靳 健，侯永青

（中國空間技術研究院 載人航天總體部，北京 100094）

0 引言

載人航天器密封艙氣壓控制系統(tǒng)主要用于在密封艙內(nèi)制造出與地面環(huán)境類似的空氣總壓和氧分壓。以“和平號”空間站和國際空間站為代表的長期載人航天器，為減少所需的在軌補給量，均配備了尿處理裝置和電解制氧裝置：前者將航天員尿液處理成符合電解要求的電解用水，后者利用電解用水生成氧氣和氫氣，并將氧氣排放至密封艙供給航天員。此外，空間站還配備消耗性高壓氮氣瓶和氧氣瓶。其中，氮氣瓶用于維持密封艙空氣總壓：當空氣總壓水平由于艙體泄漏而達到下限時，啟動補氮子系統(tǒng)，氮氣以設定的速率由高壓氣瓶經(jīng)減壓閥和供氣管路流入密封艙內(nèi)；當空氣總壓達到上限時，補氣過程結束。氧氣瓶則作為電解制氧裝置的補充，當電解制氧裝置故障或需要應急供氧時啟動[1-9]。

在載人航天器密封艙氣壓控制方面，徐向華等[10]利用集總參數(shù)模型和理想氣體模型分析了艙內(nèi)氧分壓和總壓的控制情況，揭示了艙內(nèi)總壓和氧分壓處于波動狀態(tài)且受航天員代謝水平影響，但是沒有分析艙體泄漏所致應急情況下密封艙內(nèi)氣壓的變化情況。文獻[11]中分析得出了密封艙內(nèi)氧分壓和總壓變化規(guī)律的解析解，并將計算結果與試驗結果進行對比分析，但是該解的部分參數(shù)需要試驗數(shù)據(jù)來確定，給實際使用帶來不便，且依然沒有考慮艙體泄漏對氣壓的影響。梁志偉等[12]利用集總參數(shù)方法建立數(shù)學模型，計算分析了不同漏孔通徑下艙內(nèi)氧分壓和總壓的變化趨勢。靳健等[13]通過Ecosimpro 仿真平臺建立了載人航天器密封艙大氣環(huán)境控制系統(tǒng)仿真分析模型，其中的氣壓控制系統(tǒng)采用的是高壓氧氣瓶和氮氣瓶，分析了3 人駐留情況下密封艙內(nèi)總壓和氧分壓的控制情況。

目前已有的關于艙壓控制方面的文獻，均是針對由氧氣瓶控制氧分壓的情況，尚無全面系統(tǒng)的對電解制氧裝置控制氧分壓時的氧分壓、總壓變化情況進行研究的報道。氧氣瓶供氧模式屬于短時間斷式工作模式，而電解制氧裝置則是持續(xù)供氧模式，二者對應的氧分壓和總壓隨時間的變化趨勢可能存在顯著差別。

本文采用集總參數(shù)法，利用關鍵性能參數(shù)、代數(shù)方程、微分方程對密封艙氣壓控制系統(tǒng)各個關鍵部分的性能進行描述，從而形成各部分的數(shù)學模型和接口關系；再參照載人航天器氣壓控制系統(tǒng)各部分的物質(zhì)流向關系，將各部分的數(shù)學模型進行連接，形成長期載人航天器氣壓控制系統(tǒng)仿真分析模型。通過該模型分析乘員代謝水平、密封艙容積對電解制氧裝置控制下的密封艙內(nèi)氧分壓和總壓水平的影響，并與氧氣瓶控制下的氧分壓和總壓水平進行對比。研究結果可為載人航天器密封艙內(nèi)空氣環(huán)境控制系統(tǒng)參數(shù)設計和優(yōu)化提供依據(jù)。

1 仿真分析模型

1.1 密封艙氣壓控制要素組成

參考國內(nèi)外載人航天器型號氣壓控制系統(tǒng)設計[1-9]，與密封艙氣壓控制直接相關的要素有：

1）密封艙體。密封艙是航天員的駐留場所，氧氣的補加、氮氣的補加、航天員代謝耗氧、艙體的泄漏及空氣溫度變化等因素均會改變密封艙內(nèi)氣體的質(zhì)量、成分和氣壓。

2）航天員。航天員代謝耗氧是最主要的氧氣消耗方式，而航天員總代謝速率隨著代謝水平和人數(shù)的變化而變化。

3）電解制氧裝置。以設定好的供氧速率向密封艙內(nèi)持續(xù)供氧，供氧速率可以進行檔位調(diào)節(jié)。

4）氧氣瓶供氧子系統(tǒng)。包括高壓氧氣瓶、減壓閥、控制閥等部件，監(jiān)測密封艙內(nèi)氧分壓水平，當氧分壓低于下限時，以固定速率向密封艙內(nèi)供氧氣，在密封艙氧分壓達到上限時結束供氧。

5）氮氣瓶供氮子系統(tǒng)。包括高壓氮氣瓶、減壓閥、控制閥等部件，監(jiān)測密封艙內(nèi)空氣總壓水平。當總壓低于下限時，以固定速率向密封艙內(nèi)供氮氣；在密封艙總壓達到上限時結束供氮。

6）密封艙漏孔。當密封艙因微流星或空間碎片擊穿出現(xiàn)漏孔時，艙內(nèi)空氣泄漏至外空間，艙內(nèi)氣壓快速下降，此時，開啟供氧子系統(tǒng)和供氮子系統(tǒng)向密封艙內(nèi)補氣，在設定時間內(nèi)維持氣壓高于安全限值。

綜上所述，長期載人航天器密封艙氣壓控制系統(tǒng)結構組成如圖1所示。

圖1 長期載人航天器密封艙氣壓控制系統(tǒng)結構 Fig.1 Structure of air pressure control system of manned spacecraft pressurized cabin for long term crew staying

1.2 密封艙氣壓控制系統(tǒng)仿真分析模型

本文采用數(shù)學分析軟件平臺Ecosimpro 作為載人航天器密封艙氣壓控制系統(tǒng)仿真建模的基礎平臺。該平臺是ESA 官方選用分析工具，配備有載人航天器環(huán)控生保模型數(shù)據(jù)庫（ECLSS Library），數(shù)據(jù)庫中包含有環(huán)控生保系統(tǒng)常用設備的數(shù)學模型，各個模型的參量、變量、公式、接口均經(jīng)過在軌型號驗證。ESA 曾利用該數(shù)據(jù)庫搭建國際空間站哥倫布艙空氣環(huán)境控制系統(tǒng)仿真分析模型，進行密封艙空氣環(huán)境控制系統(tǒng)的設計與在軌性能分析工作[14]。

密封艙氣壓控制各個要素的控制方程和參/變量參考文獻[13]，具體描述如下。

1.2.1 密封艙

密封艙是氮氣、氧氣的容納空間，航天員代謝耗氧、艙體泄漏、溫度變化等因素會造成密封艙內(nèi)氣體質(zhì)量和氣壓的變化，因此，密封艙主要控制方程為質(zhì)量守恒方程和能量守恒方程。

式中：mj是艙內(nèi)空氣中第j種組分的質(zhì)量；wi是流入艙內(nèi)的空氣質(zhì)量流量；xi,j是流入艙內(nèi)的空氣中第j種組分的質(zhì)量分數(shù)；wo是由艙內(nèi)流出的空氣質(zhì)量流量；xo,j是由艙內(nèi)流出的空氣中第j種組分的質(zhì)量分數(shù)；wl,j是航天員代謝產(chǎn)生的第j種空氣組分的質(zhì)量流量。

式中：Mair是密封艙內(nèi)空氣的總質(zhì)量；N是空氣組分數(shù)目。

式中：xair,j是密封艙內(nèi)第j種空氣組分的質(zhì)量分數(shù)。

式中：yair,j是密封艙內(nèi)第j種空氣組分的摩爾分數(shù)；MW,j是密封艙內(nèi)第j種空氣組分的摩爾質(zhì)量。

式中：ρair是密封艙內(nèi)空氣的密度；Vair是密封艙容積。

式中：Uair是艙內(nèi)空氣的內(nèi)能；hi是流入艙內(nèi)空氣的焓值；ho是由艙內(nèi)流出空氣的焓值；qair是加入空氣的總熱量。

式(1)～式(6)確定了艙內(nèi)空氣的密度ρair、內(nèi)能Uair和各種組分的摩爾分數(shù)yair,j，則艙內(nèi)氣壓Pair、空氣溫度Tair和空氣焓值hair可以通過理想氣體相關的方程求出，各種組分的分壓為

上述建模過程中遵循如下假設：

1）密封艙內(nèi)空氣溫度均勻一致；

2）密封艙內(nèi)空氣成分均勻一致。

1.2.2 電解制氧裝置

電解制氧裝置可按若干供氧速率檔位持續(xù)向密封艙內(nèi)供氧：當氧分壓達到下限時，調(diào)高供氧檔位；當氧分壓達到上限時，調(diào)低供氧檔位。電解制氧裝置的供氧總質(zhì)量為

式中：MO1為電解制氧裝置補氧質(zhì)量；wm,O1為電解制氧裝置補氧質(zhì)量流量。

1.2.3 氧氣瓶供氧子系統(tǒng)/氮氣瓶供氮子系統(tǒng)

氧氣瓶供氧子系統(tǒng)和氮氣瓶供氮子系統(tǒng)分別監(jiān)控密封艙內(nèi)氧分壓和總壓水平，當氧分壓或總壓低于下限時，啟動補氣流程，以設定的固定速率向密封艙內(nèi)補氣；當氧分壓或總壓達到上限時，補氣流程結束。補氣量隨時間的變化率就是補氣速率。

式中：MO2為氧氣瓶補氧質(zhì)量；wm,O2為氧氣瓶補氧質(zhì)量流量。

式中：MN為氮氣瓶補氮質(zhì)量；wm,N為氮氣瓶補氮質(zhì)量流量。

1.2.4 漏孔

當漏孔處的空氣流速處于亞聲速范圍時，空氣的質(zhì)量流量[15-16]為 當漏孔處的空氣流速處于聲速范圍時，空氣的質(zhì)量流量[15-16]為

式(11)和式(12)中：Cd為漏孔排氣系數(shù)，式(11)和式(12)中都取1；At為漏孔流通面積，At=πd2/4，d為漏孔等效直徑；ρi為漏孔進口空氣密度；R為漏孔出口氣壓po和漏孔進口氣壓pi的比值；γ為空氣比定壓熱容與比定容熱容之比。

2 計算結果與分析

2.1 短期駐留模式下乘員代謝水平和密封艙容積 變化對密封艙氧分壓的影響

乘員耗氧速率會隨其代謝水平發(fā)生顯著變化，為計算分析24 h 內(nèi)乘員代謝水平變化對密封艙氧分壓水平的影響，在計算過程中作如下假設：

1）密封艙內(nèi)不同位置的氧分壓是一致的，忽略氧分壓分布的不均勻性；

2）航天員在軌駐留期間，每人的耗氧速率相同；

3）由于駐留時間較短，忽略艙體泄漏。

計算設定的主要初始條件和邊界條件包括：

1）密封艙有效氣體容積取60 m3和90 m3兩種。

2）參考國際空間站的指標要求，氧分壓控制范圍是20～24 kPa，總壓控制范圍是87～101 kPa[8]。

3）密封艙初始氣壓為94 kPa，初始氧分壓為23.3 kPa。

4）航天員人數(shù)為3 人，每日睡眠7 h，靜息4 h，輕度活動11 h，中度活動2 h，具體作息安排見圖2。

圖2 密封艙乘員每日作息安排 Fig.2 Daily schedule of crew in a pressurized cabin

每名航天員的平均耗氧速率均為0.030 7 kg/h，不同代謝水平對應的耗氧速率為：

● 輕度活動：代謝產(chǎn)熱150 W，耗氧速率0.034 3 kg/h；

● 中度活動：代謝產(chǎn)熱280 W，耗氧速率0.064 4 kg/h；

● 靜息：代謝產(chǎn)熱93 W，耗氧速率0.023 8 kg/h；

● 睡眠：代謝產(chǎn)熱83 W，耗氧速率0.019 5 kg/h。

5）電解制氧供氧模式下，供氧速率固定為3× 0.030 7 kg/h；氧氣瓶供氧模式下，當氧分壓達到下限20 kPa 時，氧氣瓶供氧速率為0.001 2 kg/s，當氧分壓上升至上限24 kPa 時，供氧結束。

6）密封艙空氣溫度維持在23 ℃。

分別計算高壓氧氣瓶和電解制氧2 種供氧模式下，24 h 駐留時間內(nèi)密封艙內(nèi)氧氣分壓隨時間的變化，結果如圖3和圖4所示。

圖3 24 h 內(nèi)密封艙氧分壓變化趨勢（氧氣瓶供氧） Fig.3 The partial oxygen pressure in pressurized cabin within 24 h,with oxygen supply by oxygen cylinder

圖4 24 h 內(nèi)密封艙氧分壓變化趨勢（電解制氧供氧） Fig.4 The partial oxygen pressure in pressurized cabin within 24 h,with oxygen supply by water electrolysis system

對比圖3和圖4可知，氧氣瓶供氧模式和電解制氧供氧模式對應的氧分壓變化趨勢差別明顯。

氧氣瓶供氧時，氧分壓呈單調(diào)下降趨勢，下降速率與乘員代謝水平密切相關：中度活動階段的氧分壓下降速率最高，睡眠階段的氧分壓下降速率最低。對于容積為60 m3的密封艙，24 h 內(nèi)，氧分壓由23.3 kPa下降至20.45 kPa，變化范圍達到2.85 kPa。對于容積為90 m3的密封艙，艙容增大造成氧分壓下降速率變緩，24 h 內(nèi)，氧分壓由23.3 kPa 下降至21.4 kPa，變化范圍為1.9 kPa。

電解制氧供氧時，氧分壓并非單調(diào)下降，而是與乘員代謝水平和供氧速率的相對大小密切相關：輕度活動階段氧分壓呈緩慢下降趨勢，靜息階段氧分壓呈上升趨勢，中度活動階段氧分壓下降速度相對較快。隨后的靜息和輕度活動階段與前面同類階段的氧分壓變化趨勢一致。最后睡眠階段氧分壓開始快速上升。由于24 h 內(nèi)乘員的總耗氧量與電解制氧的供氧量相同，所以計算結束時，氧分壓最終恢復至初始值23.3 kPa。對于容積為60 m3的密封艙，氧分壓最低值為第17 h 對應的22.99 kPa，與初始氧分壓值之間只差0.31 kPa，這說明由于持續(xù)供氧，氧分壓會長時間維持在初值附近。對于容積為90 m3的密封艙，由于艙容變大，氧分壓上升速率或下降速率均有所變緩。

2.2 長期駐留模式下密封艙內(nèi)氧分壓變化規(guī)律

計算分析駐留60 d 內(nèi)密封艙氧分壓的變化規(guī)律，在計算過程中作如下假設：

1）密封艙內(nèi)不同位置氧分壓是一致的，忽略氧分壓分布的不均勻性；

2）航天員在軌駐留期間，每人的耗氧速率相同。

計算設定的主要初始條件和邊界條件包括：

1）密封艙有效氣體容積為90 m3。

2）參考國際空間站的指標要求，氧分壓控制范圍是 20～24 kPa，總壓控制范圍是 87～ 101 kPa[8]。

3）密封艙初始氣壓為94 kPa，初始氧分壓為23.3 kPa。

4）航天員人數(shù)為3 人，每人的平均耗氧速率均為0.030 7 kg/h。

5）電解制氧供氧模式下，初始供氧速率為3× 0.030 7 kg/h；當氧分壓達到下限20 kPa 時，供氧速率調(diào)整為4×0.030 7 kg/h；當氧分壓達到上限24 kPa時，供氧速率調(diào)整為2×0.030 7 kg/h。氧氣瓶供氧模式下，當氧分壓達到下限20 kPa 時，氧氣瓶供氧速率為0.001 2 kg/s，當氧分壓上升至上限24 kPa時，供氧結束。

6）密封艙空氣溫度維持在23 ℃。

7）為模擬艙體自然泄漏，設定密封艙存在通徑為0.2 mm 的漏孔。

8）當總壓達到下限87 kPa 時，氮氣瓶供氮速率為0.001 8 kg/s，當總壓達到97 kPa 時，供氮結束。

分別計算高壓氧氣瓶和電解制氧2 種供氧模式下，駐留60 天內(nèi)密封艙內(nèi)氧氣分壓隨時間的變化，結果如圖5和圖6所示。

圖5 60 d 內(nèi)密封艙氧分壓變化趨勢（氧氣瓶供氧） Fig.5 The partial oxygen pressure in pressurized cabin within 60d,with oxygen supply by oxygen cylinder

圖6 60 d 內(nèi)密封艙氧分壓變化趨勢（電解制氧供氧） Fig.6 The partial oxygen pressure in pressurized cabin within 60 d,with oxygen supply by water electrolysis system

對比圖5和圖6可知：氧氣瓶供氧模式下，乘員代謝耗氧和艙體自然泄漏造成氧分壓下降，但乘員代謝耗氧占主導；當氧分壓達到20 kPa 的下限時，氧氣瓶補氧過程開啟，氧分壓上升至24 kPa的上限時，補氧過程結束，開始下一次循環(huán)；氧分壓2 次峰值間隔周期約為50.4 h，在60 d 內(nèi)，氧分壓上限、下限各達到了28 次。

電解制氧供氧模式下，由于電解制氧裝置持續(xù)供氧，使得密封艙內(nèi)氧分壓的下降速率比氧氣瓶供氧模式的慢；但電解制氧供氧速率要明顯低于氧氣瓶供氧速率，因此，氧分壓的上升速率也比氧氣瓶供氧模式的慢。氧分壓2 次峰值間隔周期約為305.6 h，在60 d 內(nèi)，氧分壓上限達到了4 次，下限達到了5 次。

高壓氧氣瓶和電解制氧2 種供氧模式下，駐留60 d 內(nèi)密封艙內(nèi)氧氣分壓隨時間變化的計算結果如圖7和圖8所示。

圖7 60 d 內(nèi)密封艙總壓變化趨勢（氧氣瓶供氧） Fig.7 The total air pressure in pressurized cabin within 60 d,with oxygen supply by oxygen cylinder

圖8 60 d 內(nèi)密封艙總壓變化趨勢（電解制氧供氧） Fig.8 The total air pressure in pressurized cabin within 60 d,with oxygen supply by water electrolysis system

由圖7可知：對于氧氣瓶供氧模式，總壓水平受氧分壓變化趨勢的影響出現(xiàn)周期性振蕩，振蕩幅度與氧分壓的變化范圍（4 kPa）相同；由于艙體泄漏，總壓水平呈現(xiàn)整體下降趨勢，在第542.9 h 附近達到下限87 kPa，供氮模式啟動，總壓快速上升至97 kPa；由于供氮和供氧是獨立進行的，故當總壓達到97 kPa附近時，氧分壓又達到了下限20 kPa，供氧過程開啟，將氧分壓由20 kPa 提升至24 kPa，總壓也由97 kPa進一步上升至101 kPa，達到上限；隨后，總壓隨著氧分壓的變化又開始周期性振蕩，總壓水平也由于艙體泄漏再次開始呈現(xiàn)整體下降趨勢。

由圖8可知：電解制氧供氧模式對應的總壓變化趨勢與氧氣瓶供氧模式顯著不同，氧分壓振蕩周期明顯長于氧氣瓶供氧模式；由于艙體泄漏，總壓水平呈現(xiàn)整體下降趨勢，但在持續(xù)供氧下，總壓下降趨勢要慢于氧氣瓶供氧模式，在第687.2 h 附近達到下限87 kPa，供氮模式啟動，總壓快速上升至97 kPa，供氮結束；由于氧分壓變化周期較長，故當總壓達到97 kPa 時，氧分壓還未下降至下限20 kPa，供氧速率維持低速檔2×0.030 7 kg/h 不變，氧分壓繼續(xù)下降使總壓開始下降；在第726.6 h 附近時，氧分壓達到下限20 kPa（參見圖6），總壓下降至96 kPa，供氧速率調(diào)整至高速檔4×0.030 7 kg/h，使總壓由96 kPa 上升至100 kPa，氧分壓達到24 kPa上限時供氧速率重新調(diào)整為2×0.030 7 kg/h，總壓再次開始下降，并隨著氧分壓的變化而周期性變化。

綜上所述，2 種供氧模式對應的總壓和氧分壓都呈現(xiàn)周期性變化趨勢，但由于電解制氧供氧模式是持續(xù)供氧，總壓水平和氧分壓水平的變化周期明顯長于氧氣瓶供氧模式。

2.3 空氣溫度影響與艙壓啟控限值分析

2.2 節(jié)的計算過程中設定空氣溫度恒定，而空氣溫度的變化會造成氣壓的變化，尤其是當氣壓達到上限或下限時空氣溫度出現(xiàn)大幅度變化，有可能造成氣壓超出控制指標范圍，因此，艙壓啟控限值必須考慮溫度的影響。

參考國際空間站相關參數(shù)，設定空氣溫度初始值為20 ℃，控制范圍為20～25 ℃，在補充氮氣過程結束時，將空氣溫度提升至25 ℃，其他假設、邊界條件和初始條件與2.2 節(jié)相同。計算氧氣瓶供氧模式下，駐留60 d 內(nèi)密封艙內(nèi)氧氣分壓和艙內(nèi)總壓隨時間的變化，結果如圖9和圖10所示。

圖9 60 d 內(nèi)密封艙氧分壓變化趨勢（氧氣瓶供氧， 空氣溫度變化） Fig.9 The partial oxygen pressure in pressurized cabin within 60d with air temperature varying,with oxygen supply by oxygen cylinder

圖10 60 d 內(nèi)密封艙總壓變化趨勢（氧氣瓶供氧， 空氣溫度變化） Fig.10 The total air pressure in pressurized cabin within 60 d with air temperature varying,with oxygen supply by oxygen cylinder

對比圖9和圖5可知：當氧分壓正處于24 kPa的上限時空氣溫度開始上升，造成氧分壓隨之上升，氧分壓峰值達到了24.4 kPa，超出了24 kPa 的指標上限。對比圖10和圖7可知：當補氮氣過程剛剛結束時空氣溫度開始上升，造成總壓隨之上升，總壓峰值達到了103 kPa，超出了101 kPa 的指標上限。為防止溫度變化造成氧分壓和總壓超標，氧分壓啟控限值應在允許范圍的上下限基礎上各預留0.5 kPa的余量，即氧分壓啟控限值應為下限20.5 kPa、上限23.5 kPa。總壓的控制上限應由97 kPa 調(diào)整為95 kPa，下限應由87 kPa 調(diào)整為89 kPa。

對于電解制氧供氧模式，參照圖6和圖8，在補充氮氣過程結束后氧分壓第一次達到上限時，將空氣溫度由20 ℃提升至25 ℃，其他假設、邊界條件和初始條件與2.2 節(jié)相同。計算電解制氧供氧模式下，60 d 駐留時間內(nèi)密封艙內(nèi)氧氣分壓和艙內(nèi)總壓隨時間的變化，結果如圖11和圖12所示。

圖11 60 d 內(nèi)密封艙氧分壓變化趨勢（電解制氧供氧， 空氣溫度變化） Fig.11 The partial oxygen pressure in pressurized cabin within 60d with air temperature varying,with oxygen supply by water electrolysis system

圖12 60 d 內(nèi)密封艙總壓變化趨勢（電解制氧供氧， 空氣溫度變化） Fig.12 Varying trend of total air pressure in pressurized cabin within 60d with air temperature varying,with oxygen supply by water electrolysis system

對比圖11和圖6可知：當氧分壓達到上限時，溫度由20 ℃提升至25 ℃，氧分壓水平進一步上 升至24.5 kPa，超出了指標上限。對比圖12和圖8可知：空氣溫度的上升也造成了總壓水平的上升，但是電解制氧供氧模式下，氧分壓和總壓變化較為緩慢，因此，總壓水平最高達到100 kPa，仍在指標范圍內(nèi)。為防止溫度變化造成氧分壓和總壓超標，氧分壓啟控限值應在允許范圍的上下限基礎上各預留0.5 kPa 的余量，即氧分壓啟控限值應為下限20.5 kPa、上限23.5 kPa?？倝旱目刂粕舷奕跃S持97 kPa，下限由87 kPa 調(diào)整為89 kPa。

3 結論及建議

對載人航天器密封艙內(nèi)氣壓控制系統(tǒng)主要部分建立數(shù)學模型，并定義了各個部分間的接口關系，通過將各個部件進行連接形成了載人航天器密封艙氣壓控制系統(tǒng)仿真模型。應用該模型分析了3人駐留情況下，電解制氧供氧和氧氣瓶供氧2 種模式下密封艙內(nèi)氧分壓和總壓的變化趨勢，主要結論如下：

1）駐留24 h 內(nèi)，氧氣瓶供氧模式下，密封艙內(nèi)氧分壓單調(diào)下降，下降速率隨著乘員代謝耗氧速率變化而變化，對于容積60 m3的密封艙，氧分壓下降幅度為2.85 kPa；對于容積90 m3的密封艙，氧分壓下降幅度為1.9 kPa。電解制氧供氧模式下，由于持續(xù)供氧，密封艙氧分壓并非單調(diào)變化，而是取決于供氧速率與耗氧速率之間的相對大小，氧分壓變化范圍遠小于氧氣瓶供氧模式。對于容積60 m3的密封艙，氧分壓偏離初值的最大幅度只有0.31 kPa；對于容積90 m3的密封艙，氧分壓偏離初值的最大幅度只有0.2 kPa，且由于24 h 內(nèi)總的供氧量與航天員耗氧量一致，計算結束時氧分壓又回歸至初始值。

2）駐留60 d 內(nèi)，對于容積90 m3的密封艙，兩種供氧模式下密封艙氧分壓均在20～24 kPa 范圍內(nèi)周期變化，但電解制氧供氧模式對應的氧分壓變化周期要遠長于氧氣瓶供氧模式。60 d 內(nèi)，電解制氧供氧模式對應的氧分壓達到上限4 次，達到下限5 次；而氧氣瓶供氧模式對應的氧分壓達到上限、下限各28 次。

3）駐留60 d 內(nèi)，對于容積90 m3的密封艙，由于氧分壓變化，總壓呈現(xiàn)出幅度為4 kPa 的周期變化，電解制氧供氧模式對應的總壓變化周期 要明顯長于氧氣瓶供氧模式。由于艙體泄漏，密封艙內(nèi)總壓整體呈現(xiàn)逐漸下降趨勢，直至達到下限87 kPa，供氮過程啟動，但電解制氧模式對應的供氮過程啟動時間要晚于氧氣瓶供氧模式。

4）空氣溫度的變化會對總壓和氧分壓水平造成影響。在考慮此因素時，總壓和氧分壓的控制范圍應在不考慮此因素時允許范圍的基礎上預留一定的裕度：對于氧氣瓶供氧模式，氧分壓控制范圍是20.5～23.5 kPa，總壓控制范圍是89～95 kPa；對于電解制氧供氧模式，氧分壓控制范圍是20.5～23.5 kPa，總壓控制范圍是89～97 kPa。

本文針對單艙載人航天器建立了密封艙氣壓控制系統(tǒng)仿真模型，而大型空間站組合體艙體數(shù)遠多于2 個，但通常由單一艙段對整個組合體密封艙的氣壓進行集中控制。隨著艙段數(shù)增多，控制過程也愈加復雜，在后續(xù)研究分析中將以更多艙段集中氣壓控制過程分析作為研究重點。

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