舱内失压下航天员热舒适度和散热量仿真

2021-06-25方明元李西园毕研强

宇航学报 2021年5期

方明元，王晶，李西园，毕研强

(1. 可靠性与环境工程技术重点试验室，北京 100094；2. 北京卫星环境工程研究所，北京 100094)

0 引言

在载人航天任务中，工艺缺陷、微流星撞击、环控生保系统自身缺陷等原因引起的座舱失压是可能造成任务成败的最为严重故障之一[1]。在飞船、空间站发生失压故障时，航天员需穿着应急压力服，启动航天器自主返回程序[2]，依靠应急压力服供给氧气,满足人员返回地面前的氧和散热需求。但在未来载人登月任务中，航天器返回地球的时间将远远长于现有近地轨道航天器的返回时间，在极端情况下甚至可达一周，现有应急压力服不具有如此长时间工作的能力。针对载人登月任务中的应急压力防护问题，阿波罗计划中使用了与舱外服共用系统的应急压力服来满足座舱失压防护的要求[3]，Artemis计划中使用了新设计的内循环式舱内应急压力服，可以满足6天的应急生保需求[4]。由于我国目前的舱内应急压力服(舱内航天服)使用的是开式循环工作模式，这会带来较高的资源消耗，无法用于长期生保，所以需要探讨基于目前舱外服生保的可行性。由于舱外航天服自身背包供给时间有限，因此需要采用舱外航天服与舱内生命保障系统配合来维持生存的方式，系统工作模式如图1所示。其中舱外航天服用于维持航天员生存的压力环境，同时通过通风循环为航天员供给氧气并去除二氧化碳及水蒸气，通过液冷循环排除人体的产热。

图1 舱内压力防护系统工作模式示意图Fig.1 Working mode of cabin pressure protection system

在长时间的生保过程中，如何提高航天员在穿着航天服状态下的舒适性和工作能力，评估不同工况下系统消耗的物质与能量，是在应急压力防护系统设计阶段所必须考虑的问题之一。针对舱外航天服的散热能力和热舒适度等问题， NASA与其合作单位开发了多套人-航天服热模型，如ASDA[5]、SINDA EMU[6]、MPLSS[7]、CPLSS[8]等，但其所使用的人体热模型结构较为简单，血液系统建模与实际情况存在较大差异[9]，并且模型使用“热积”来表示人体的热舒适性不够直观；国内袁修干[10]、邱义芬等[11-12]和王晶等[13]研究者也建立过人-航天服模型，但未对系统散热量和热舒适度等进行深入研究。本文基于Matlab建立了人-航天服数值仿真模型，计算了不同的舱内温度、舱内压力、人体活动量和舱外航天服液冷通风服的入口温度下人体的热舒适度、系统所需散热量和通风气体湿度，为未来系统设计提供参考。

1 人体热模型的建立

人-航天服热模型包括两部分模型：人体热模型和航天服热模型。人体热模型同于预测各种环境下人体从皮肤到核心的温度场，建模时通常将人体结构简化为多个圆柱体或球体等简单几何体节段，并在各个节段进行组织层划分，考虑组织中的热传导、组织自身代谢产热和血液换热。为了反映人体作为恒温动物对外界环境变化做出的温度调节行为，模型将人体热调节系统简化为了负反馈控制系统，根据皮肤温度和核心温度与标准温度的偏差生成控制信号来控制人体模型的肌肉代谢产热、皮肤血流量和皮肤的出汗量，以此来维持人体温度保持在恒定水平。

本文人体热模型基于Fiala模型建立[14]，为了考虑航天服内不均匀温度环境对人体体表温度的影响，本文将人体节段重新划分为为19节段，如图2所示，即头部、面部、颈部、胸部、腹部，以及两侧的肩部、上臂、下臂、手部、大腿、小腿、脚部。各节段组织层的划分和组织参数与Fiala模型保持一致。在人体传热计算方面，人体各个节段被简化为单层圆筒壁导热，使用了有限差分法对空间进行离散化，并使用克兰克-尼科尔森(Crank-Nicolson)方法对线性方程组进行了求解。人体血液传热模型、主动系统模型和热舒适度模型均采用了Fiala模型计算方法。模型能够对人体温度场和热舒适度进行预测，在稳态和瞬态高低温环境下均可以保持和原Fiala模型一致的良好预测精度。

图2 人体热模型节段划分示意图Fig.2 Segmental division of human thermal model

人体热模型中热舒适度模型采用常用的7点法对热舒适度进行评分，其评分值与人体热感觉的对应情况见表1。

表1 热感觉评分值及其对应热感觉Table 1 Thermal sensation vote and its corresponding thermal sensation

2 航天服热模型的建立

航天服热模型是人体热模型的边界，描述的是热量从人体皮肤传到航天服内部再到外界环境或生保系统的过程，输出量是航天服各结构的温度场。航天服热模型主要对航天服的三个主要热学结构进行建模：液冷服、通风服和压力服。

液冷服为舱外航天服中用于人体散热的主要热部件，由基础服装和换热管网组成。基础服装为弹性紧身服，覆盖在人体除头、手、足部位以外的皮肤表面。换热管网位于基础服装外侧，其中的冷却液流经上下肢及躯干后到达出水管，流入生保系统经过降温处理后，再返回到液冷服入口对航天员进行冷却散热。

通风服用于保证服装内的气体成分、压力，排除二氧化碳和水汽，并对服装内温度进行辅助控制。通风气体为氧气，由头盔送入，通过体表由上向下流至四肢及躯干，到达四肢末端后进入抽气管道并从服装胸部的出气口流出，通风气体流出后经过降温、净化处理，再被送到头盔循环使用。

压力服位于航天服的最外侧，将航天服内部和外部环境隔离开来，用于维持服装内压力和隔绝外界环境。

在人-航天服热模型中，航天服热模型作为人体热模型的边界，与人体热模型一样划分节段。以人体上臂节段为例，航天服热模型各主要结构与人体热模型各层组织的位置关系如图3所示。其中,假设基础服装与人体皮肤紧密接触，没有空气层。忽略液冷服中液冷管路的存在，即假设冷却液直接与基础服装进行传导换热，通风气体直接与冷却液进行对流换热，压力服内侧直接与冷却液发生辐射换热。

图3 上臂节段中航天服热模型各主要结构其与人体热模型各层组织的位置关系Fig.3 The relative position between the main structures of the space suit thermal model and the tissue layers of upper arm segments of human thermal model

由于不需要考虑材料内部的温度分布，模型采用集总参数法建立，即将图3中航天服各主要传热结构简化为温度节点。对于有基础服装覆盖的节段，航天服结构简化为5个节点：基础服装节点、冷却液节点、通风气体节点、压力服内侧节点和压力服外侧节点。航天服内的传热简化为节点间的传热，传热过程如图4所示，其中虚线圆表示节点，虚线表示传热路径，T表示节点温度(K)，Q表示节点间的传热量(W)，下标sk、clw、w、v、clin、clout分别表示皮肤节点、基础服装节点、冷却液节点、通风气体节点、压力服内侧节点、压力服外侧节点。下标a、r和solar分别表示舱内气体、舱壁和太阳辐射。

对于无基础服装覆盖的节段，如头部、面部、手部和脚部，航天服截面均简化为3个节点：通风服节点、压力服内侧节点和压力服外侧节点。其传热过程与图4类似，这里不再赘述。

图4 航天服模型内部节点传热示意图Fig.4 Heat transfer in space suit model

由以上传热关系可得各个节点的传热方程，对于基础服装节点

0=Qsk,clw-Qclw,v-Qclw,clin-Qclw,w

(1)

对于压力服内侧节点

0=Qclw,clin+Qw,clin+Qv,clin-Qclin,clout

(2)

对于压力服外侧节点

0=Qclin,clout+Qclout,a+Qclout,r-Qsolar

(3)

对于温度随路径变化的冷却液节点和通风气体节点，分别使用以下方程：

(4)

(5)

Qsk,clw=(Tsk-Tclw)/Rsk,clw

(6)

对于各个节点间的热阻R，按传热类型可分为接触热阻、导热热阻、对流换热热阻和辐射热阻,其中接触热阻为：Rsk,clw和Rclw,w。皮肤和基础服装的接触热阻会受到汗液浸湿的影响，需要进行修正，使用下式进行估算[15]:

(7)

Rclin,clout为压力服内外侧的导热热阻，本文模型将其简化为平板导热，使用下式估算：

(8)

式中：δclio为压力服的厚度;λclio为压力服的导热系数。

Rclw,v，Rw,v，Rv,clin，Rsk,v和Rclout,a为对流换热热阻，其中Rclw,v，Rw,v，Rv,clin，Rsk,v为航天服内通风气体与其他节点的对流换热阻，由于模型主要应用于太空失重环境，航天服内通风服的对流换热均考虑为圆筒内的强迫对流，采用下式估算[11]:

(9)

式中：D为圆筒的当量直径;λv为通风气体的导热系数;A为所计算传热区域的面积;N为努谢尔特数取4.36[11]。

由于舱内一般有通风系统以保证舱内的对流，且舱内失压时气体不一定完全泄漏，因此需要考虑航天服与环境的对流换热。Rclout,a为航天服外层与环境气体的对流换热热阻，使用下式估算[16]:

(10)

式中：va为气流液速，anat，afrc，amix为回归系数来源于Fiala的文献[16]。

由于航天服内和航天服外界的气压均低于标准大气压，而以上关于对流换热热阻的计算均基于标准大气压，因此需要对对流换热热阻值进行修正[17]

(11)

式中：R0为标准大气压下的热阻。

与辐射换热相关的热阻有：Rclw,clin，Rw,clin，Rsk,clin，Rclout,r，计算公式统一可表示为:

(12)

其中:σ为Stefan-Boltzmann常数，下标sf和sr表示发生辐射的两个表面，黑度εsf-sr由下式估算为[15]:

(13)

人体皮肤的温度除了会受基础服装热传导的影响，还会受皮肤汗液蒸发的影响。汗液蒸发是人体散热的重要组成部分，需要在航天服模型中给予考虑。人体的汗液蒸发散热量受到通风服内通风气体湿度的影响，因此需要对通风气体内的湿度进行计算。由于通风气体处于流动状态，需要考虑其流动路径。如图5所示,通风气体依次流过头部、面部和颈部，然后在胸部位置75%的气体分两路进入肩部，随后进入手臂和手部，另外25%的气体通过胸部往下一直流动到脚部[18]。

图5 通风气体流动路径示意图Fig.5 The ventilation gas flow path

(14)

其中:Qresp,wet为人体呼吸换热的湿换热部分热量，λH2O为水的蒸发热，取2256×103J/kg。

其他节段的水汽流量来源于皮肤的蒸发散热，由下式计算:

(15)

(16)

3 模型的校验

为了对模型的正确性进行评估，本文对比了NASA为航天服开发的三个稳态工况数据[18]，这些数据通过NASA的简化模型计算得到。三个工况描述了航天员在火星环境中以不同的代谢率活动时航天服的稳态参数。设置模型的边界和输入量与三个工况一致，见表2[19]，本模型仿真结果和三个工况的参考结果见表3。

表2 模型的边界和输入工况Table 2 Boundary and input conditions of the model

表3 模型仿真值与参考值Table 3 comparisons between simulation value and reference value

表3中，Tenv表示环境温度;Penv表示环境压力;venv表示环境风速;Qsolar表示太阳辐射强度;Psuit表示航天服内压力;Vw,in表示冷却液入口流量；Vv,in表示通风气体入口流量；Qmet表示人体代谢率;Tdew,in和Tdew,out分别表示通风气体入口和出口处的露点温度;Tw,in和Tw,out分别表示冷却液入口和出口处温度;Tv,in和Tv,out分别表示通风气体入口和出口处温度;Tcl,in和Tcl,out分别表示压力服内侧和外侧节点温度;Qleak表示航天服漏热量;Qwater表示冷却液换热量。由表3可以看出，整体上本模型仿真结果与参考值差异均低于10%，主要的差异体现在工况1和工况3中的Tv,out和Qwater。

对于Qwater，虽然仿真值与参考值差异最大可达16%，但由于通风气体换热量Qvent较小(见表4)，因此Tv,out的差异对下文中航天服传热分析的影响不大。其中Qvent通过表2和表3中的Tv,in、Tv,out和Vv,in计算得到。

对于Qwater与参考值的差异主要与两个模型计算的人体蒸发散热量Qe(包括汗液蒸发和呼吸蒸发)不同有关，若Qe增加，则通过液冷服散走的热量Qwater减少。通过表2和表3中的Tdew,in、Tdew,out和Vv,in可计算Qe，见表4。从表4中可看出，随着人体代谢率Qmet的增加，Qe的仿真值也增加，这和一般情况相符，而Qe的参考值反而减少，由此可以推测本模型计算的Qwater较为合理。综上所述，可以认为本模型计算结果具有参考价值。

表4 模型仿真额外数据Table 4 Additional simulation data for the model

4 计算结果与分析

在对舱内压力防护系统进行设计时，期望航天员能在应急返回过程中尽量保持良好的热舒适度，同时尽量降低生保系统对航天服的散热量以节约资源。为了研究热舒适度与液冷通风系统散热量的关系，设置不同的舱内温度、舱内压力、人体活动量和液冷通风服入口温度，计算稳态时人体的热舒适度和液冷通风系统散热量。通过对数据进行整理，得到这些量之间的关系。其中对于冷却液和通风气体的入口流量和压力，采用“飞天”航天服的参数[20]，即航天服内压力设为40 kPa，冷却水流量设为110 kg/h，通风气体流量设为150 L/min。

当舱体失压时，舱内温度会由于气压的降低而降低，分别设定舱内温度恒为-20 ℃和-60 ℃，人体模型的活动量设置为100 W(静坐状态)，计算两种不同的舱内温度下航天服散热量与热舒适度和舱内压力的关系，结果如图6和图7所示。

图6 -20 ℃舱内环境下散热量与热舒适度和舱内压力的关系Fig.6 The relationship among heat loss, thermal comfort and cabin pressure when the cabin temperature is -20 ℃

图7 -60 ℃舱内环境下散热量与热舒适度和舱内压力的关系Fig.7 The relationship among heat loss, thermal comfort and cabin pressure when the cabin temperature is -60 ℃

从图6和图7可以看出，在维持相同热舒适下，舱内压力越低，液冷通风系统所需的散热量越多，这是由于航天服外表面的对流散热随着压强的降低而减弱，使得液冷通风系统需要增加散热量来维持不变的热舒适度。由图6～7还可以看出，当舱内温度越低，压力越高时，压力的变化对航天服液冷通风系统所需散热量的影响越大，这是因为压力较低时航天服的辐射散热成为航天服漏热的主要部分。

下面分别设置压力为100 Pa和10000 Pa，人体模型活动量为100 W，计算人体热舒适度和液冷通风系统所需的散热量随舱内温度的变化，计算结果如图8和图9所示。

图8 100 Pa舱压下散热量与热舒适度和舱内温度的关系Fig.8 The relationship among heat loss, thermal comfort and cabin temperatures when the cabin pressure is 100 Pa

图9 10000 Pa舱压下散热量与热舒适度和舱内温度的关系Fig.9 The relationship among heat loss, thermal comfort and cabin temperatures when the cabin pressure is 10000 Pa

从图8和图9可以看出，舱内温度对航天服液冷通风系统散热量影响较为明显，温度每上升20 ℃，维持相同热舒适度所需的系统散热量增加20～30 W，且舱内压力越高，相同热舒适度下航天服液冷通风系统散热量受舱内温度的影响越大。从图6～图9可以看出，在不同压力和温度的组合下，液冷通风服的散热量的变化趋势相似，在-1～1的区间内，热舒适度每增加一个单位，系统散热量减小约10～20 W。

下面固定舱内压力为1000 Pa，舱内温度为0 ℃，计算不同人体活动量情况下人体热舒适度和液冷通风系统散热量的变化，结果如图10所示。

图10 不同人体活动量下散热量与热舒适度的关系Fig.10 The relationship between heat loss and thermal comfort under different human metabolic rates

从图10可以看出，当人体活动量增大时，一定热舒适度下液冷通风系统的散热压力显著增大。人体高的活动量对应高的代谢率和产热量，因此在应急返回过程中，建议航天员减少非必要的活动来保证较低的代谢率，以减轻系统的散热压力。

另外，图10中人体热模型活动量为100 W时的曲线变化趋势和其他活动量下的不一致，是因为人体在较低活动量且处于较冷环境中时更容易出现寒颤，使得人体的产热大幅增加，进而造成液冷通风系统散热量大幅增加。

除了液冷通风系统的散热量外，通风服中气体湿度也是另一个需要关注的量。在较高代谢率的情况下，气体中水蒸气很容易达到饱和，这会削弱通风气体的散热能力，增加航天员的不适感[21]，且过多的水分也容易损坏航天服内的元器件，因此要尽量避免。降低湿度的最直接方法是提高通风气体的流量。为了研究通风气体流量达到多少时，可以防止通风服内气体达到饱和，分别设置100～1000 L/min的通风气体流量，当人的热舒适度值接近0时计算不同活动量下通风服出口的气体湿度，其中舱内压力设置为1000 Pa，舱内温度为0 ℃，结果如图11所示。

图11 不同活动量下通风气体湿度与流量的关系Fig.11 Relationship between humidity and flow rate of ventilation gas under different level of human activity

从图11可看出，在正常通风气体流量(150 L/min)下，只有当人体处于较低活动量(小于300 W)时，通风服出口气体相对湿度才不会达到100%，当人体处于中等偏高活动量(约400 W)时，通风气体流量需要达到约250 L/min才能避免出口处的水蒸气分压达到饱和。而当人体活动量较大(大于等于500 W)时，则需要使通风气体流量达到600 L/min来避免气体中的水汽达到饱和。另外由曲线的变化趋势可看出，虽然在高代谢率下增大气体流量对降低相对湿度效果不明显，但在较低代谢率下，增大气体流量可以有效地降低气体的相对湿度。因此可以建议航天员通过延长工作时间来降低单位时间的工作强度，以降低自身的代谢率，并增大气体流量，可较为有效地降低通风服出口气体的湿度。