
(e)确定地面冷源设备参数；
(f)确定常压热试验工况。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在所述步骤(a)中，所述不同舱内温度条件和外热流条件为：
(1)载人航天器单舱阶段，有人驻留高热负荷模式+空气温度上限+高外热流条件；
(2)载人航天器单舱阶段，有人驻留标准热负荷模式+空气温度标称值+高外热流条件；
(3)载人航天器单舱阶段，有人驻留标准热负荷模式+空气温度标称值+低外热流条件；
(4)载人航天器单舱阶段，有人驻留低热负荷模式+空气温度上限+低外热流条件；
(5)载人航天器组合体阶段，被分析舱体有人驻留高热负荷模式+空气温度上限+高外热流条件；
(6)载人航天器组合体阶段，被分析舱体有人驻留标准热负荷模式+空气温度标称值+高外热流条件；
(7)载人航天器组合体阶段，被分析舱体有人驻留标准热负荷模式+空气温度标称值+低外热流条件；
(8)载人航天器组合体阶段，被分析舱体有人驻留低热负荷模式+空气温度上限+低外热流条件。
3.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于，在所述步骤(a)中，所述漏热量有如下两种分析方式：
(1)针对密封舱组合体载人航天器，在常压热试验前进行真空热试验，通过真空热试验获得密封舱在不同舱内温度条件和外热流条件下向外空间的漏热量；
(2)若常压热试验在真空热试验之前开展，则需建立载人航天器漏热仿真分析模型，计算不同工作模式下和外热流条件下密封舱的漏热量。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在所述步骤(b)中，针对各种工作模式，统计密封舱内热负荷，所述热负荷为以下各项之和：
(1)密封舱内平台设备工作产热，所述密封舱内平台设备包括电源系统、信息管理系统、环热控系统、姿轨控系统和人员驻留支持设备；
(2)密封舱内乘员代谢产热，依据乘员驻留人数、代谢水平、作息安排，计算乘员代谢产热量；
(3)密封舱内载荷设备工作产热；
(4)密封舱内电源系统和总体电路系统工作时产生的废热；
所述热量流动方向包括：步骤(a)中分析的密封舱漏热；被分析的密封舱与其它密封舱之间的热量交互以及，主动控温系统收集并最终通过辐射器排散的热量。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在所述步骤(c)中，以乘员代谢模拟装置模拟航天员水蒸汽代谢产出，以航天员水蒸汽在密封舱内的分布，表示航天器密封舱空气中其它成分含量，乘员代谢模拟装置的代谢产出速率可以调节；
所述乘员代谢模拟装置满足：
(1)乘员代谢模拟装置的数目应大于等于长期驻留乘组人数；
(2)至少在一个睡眠区内布置乘员代谢模拟装置；
(3)人活动区内的乘员代谢模拟装置应放置在航天员有可能长期停留的位置；
(4)乘员代谢模拟装置的总代谢产出速率上限大于航天员所有驻留模拟中的代谢产出上限。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在所述步骤(d)中，采用温度环境控制装置确定载人航天器密封舱常压热边界，所述温度环境控制装置具备控制和调节温度条件的密封箱体，所述载人航天器密封舱以水平姿态放置在温度环境控制装置密封箱体内，所述密封箱体处于常压环境；
所述确定载人航天器密封舱常压热边界模拟方式包括：
(1)针对真空热试验或漏热仿真分析中的各类工况，分析密封舱内各类热负荷水平之和Qp,v，并统计低温内回路的收集的热量Qcold,v、中温内回路收集的热量Qmod,v，由此来确定各种工况下密封舱的漏热量Qleak,v＝Qp,v-Qcold,v-Qmod,v；
(2)在常压热试验正式工况开始前，分别按照真空热试验或漏热仿真分析对应的同类工况的设定，设定密封舱内平台设备、载荷设备和乘员代谢产热设备功耗，待温度稳定后，分别记录密封舱内各类热负荷水平之和Qp,n，并统计低温内回路收集的热量Qcold,n、中温内回路收集的热量Qmod,n，各种工况下以及密封箱体各种环境温度下密封舱的漏热量Qleak,n＝Qp,n-Qcold,n-Qmod,n，调节温度环境控制装置密封箱体内的环境温度，直至Qleak,v与Qleak,n的差值在100W以内；
(3)如果温度环境控制装置密封箱体内的环境温度达到-10℃，Qleak,v与Qleak,n的差值仍然大于100W，或者常压热试验时中低温回路收集的热负荷水平与真空热试验或仿真分析同类工况的偏差超过100W，保持温度环境控制装置密封箱体内的环境温度恒定，改变乘员代谢模拟装置产热以及部分密封舱内设备功耗来改变中低温回路热负荷水平，确保常压热试验时，中低温回路热负荷水平与真空热试验或仿真分析同类工况的偏差小于100W。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在所述步骤(e)中，利用设置于温度环境控制装置中的温控阀控制使辐射器处于隔离状态，使所述航天器中非密封舱的外回路所收集的热量经换热器到达地面冷源；
所述地面冷源满足：
(1)地面冷源机组最大制冷量与载人航天器能流分析中确定的各个工作模式最大辐射器散热需求相匹配；
(2)地面冷源机组温度控制范围覆盖外回路各个工作模式对应的控温点温度范围。
8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在所述步骤(f)中，所述常压热试验工况至少包括：
载人航天器单舱阶段和组合体阶段，有人驻留高热负荷模式+高外热流条件，乘员代谢水平设定为最高代谢水平，空气温度控制为标称值；
载人航天器单舱阶段和组合体阶段，有人驻留标准热负荷模式+高外热流条件，乘员代谢水平为平均代谢水平，空气温度控制要求包括下限、标称值和上限；
载人航天器单舱阶段和组合体阶段，有人驻留标准热负荷模式+高外热流条件，乘员代谢水平为最高代谢水平，空气温度控制要求为标称值；
载人航天器单舱阶段和组合体阶段，有人驻留标准热负荷模式+低外热流条件，乘员代谢水平为平均代谢水平，空气温度控制要求包括下限、标称值和上限；
载人航天器单舱阶段和组合体阶段，有人驻留标准热负荷模式+低外热流条件，乘员代谢水平为最低代谢水平，空气温度控制要求为标称值；
乘员撤离深度除湿工况；以及，
故障工况，具体包括：人区通风系统故障、主动控温回路系统故障和能源系统故障。
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