吴洪飞，张兴娟，杨春信，曹仁凤

(北京航空航天大学航空科学与工程学院，北京100191)

1 引言

载人航天器运行于真空环境中，其压力控制系统可为航天员提供满足生理要求的压力环境[1-2]。载人航天器采用电解制氧和高压气瓶供氧两种方式维持和控制密封舱内的氧分压。正常情况下，考虑到工程应用的经济性和可持续性，多采用电解制氧向密封舱内提供氧气，当出现密封舱体因微流星、空间碎片击穿等突发事件发生气体泄漏时，启用高压气瓶应急供氧模式，压力控制系统要在规定时间内维持舱内氧分压和总压水平高于某下限值，以支持航天员进行舱体补漏或进行紧急撤离前的各种操作[3-4]。

Chahine等[5]对登月舱生保系统的压力控制分系统的功能和运行机制进行了分析。戚发轫等[6]描述了载人航天器的氧分压控制系统。刘伟波等[7]在对美国、苏联/俄罗斯以及我国已有航天器采用的大气压力制度分析的基础上，从人体生理学、工程学角度，分析压力制度影响因素，提出了我国发射和返回、地-月飞行、月面驻留和出舱活动等阶段的压力制度设计方案。Theurer等[8]基于航天器生保系统功能，分析了泄压过程和再次进入密闭舱时舱压的变化。Lafuse等[9]建立驾驶舱、中间舱、生保控制舱和气闸舱的气流循环，分析不同空气流率条件舱压的变化趋势。

在载人航天器密封舱压力控制方面，梁志伟等[3]利用集总参数法建立应急状况下舱内压力变化数学模型，分析不同漏孔直径下不同应急供气模式舱压的变化曲线。……