采用系統(tǒng)建模及仿真方法搭建了一種典型載人航天器環(huán)熱控一體化系統(tǒng)模型,分析了系統(tǒng)的性能。針對(duì)3人7天載人飛行工況開展了仿真分析,結(jié)果表明,經(jīng)過(guò)合理設(shè)計(jì),該系統(tǒng)可將艙內(nèi)溫濕度、壓力、氧分壓等參數(shù)控制在航天醫(yī)學(xué)指標(biāo)要求范圍內(nèi)。環(huán)熱控系統(tǒng)仿真結(jié)果較好地預(yù)測(cè)了系統(tǒng)工作過(guò)程,顯示了主要參數(shù)的變化情況,結(jié)果合理,驗(yàn)證了仿真方法、系統(tǒng)仿真模型的正確性。通過(guò)控制流體回路外回路旁通閥門開度,可準(zhǔn)確控制外回路控溫點(diǎn)溫度,保證艙內(nèi)溫濕度在合理范圍之內(nèi)。此外,外回路控溫點(diǎn)的設(shè)定會(huì)對(duì)環(huán)熱控系統(tǒng)狀態(tài)帶來(lái)影響,通過(guò)合理設(shè)計(jì)外回路控溫點(diǎn),可保證艙內(nèi)溫濕度滿足航天醫(yī)學(xué)指標(biāo)要求。 

【文章來(lái)源】：化工學(xué)報(bào). 2020,71(S1)北大核心EICSCD

【文章頁(yè)數(shù)】：7 頁(yè)

【部分圖文】：

典型環(huán)熱控系統(tǒng)組成

艙內(nèi)大氣壓力隨時(shí)間的變化如圖3(b)所示。由圖可知，5.01×105s之前，艙體泄漏導(dǎo)致艙內(nèi)壓力總體呈下降趨勢(shì)。5.01×105s時(shí)，艙壓下降至9×104Pa，供氮組件開始向艙內(nèi)補(bǔ)充氮?dú)�，直至壓力上升�?.0×105Pa，壓力變化速度為0.36 Pa/s。壓力上升至1.0×105Pa時(shí)停止供氮，由于此時(shí)氧分壓偏低，艙內(nèi)繼續(xù)補(bǔ)充氧氣，直至氧分壓達(dá)到22 kPa。艙內(nèi)二氧化碳分壓隨時(shí)間的變化如圖3(c)所示。由圖可知，艙內(nèi)二氧化碳分壓隨艙內(nèi)壓力降低而升高，這是由于當(dāng)艙內(nèi)壓力降低時(shí)，流經(jīng)凈化風(fēng)機(jī)的空氣質(zhì)量流量降低，LiOH凈化罐吸收的二氧化碳減小，導(dǎo)致系統(tǒng)內(nèi)殘余二氧化碳增加。飛行時(shí)間內(nèi)，二氧化碳分壓不超過(guò)700 Pa，滿足航天醫(yī)學(xué)指標(biāo)要求[31]。

本文探討了一種載人航天器環(huán)熱控一體化系統(tǒng)方案，建立了系統(tǒng)主要部件的數(shù)學(xué)模型，利用AMESim系統(tǒng)仿真平臺(tái)搭建了該環(huán)熱控系統(tǒng)仿真模型，并對(duì)其工作過(guò)程開展了仿真研究，得到了環(huán)熱控系統(tǒng)主要性能參數(shù)隨時(shí)間的變化曲線，依據(jù)仿真結(jié)果，分析了環(huán)熱控系統(tǒng)各參數(shù)之間的相互關(guān)系。通過(guò)分析可知，環(huán)熱控系統(tǒng)仿真結(jié)果較好地預(yù)測(cè)了系統(tǒng)工作過(guò)程，顯示了主要參數(shù)的變化情況，結(jié)果合理，驗(yàn)證了仿真方法、基本元件庫(kù)的適用性以及系統(tǒng)仿真模型的正確性。通過(guò)合理設(shè)計(jì)環(huán)熱控系統(tǒng)，可將艙內(nèi)壓力、氧分壓、溫度、濕度等關(guān)鍵參數(shù)控制在指定范圍內(nèi)，在載人飛行期間滿足航天醫(yī)學(xué)指標(biāo)要求。環(huán)熱控系統(tǒng)內(nèi)各參數(shù)存在緊密的耦合關(guān)系。艙內(nèi)溫濕度隨壓力的變化而變化。同時(shí)，艙內(nèi)壓力的變化導(dǎo)致冷凝干燥器和中間換熱器的換熱量發(fā)生變化，通過(guò)控制流體回路外回路旁通閥門開度，可使外回路控溫點(diǎn)溫度在較小范圍內(nèi)波動(dòng)，保證艙內(nèi)溫濕度在合理范圍之內(nèi)。外回路控溫點(diǎn)的設(shè)定會(huì)對(duì)環(huán)熱控系統(tǒng)狀態(tài)帶來(lái)影響，通過(guò)合理設(shè)計(jì)外回路控溫點(diǎn)，可保證艙內(nèi)溫濕度滿足航天醫(yī)學(xué)指標(biāo)要求。

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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