孟繁孔，曹剑峰，满广龙

（北京空间飞行器总体设计部，北京100094）

0 引言

目标飞行器是我国迄今研制发射的最大载人航天器，具备与载人运输飞船进行空间交会对接功能，对接后形成的组合体可支持航天员长期在轨驻留。目标飞行器密封舱是航天员工作、活动和睡眠的场所，要求舱内须具备适宜的空气温湿度和流速环境，以支持航天员长期在轨驻留。舱内流场设计是实现舱内环境控制的重要手段，舱内气流组织方式、通风量和送风参数决定了舱内温度场和流场速度分布特性，影响CO2等污染物在舱内的累积浓度和分布，决定了航天员的热舒适性。根据保证航天员热舒适性的风速范围研究结果[1]，目标飞行器风速指标确定为：航天员活动区风速应保证在0.08～0.5 m/s；睡眠区风速应控制在0.08～0.2 m/s。需根据目标飞行器密封舱结构和布局特点来确定合理的流场组织形式；根据确定的风速指标要求设计流场的通风系统；最后，在地面完成舱内流场设计的微重力环境有效验证。

在轨飞行的微重力条件下，密封舱内流场中自然对流效应很弱甚至消失；而在地面上，由于重力导致的自然对流对密封舱内流场速度分布存在一定的影响。因此，如何在地面重力环境下开展舱内流场设计的有效验证是需要研究的课题。国内外针对载人航天器舱内流场设计验证的大部分研究工作集中在数值分析上[2-5]。数值分析模型对流场参数设计、验证和优化具有一定的指导意义，但简化后的模型又使得分析结果存在一定的不确定性，还需通过试验来验证和修正数值模型。C.Son等人[6]针对国际空间站某舱段流场设计验证开展了地面模型试验，尽管获得了有价值的试验结果，但仍没有考虑不等温条件下地面重力对试验的影响。国内梁新刚和刘云龙等人[7-9]曾提出地面试验验证流场设计的热缩比法、降压法和缩比-降压法；张学学等人[10]开展了 1：5模型的降压-缩比方法试验并得到了与数值仿真一致的结果；钟奇等人[11]提出了一种通过数值仿真验证来确定降压比的方法。上述试验验证方法改变了航天器模型尺寸或工作压力，难以实现对流场设计的直接真实验证，且在工程实施中仍存在一定的困难。

1 目标飞行器密封舱流场设计

目标飞行器的送风口布置于第III象限两侧角隔板上，斜送风流场如图1(a)所示。为了使送进的新风能够较均匀地覆盖整个航天员活动区，选择将2台风机（其中1台为备份）布置于密封舱第I象限用于回风，密封舱的流场组织系统布局如图1(b)所示。在第III象限两侧角隔区因密闭封堵的需要而形成了一个密闭通道，可利用该通道进行送风。因不需要再布置专门的送风管路，既优化了布局设计，又减小了系统质量。为了提高送风的均匀性，在朝向航天员活动区的第III象限两侧角隔板上每侧对称布置8个送风口，在朝向2个睡眠区的角隔板上各对称布置2个送风口。流场风量与风向调节通过送风口来实现。送风口的风道基本形状为圆柱形，具有二个自由度的偏转功能，航天员用手拨动即可实现风向调节。送风角度（指出风方向与竖直方向之间的夹角）调节范围为 3°～43°，同时具有风量调节功能，关闭时能阻断送风。除两侧风道和送风口对称布置保证送风均匀性外，在风机出口处设置了密闭箱体，起到稳定风机出口压力的作用，进一步保证两侧送风的均匀性。流场组织系统的总风量为7 m3/min，系统阻力小于200 Pa。

图1 流场系统设计原理图Fig.1 Schematic diagram of flow field system design

2 密封舱流场设计的地面试验验证准则

目标飞行器的密封舱流场设计地面试验验证环境与在轨飞行环境的主要差别是重力的影响：地面上存在重力导致的自然对流对流场的影响，而在轨飞行微重力条件下重力诱发的自然对流基本消失。因此，地面开展流场设计验证试验应考虑自然对流的影响。为了确保验证试验有效，必须确定有效的试验准则和基于试验准则的试验方法。

密封舱内流场空气流动的动量控制方程为

式中：ρ为空气密度；为空气速度矢量；P*∇为压力梯度；0ρ为空气特征密度；0β为空气特征体积膨胀系数；T为空气温度；0T为空气特征温度；为重力加速度矢量；μ为空气动力粘性系数；[]ε为应变率张量；∇为Laplace算子。

可通过改变式(3)中不同的参数来降低Gr/(Re)2：文献[8]的降压法选择降低压力来减小Gr数；文献[9]的缩比模型法则采用减小模型特征尺寸L来降低自然对流影响。降压法是使密封舱压力低于在轨工作正常压力值，这给地面验证带来了一定的技术难度；同时为了保证雷诺数不变，需要提高风机转速，因而使得风机功耗大幅增加，严重改变了舱内的温度分布。缩比模型法是将复杂舱体布局进行缩比，其有效性和准确性较难确定，在工程中单独制造一些缩比模型也较为复杂。

从式(3)可以看出，提高空气流速和减小(Ti-T0)也可以降低Gr/(Re)2。通过减小 (Ti-T0)（即保证整个流场区域空气温度的均匀性）可以有效抑制地面自然对流影响。尽管在轨状态下由于密封舱内热负荷和外热流分布不均会导致流场各处空气温度存在一定的差异，但该温差在微重力环境中不会导致明显的自然对流。因此，只要保证地面测试状态下流场温度的均匀性，就可以在常温常压条件下和在实际的目标飞行器舱体上直接进行流场验证试验。航天员活动区特征尺寸L= 1 .9m，标称温度T0= 2 96K，送风口出口特征风速V0= 2 m/s ，g0= 9 .8N/kg，若控制 (Ti-T0)≤ 2℃，则

在流场温差小于2 ℃条件下，Gr/(Re)2＜ 0 .1，自然对流影响很小，可以忽略不计[12]。

试验中控制温度场均匀性的措施如下：1）最大限度地降低密封舱内热负荷水平，除必要通风设备加电外，其余设备均处于断电状态，使试验在“冷态”条件下进行；2）维持目标飞行器测试大厅的环境温湿度稳定；3）采用远距离非接触测试设备，测试人员在密封舱外进行操作，降低测试人员发热和对流场扰动。通过减小 (Ti-T0)来抑制地面自然对流的方法，其试验的有效性取决于测试流场的温度均匀性的控制。

3 流场设计的地面验证试验方法

流场设计验证试验直接在目标飞行器上进行，测试大厅内的空气温度波动范围小于0.5 ℃。为了测试不同位置的流场分布特性，设计了可移动试验工装——坐标架，将其安装到舱内。在舱外利用牵引工具移动舱内坐标架，测试人员不必进入到舱内操作，避免对流场扰动。采用阵面扫描方法对流场风速进行测量。将16个TSI 8475型热球风速传感器安装在图2所示的坐标架上形成一个测试阵面，它们在舱内的布置如图3所示。在阵面上同时布置了4个测温热敏电阻，测温精度±0.3 ℃，用于确定舱内空气温度分布的均匀性。阵面可在舱内沿轴向来回移动，每到达一个测量位置就停止移动5 min，以减小支架晃动对测量的影响。TSI 8475型热球风速传感器的测量精度为±5%，所测得的风速是绝对值；可测量所有方向的风速，但对与其轴线近乎平行的风速测量时结果会偏小。试验中对同一点的风速进行两次扫描测量，第一次探头为水平方向，第二次为竖直方向，两次测量结果进行比较，取最大值作为该测点的实际风速。对于睡眠区，则将风速传感器直接布置于第IV象限睡眠区内，按实际状态进行装修到位，如图4所示。测试过程中所有送风口处于全开状态，出风方向与安装面垂直。目标飞行器内除风机外，其余设备均处于断电状态，前舱门用帘子遮挡。

图2 流场测试用坐标架示意图Fig.2 Schematic diagram of the coordinate framework used in the flow field test

图3 风速传感器与热敏电阻测点位置Fig.3 Locations of air velocity sensors and thermistors in the coordinate framework

图4 睡眠区风速测点位置示意图Fig.4 Locations of air velocity sensors in the sleep zone

4 试验结果分析

利用坐标架往复移动，对16个截面共计260个测点位置的风速和64个测点位置的空气温度分布进行了测量。其中64个测点位置的空气温度测量值都分布在22.1～23.1 ℃范围，整个航天员活动区域的空气温度最大温差为 1℃，满足了(Ti-T0)≤ 2 ℃的试验准则，因此自然对流影响可以忽略，流场地面验证试验结果有效。

在活动区的256个风速测点中，有226个测点处的风速都落在0.08～0.5 m/s之间，占总测点的比例达88.3%；10个测点处（主要为靠近送风口附近位置）风速超出0.5 m/s，最大为0.9 m/s，占比为3.9%；20个测点（主要为第III象限中线装饰帘壁面附近区域）风速低于0.08 m/s，最小为0.04 m/s，占7.8%。睡眠区自送风口向下的4个测点位置自上而下的风速测量结果分别为0.12 m/s、0.08 m/s、0.09 m/s、0.08 m/s，全部满足指标要求，且风速分布较为均匀。图5～图9给出了沿轴向由后向前（x方向为轴线方向，x=0处为柱段后端框，参考图1）不同位置航天员活动区截面风速分布。从图 6和图8中的风速分布可以看出，在第III象限出风口附近区域风速相对较高，最大为0.9 m/s；第I象限附近风速相对较小。在送风口以外区域，风速均在0.08～0.5 m/s范围内且分布较为均匀，如图5、图7和图9所示，验证了流场设计的均匀性，达到了较好的流场设计效果。

图5 航天员活动区截面（x=480 mm）流场风速分布Fig.5 Air velocity distribution on the cross section of the astronaut working zone (x=480 mm)

图6 航天员活动区截面（x=1 080 mm）流场风速分布Fig.6 Air velocity distribution on the cross section of the astronaut working zone (x=1 080 mm)

图7 航天员活动区截面（x=2 080 mm）流场风速分布Fig.7 Air velocity distribution on the cross section of the astronaut working zone (x=2 080 mm)

图8 航天员活动区截面（x=3 080 mm）流场风速分布Fig.8 Air velocity distribution on the cross section of the astronaut working zone (x=3 080 mm)

图9 航天员活动区截面（x=3 280 mm）流场风速分布Fig.9 Air velocity distribution on the cross section of the astronaut working zone (x=3 280 mm)

5 与国际空间站各舱流场设计结果比对

国际空间站对流场设计制定了评价标准，将距流场壁面150 mm以上的流场区域的风速u分为以下5个区段进行评价[2]，即

其中：R3为航天员最舒适风速区域，应尽可能保证流场风速在此范围之内；R1和R5超出允许的指标范围，应尽量避免；R2和R4为允许的指标范围。根据上述评价标准，对目标飞行器流场试验结果进行统计分析，并与国际空间站舱段流场设计结果[2]进行比较，如表1所示。从对比结果可以看出，目标飞行器的风速分布在最佳风速范围（R3）所占的比例为82.8%，达到并优于国际空间站流场设计指标要求（分布在R3范围的风速占比大于67%）。

表1 目标飞行器与国际空间站流场设计比较Table 1 Comparison of the target vehicle flow field design with that of International Space Station

6 结束语

本文对目标飞行器流场设计地面验证试验方法进行了研究，根据试验结果对其流场设计进行了评价。分析确定了流场设计地面验证有效性的试验准则，即流场空气温差小于2 ℃时，地面重力诱发的自然对流影响可忽略不计。基于技术可行的等温化流场试验方法，即在维持流场区域空气温度的最大温差不超过1 ℃条件下，完成了流场设计的有效地面试验验证。验证结果表明：航天员活动区的风速均分布在0.08～0.5 m/s之间（占比达到88.3%），睡眠区全部测试风速均在0.08～0.2 m/s之间。根据国际空间站流场评价标准，目标飞行器最佳风速（0.076～0.203 m/s）占比为82.8%，优于国际空间站各舱段最佳风速占比，其流场设计达到了较好的效果。

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