載人航天器密封艙體漏率設計方法技術

本發明專利技術提供了一種載人航天器密封艙體漏率設計方法，用于覆蓋在軌飛行全過程。該方法包括：步驟一，根據在軌飛行全過程中的各飛行階段的任務時間要求以及泄露補償氣體重量，計算載人航天器密封艙的密封艙體的質量泄漏量；步驟二，根據質量泄漏量，計算密封艙體的標準漏率指標；以及步驟三，對標準漏率指標執行工程工藝檢驗與迭代，以確定滿足預定要求的密封艙體漏率指標。因此，通過本發明專利技術的密封艙體漏率設計方法可覆蓋載人航天器全任務階段的氣體泄漏補償要求，充分利用理想氣體狀態方程的理論基礎，考慮了飛行任務規劃、系統重量控制、產品工藝實現等多方面設計約束，從而解決了載人航天器從頂層飛行任務需求到具體密封艙體漏率指標實現的難題。

【技術實現步驟摘要】

本專利技術屬于航天器總體設計領域，具體涉及一種載人航天器密封艙體漏率設計方法。
技術介紹
載人航天器密封艙是航天員在軌生活、工作的場所。具體地，在有人期間，載人航天器密封艙要為航天員在軌生存提供適宜的壓力環境，而在無人期間，密封艙的艙體也要保證適當的壓力，以滿足通風散熱系統正常運行的需求。因此，載人航天器的艙體要有良好的密封性能。系統漏率是標識密封系統密封性能的重要指標。漏率指標過大，將會引起氣體大量泄漏而導致氣體資源浪費、甚至影響系統性能，而漏率指標過小，在工程實現上難度過大，將需要付出較大設計代價，甚至會影響方案的可行性。因此，載人航天器密封艙體漏率設計，是載人航天器總體設計的一個重要方面。然而，在現有技術中，多使用單一維度的設計方法，依據前期經驗來設定密封艙體的漏率指標，工程檢驗滿足要求后，再反向復算全任務階段的帶氣量是否滿足要求，缺少密封艙體漏率的頂層設計。因此，急需一項技術能夠以理想氣體狀態方程等為理論基礎，充分借鑒前期工程經驗，考慮到飛行任務規劃、系統重量控制、產品工藝實現等多維度設計約束，從總體設計頂層進行漏率設計，從而解決載人航天器從頂層飛行任務需求到具體密封艙體漏率指標實現的難題。
技術實現思路
為解決現有技術中存在的問題，本專利技術提出了一種能夠覆蓋在軌飛行全過程的載人航天器密封艙體漏率設計方案，確保獲得符合系統重量要求和工程工藝實現要求的密封艙體漏率。本專利技術提供了一種載人航天器密封艙體漏率設計方法，用于覆蓋在軌飛行全過程。該方法包括以下步驟：步驟一，根據在軌飛行全過程中的各飛行階段的任務時間要求以及泄露補償氣體重量，計算載人航天器密封艙的密封艙體的質量泄漏量；步驟二，根據質量泄漏量，計算密封艙體的標準漏率指標；以及步驟三，對標準漏率指標執行工程工藝檢驗與迭代，以確定滿足預定要求的密封艙體漏率指標。優選地，預定要求至少包括：系統重量要求、和工程工藝實現要求。在步驟一中執行：根據預定的密封系統的設計方案，對在軌飛行全過程中的載人航天器的飛行模式進行任務分析，從而得出各飛行階段的任務時間要求；初步確定密封系統可用于泄露補償的泄露補償氣體重量，從而對載人航天器進行系統重量分析；以及根據任務時間要求和泄露補償氣體重量，初步計算密封艙體的質量泄漏量。在步驟二中執行：依據理想氣體狀態方程，獲得質量泄漏量與標準漏率指標之間的轉換關系；以及基于轉換關系與載人航天器的密封性能安全系數，計算密封艙體的標準漏率指標。具體地，理想氣體狀態方程為：以及轉換關系為：其中，Q為標準漏率指標并且單位為Pa·m3/s，n為氣體摩爾數并且單位為mol，Δm為氣體泄漏質量并且單位為g，M為摩爾質量并且單位為g/mol，R為氣體常數并且取值為8.314Pam3mol-1K-1，T為氣體熱力學溫度并且單位為K，Δt為泄漏時間并且單位為s，以及ΔP為壓降并且單位為Pa。優選地，密封性能安全系數取2～5。更優選地，密封性能安全系數取5，從而獲得高安全性。在步驟三中執行：對標準漏率指標執行工程工藝檢驗；以及當工程工藝檢驗通過時，工程工藝可實現并且將標準漏率指標作為密封艙體漏率指標。可選地，在步驟三中執行：對標準漏率指標執行工程工藝檢驗；以及當工程工藝檢驗不通過時，工程工藝不可實現并且執行漏率設計迭代，以獲得滿足預定要求的密封艙體漏率指標。在步驟三中，漏率設計迭代的步驟包括：增加泄露補償的泄露補償氣體重量；對密封系統的重量重新進行核算；以及獲得新的標準漏率指標，從而執行工程工藝檢驗。因此，通過本專利技術的密封艙體漏率設計方法可覆蓋載人航天器全任務階段的氣體泄漏補償要求，充分利用了理想氣體狀態方程的理論基礎，考慮了飛行任務規劃、系統重量控制、產品工藝實現等多方面設計約束，從而解決了載人航天器從頂層飛行任務需求到具體密封艙體漏率指標實現的難題。附圖說明圖1是根據本專利技術具體實施方式的載人航天器艙體漏率設計方法的具體流程圖；圖2是根據本專利技術具體實施方式的載人航天器的密封艙體的密封環節的組成圖；以及圖3是根據本專利技術具體實施方式的質量泄漏量與漏率的轉換關系的示意圖。具體實施方式下面結合附圖及具體實施方式對本專利技術進行詳細說明。其中，圖1是載人航天器艙體漏率設計方法的具體流程圖，圖2是載人航天器的密封艙體的密封環節的組成圖，圖3是質量泄漏量與漏率的轉換關系的示意圖。如圖1所示，該方法具體包括以下步驟：根據系統方案設計，對全任務階段載人航天器的飛行模式進行任務分析，得出各飛行階段的任務時間要求；初步確定系統可用于泄漏補償的氣體重量，對載人航天器進行系統重量分析；根據泄漏補償氣體重量、各飛行階段任務時間要求，初步計算出密封艙體的質量泄漏量；依據理想氣體狀態方程，得到密封艙體質量泄漏量與標準漏率指標之間的轉換關系；依據轉換關系，同時在考慮載人航天器密封性能安全系數的前提下，計算得到密封艙體標準漏率指標；對標準漏率指標的工藝實現進行檢驗，若可實現，則可將其作為密封艙體漏率指標，若工藝不可實現，則需要增加用于泄漏補償的氣體重量，要對系統重量重新進行核算，從而再進行漏率設計迭代；以及直至最終確定密封艙體漏率指標，既能滿足系統重量要求，又可滿足工藝實現要求。具體地，如圖3所示，質量泄漏量與標準漏率Q之間的轉換關系如下：由理想氣體狀態方程有PV=nRT=mMRT,ΔPV=ΔmMRT,]]>又Q=ΔPVΔt]]>則：Q=ΔPVΔt=ΔmMRTΔt=ΔmRTΔtM,ΔmΔt=QMRT]]>其中，Q——漏率，Pa·m3/sN——氣體摩爾數，molΔm——氣體的泄漏質量，gM——摩爾質量，g/molR——氣體常數，8.314Pam3mol-1K-1T——氣體熱力學溫度，KΔt——泄漏時間，sΔP——壓降，Pa應了解，進行總體方案設計時，要初步確定用于艙體泄漏補償的氣體重量，根據補償氣體重量進行系統重量分析，通過補氣量計算再出系統所要攜帶的氣瓶、所配置的管路數量，從而進行系統重量預估，確保系統重量滿足要求，進行系統任務分析，明確各飛行任務階段的飛行時間安排。然后，根據補償氣體重量、在軌飛行時間及任務規劃安排計算艙體的質量泄漏量，根據理想氣體狀態方程，計算出艙體的標準漏率。然而，還需要考慮標準漏率在工程工藝實現上是否可實現，若過于嚴苛，需要對補償氣體本文檔來自技高網...

【技術保護點】
一種載人航天器密封艙體漏率設計方法，用于覆蓋在軌飛行全過程，其特征在于，包括以下步驟：步驟一，根據所述在軌飛行全過程中的各飛行階段的任務時間要求以及泄露補償氣體重量，計算載人航天器密封艙的密封艙體的質量泄漏量；步驟二，根據所述質量泄漏量，計算所述密封艙體的標準漏率指標；以及步驟三，對所述標準漏率指標執行工程工藝檢驗與迭代，以確定滿足預定要求的密封艙體漏率指標。

【技術特征摘要】
1.一種載人航天器密封艙體漏率設計方法，用于覆蓋在軌飛行全過程，其特征在于，
包括以下步驟：
步驟一，根據所述在軌飛行全過程中的各飛行階段的任務時間要求以及泄露補償氣體
重量，計算載人航天器密封艙的密封艙體的質量泄漏量；
步驟二，根據所述質量泄漏量，計算所述密封艙體的標準漏率指標；以及
步驟三，對所述標準漏率指標執行工程工藝檢驗與迭代，以確定滿足預定要求的密封
艙體漏率指標。
2.根據權利要求1所述的載人航天器密封艙體漏率設計方法，其特征在于，所述預定
要求至少包括：系統重量要求、和工程工藝實現要求。
3.根據權利要求2所述的載人航天器密封艙體漏率設計方法，其特征在于，在所述步
驟一中執行：
根據預定的密封系統的設計方案，對所述在軌飛行全過程中的載人航天器的飛行模式
進行任務分析，從而得出各飛行階段的任務時間要求；
初步確定所述密封系統可用于泄露補償的所述泄露補償氣體重量，從而對所述載人航
天器進行系統重量分析；以及
根據所述任務時間要求和所述泄露補償氣體重量，初步計算所述密封艙體的所述質量
泄漏量。
4.根據權利要求3所述的載人航天器密封艙體漏率設計方法，其特征在于，在所述步
驟二中執行：
依據理想氣體狀態方程，獲得所述質量泄漏量與標準漏率指標之間的轉換關系；以及
基于所述轉換關系與所述載人航天器的密封性能安全系數，計算所述密封艙體的標準
漏率指標。
5.根據權利要求4所述的載人航天器密封艙體漏率設計方法，其特征在于，
所述理想氣體狀態方程為：PV=nRT=mMRT,ΔPV=ΔmMRT,]]>以及
所述轉換關系為：Q=ΔPV&Del...

【專利技術屬性】
技術研發人員：李興乾，魏傳鋒，張偉，吳冰，李喆，
申請(專利權)人：北京空間技術研制試驗中心，
類型：發明
國別省市：北京;11