测量控制分系统

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测量控制分系统【测量控制分系统】测量与控制分系统(measurement and control subsystem)是指环境控制生命保障系统参数测量与控制设备。环境控制和生命保障系统参数的测量与控制是判断系统是否处于最佳工作状态的依据。系统参数表征乘员的舒适水平和安全状况以及仪器设备的工作环境的控制程度。因此系统参数的测量与控制是至关重要的。
基本介绍中文名：测量控制分系统
外文名：Measurement control subsystem
学科：航空工程
领域：航空航天
释义：环境控制生命保障系统参数测量
简介测量控制分系统(measurement and control subsystem)是指环境控制生命保障系统参数测量与控制设备。环境控制和生命保障系统参数的测量与控制是判断系统是否处于最佳工作状态的依据。系统参数表征乘员的舒适水平和安全状况以及仪器设备的工作环境的控制程度。因此系统参数的测量与控制是至关重要的。环境控制生命保障系统最重要的参数是舱内大气总压、氧分压和大气温度等。舱内大气总压的测量与控制是保证乘员安全的重要方面，如果舱压得不到保证将会直接危及乘员的生命安全。氧、氮、水蒸气和二氧化碳是舱内大气的主要成分，向来把这些参数的测量与控制放在重要地位。圭成分的测量有单项测量和综合测量两种，单项测量技术中氧气分压的测量是关键项目，可用的技术有极谱测氧技术、磁力机械式氧分压测量仪和氧化锆测氧技术等；二氧化碳的测量则有红外法、辐射法和PH值测量法等。主成分的综合监测技术有紫外综合分析仪和磁质谱仪等。俄、美等国都研製成功了综合分析仪安装在本国的载人太空飞行器上使用。此外，还研製了检测微量气体的色谱/质谱联用机。系统的主要物理参数有温度、湿度和风速，以及流量、物质储量等。温、湿度和风速是航天员舒适度的主要参数，乘员可根据要求随意调节。一些物质的储量，例如氧气和水的储量对航天员安全保障极其重要，必须注意监测。飞船环境控制与生命保障系统主要任务(1) 确保返回舱和轨道舱内具有合适的大气总压和氧分压;(2) 提供航天员代谢所需的氧气;(3) 排除航天员代谢产生的CO2, 控制其他微量有害气体的浓度在要求的範围内;(4) 控制返回舱和轨道舱内气体的温度、湿度, 为航天员提供合适的温湿度环境和舱内通风条件;(5) 为航天员提供饮水, 实施供水、冷凝水管理和食品管理;(6) 收集和处理航天员生理代谢产生的废物和舱内其他废弃物;(7) 具有烟火探测能力, 并备有相应的灭火措施;(8) 飞船发生压力应急时, 实施压力应急转换, 保障着航天服的航天员生命安全。技术要求技术要求主要来自飞船、航天员两大系统及其相关係统的定性和定量的要求, 主要有:(1) 航天员飞行人数及周期;(2) 分系统设备允许的重量、体积、能耗;(3) 舱内及航天服内大气物理参数的控制要求;(4) 航天员的生理医学参数( 航天员不同状态下的氧耗率、CO2排出率、产热率、排湿率、以及饮水量、排尿量、一次大便量等) ;(5) 系统的安全性和可靠性要求;(6) 系统和部组件的环境试验要求、电磁兼容性要求;(7) 系统的边界条件、限制因素和接口关係等。舱压调节俄罗斯( 前苏联) 从第一代载人太空飞行器东方号开始就採用一个大气压的氧氮混合座舱大气。不仅人的适应性好, 而且着火的危险性小, 安全性好。美国的前三代载人太空飞行器均採用了1/ 3 大气压的纯氧座舱大气。虽然此方案构成简单, 较易实现。但安全性较差, 曾经出现过几次火灾。因此, 美国自太空梭起也改用了一个大气压氧氮混合座舱大气。我国第一代载人飞船)——神舟0号飞船, 确定为最优良的一个大气压氧氮混合座舱大气, 其中氧分压略高于地面值。飞船在轨飞行时, 舱内航天员的耗氧和舱体结构泄漏损失, 将使座舱的总压和氧分压下降, 因此, 必须由舱压调节设备和气源, 根据需要向舱内供氧/ 氮气体, 调节控制舱内的总压和氧分压在要求範围内。由系统参数检测处理设备, 不断地检测舱内的总压和氧分压值, 经过分析处理后, 发出打开供氧或供氮阀的信号, 向舱内供氧或供氮气。当舱内氧分压低于控制带下限值而总压未低于下限值时, 只开供氧阀供氧到氧分压控制上限; 当舱内总压或总压和氧分压都低于控制带下限值时, 必须先开供氧阀向舱内供氧, 直到氧分压达到控制带上限, 接着开供氮阀供氮, 直到舱总压达到控制带上限。保障舱内总压和氧分压始终控制在要求範围内。供气技术根据飞船的飞行周期、航天员耗氧率、座舱泄漏率、座舱容积及其泄/ 复压次数等确定系统必须携带的气体量。在载人太空飞行器环境控制与生命保障系统採用的供气方法, 有氧/ 氮气的高压气态贮存和低温超临界贮存, 以及产氧化合物( 超氧化钾、超氧化钠等) 的化学贮存。由于低温超临界贮存的贮存容器、供气控制和贮量测量等方面有一定的技术难度; 以及低温超临界贮存的供气速率, 受到超临界贮存容器内部加热器功率的限制; 产氧化合物化学贮存的供气速率受到进入超氧化合物罐内气体含水汽及CO2量的限制。为适应在轨飞行中可能出现的压力应急供气要求, 在用这两种方法作为主供气方案的载人太空飞行器上, 都设有高压气态贮存的辅助气源, 以保障应急情况下大流量供气的需要。因此, 确定在/ 神舟0号飞船上直接採用压力为21MPa的高压气态贮存氧氮气源供气方案。座舱大气温湿度控制技术迄今为止的载人太空飞行器, 除美国最早的水星飞船外, 都採用了泵压式冷却液循环的主动温控技术。根据“神舟”号飞船为三舱段的总体构型,船上热量的分布及变化情况, 各舱段大气环境及设备的温控要求, 採用内外双冷却液循环迴路组成的飞船主动温控方案。这样的双冷却液迴路方案, 不仅工作在密封舱的内迴路和在设备舱的外迴路较易选到更加适配的冷却液工质; 而且全船的温控调配能力强; 内冷却液迴路的环境控制与生命保障系统和外冷却迴路的热控系统之间, 系统与飞船总体之间的任务及分工界面较清楚明确; 工程的实施操作性好。环境控制与生命保障系统,根据舱内的热负荷( 航天员产生的代谢热, 设备产生的废热) , 以及通过密封舱舱壁的漏热, 座舱大气的温湿度控制要求等, 进行内迴路的设计并与热控系统的外迴路确定界面( 液/ 液) 热交换器内外迴路的接口参数。根据降温除湿原理及舱内热湿量的大小和变化, 确定气/ 液冷凝热交换器及内迴路冷却液循环系统的设计。内迴路冷却液( 乙二醇水溶液) 收集轨道舱、返回舱热负荷, 并进行热的定向传输。在界面热交换器传输给外迴路冷却液, 由外迴路冷却液带到空间辐射散热器排除, 保障内迴路冷却液进入舱内的气/ 液冷凝热交换器, 降低流过冷凝热交换器的气体温度, 气体降温后形成的冷凝水被镶嵌在气流通道中的导水和吸水材料吸附分离, 定期由航天员抽吸到冷凝水贮箱。根据舱内的热负荷变化和控温要求, 调节通过冷凝热交换器的气体流量。即使舱内在低热负荷下, 也应保持一定的气体流量通过冷凝热交换器以满足除湿要求。舱内部分热载荷密度较大的设备, 主要由冷却液通过设备的冷板带走。就这样,环境控制与生命保障系统为航天员和舱内设备创造一个适宜的大气温湿度环境。