一种载人航天器密封舱气体泄漏失效评估方法及系统

1.本发明涉及一种风险评估方法和系统，具体涉及一种在mmod环境下，载人航天器受到撞击失效的评估方法和系统。


背景技术：

2.密封舱环境是载人航天活动中，为航天员提供必要的压力、温湿度以及宇宙射线防护等保障条件，是航天员工作和生活的重要场所。微流星体和空间碎片(micro-meteoroid&orbit debris，mmod)超高速撞击是大型载人航天器在轨长期飞行过程中面临的主要威胁，甚至可能导致载人航天器系统失效或航天员伤亡的灾难性失效。
3.舱内气体泄漏，造成航天员缺氧、失压，是密封舱穿孔后载人航天器失效、航天员伤亡的最主要的失效模式。当前工程任务中以“压力舱击穿”准则进行系统失效风险评估，即认为密封舱结构一旦被mmod击穿载人航天器即失效，评估方法太过保守，评估结果也不够精准。另外，由于mmod数量巨大，针对每一个mmod撞击粒子分别开展穿孔孔径及t
ce
后总压、氧分压计算量大，评估效率低。


技术实现要素：

4.本发明的目的是为了克服现有工程任务中对载人航天器失效的评估方法不够精准以及效率低的问题，提供了一种载人航天器密封舱气体泄漏失效评估方法及系统。
5.本发明提供一种载人航天器密封舱气体泄漏失效评估方法，具体包括步骤如下：
6.步骤一、预测并计算载人航天器的密封舱上空间碎片和微流星体mmod穿孔的孔径dh；
7.步骤二、计算不同mmod穿孔的孔径dh下，密封舱内氧分压和总压的变化规律；并根据临界逃生时间t
ce
以及保证航天员安全的总压p
te
、氧分压要求，计算密封舱临界穿孔孔径d
he
；
8.步骤三、针对每个撞击碎片进行孔径dh的计算，并判断孔径dh是否大于等于密封舱临界穿孔孔径d
he
；
9.是则判断在mmod穿孔的孔径dh下，密封舱发生气体泄漏失效；且将失效次数nf累加1；nf是初始值为0的自然数；
10.步骤四、检测是否有ni个mmod穿孔完成步骤一～步骤三的计算；ni为与密封舱撞击的mmod数量；
11.是则执行步骤五；否则返回步骤一，更换mmod进行穿孔计算；
12.步骤五、计算载人航天器密封舱气体泄漏失效概率pf＝nf/ns，用以对载人航天器密封舱气体泄漏失效进行评估；
13.其中，ns为mmod总数，且ns≥ni。
14.本发明还提供一种载人航天器密封舱气体泄漏失效评估系统，包括：
15.mmod穿孔计算模块，用于预测并计算载人航天器的密封舱上空间碎片和微流星体
mmod穿孔的孔径dh，并发送至临界孔径计算模块和失效判断模块；
16.临界孔径计算模块，用于计算不同mmod穿孔的孔径dh下，密封舱内氧分压和总压的变化规律；并根据临界逃生时间t
ce
以及保证航天员安全的总压p
te
、氧分压要求，计算密封舱临界穿孔孔径d
he
，并发送至失效判断模块；
17.失效判断模块，用于判断dh是否大于等于d
he
；
18.是则判断在mmod穿孔的孔径dh下，密封舱发生气体泄漏失效；且将失效次数nf累加1，并发送至评估概率计算模块；nf是初始值为0的自然数；并在判断结束后发送当前mmod穿孔计算完成指令至循环检测模块；
19.循环检测模块，用于检测是否有ni个mmod穿孔完成步骤一～步骤三的计算；ni为与密封舱撞击的mmod数量；
20.是则将最终的失效次数nf发送至评估概率计算模块；否则更换mmod穿孔，并发送至mmod穿孔计算模块；
21.评估概率计算模块，用于计算载人航天器密封舱气体泄漏失效概率pf＝nf/ns，用以对载人航天器密封舱气体泄漏失效进行评估；
22.其中，ns为mmod总数，且ns≥ni。
23.本发明的有益效果是：
24.本文提出一种mmod环境下大型载人航天器密封舱气体泄漏失效高效评估方法。
25.本发明的目的在于提供一种mmod环境下大型载人航天器密封舱穿孔气体泄漏失效风险评估方法，实现对mmod环境下密封舱穿孔失效风险进行有效、定量评估。通过求解满足航天员应急逃生的临界穿孔直径，将航天员缺氧失效判据从到达临界逃生时间时刻的总压、氧分压是否满足预设条件要求转化为mmod撞击下穿孔孔径是否小于临界穿孔孔径，实现了在给定密封舱防护结构、舱内体积、初始总压和氧分压、初始温度、补气速率等密封舱参数下航天员缺氧和失压等2类失效的快速评估，解决大型载人航天器长期在轨飞行期间mmod撞击下密封舱结构穿孔失效风险评估难题，为载人航天器防护结构设计、任务期间风险评估提供支撑。
附图说明
26.图1为本发明的mmod穿孔的孔径的原理示意图；
27.图2为本发明的mmod穿孔后密封舱内总压变化曲线图；
28.图3为本发明的mmod穿孔后密封舱内氧分压变化曲线图；
29.图4为本发明的一种载人航天器密封舱气体泄漏失效评估方法的流程图。
具体实施方式
30.下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
31.需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
32.下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步说明，但不作为本发明的限定。
33.具体实施方式一，本实施方式的一种载人航天器密封舱气体泄漏失效评估方法，具体包括步骤如下：
34.步骤一、预测并计算载人航天器的密封舱上空间碎片和微流星体mmod穿孔的孔径dh；
35.步骤二、计算不同mmod穿孔的孔径dh下，密封舱内氧分压和总压的变化规律；并根据临界逃生时间t
ce
以及保证航天员安全的总压p
te
、氧分压要求，计算密封舱临界穿孔孔径d
he
；
36.步骤三、针对每个撞击碎片进行孔径dh的计算，并判断孔径dh是否大于等于密封舱临界穿孔孔径d
he
；
37.是则判断在所述mmod穿孔的孔径dh下，密封舱发生气体泄漏失效；且将失效次数nf累加1；nf是初始值为0的自然数；
38.步骤四、检测是否有ni个mmod穿孔完成步骤一～步骤三的计算；ni为与密封舱撞击的mmod数量；
39.是则执行步骤五；否则返回步骤一，更换mmod进行穿孔计算；
40.步骤五、计算载人航天器密封舱气体泄漏失效概率pf＝nf/ns，用以对载人航天器密封舱气体泄漏失效进行评估；
41.其中，ns为mmod总数，且ns≥ni。
42.最佳实施例，本实施例是对实施方式一的进一步说明，本实施例中，步骤二的具体步骤如下：
43.步骤二一、计算得到密封舱的mmod穿孔处喷气速度v
l
和泄漏气体质量流量
[0044][0045][0046]
其中，v
l
、p
l
、ρ
l
分别表示mmod穿孔处气体流动速度、压力和密度，表示mmod穿孔处气体质量流量，γ表示绝热膨胀系数；
[0047]
步骤二二、计算得到mmod穿孔处气体压力p
l
和密度ρ
l
：
[0048][0049][0050]
步骤二三、将公式(3)和公式(4)代入到公式(2)得到mmod穿孔处气体质量流量为：
[0051][0052]
其中，pi和ρi分别表示密封舱泄漏过程中第i时刻密封舱内气体压力和密度；则经过第i时刻到第i+1时刻的时间δt，密封舱内气体总质量为第i时刻舱
内气体密度其中，v
cabin
为密封舱体积；
[0053]
根据绝热等熵膨胀假设得到：
[0054][0055]
其中，p
i0
和ρ
i0
表示密封舱内气体初始压力和密度；并且p
i0
、ρ
i0
和pi、ρi都满足理想气体的热状态方程；
[0056]
步骤二四、根据公式(1)～(6)和热状态方程，得到密封舱dh穿孔直径下，舱内氧分压和总压随时间变化规律，以及给定临界逃生时间t
ce
条件下密封舱临界穿孔直径d
he
。
[0057]
最佳实施例，本实施例是对实施方式一的进一步说明，本实施例中，步骤一的具体方法如下：
[0058]
步骤一一、选取mmod环境模型，针对载人航天器运行轨道、飞行姿态和飞行时间，获取各个撞击方向的mmod通量数据，得到mmod总数ns；
[0059]
步骤一二、针对每个mmod与载人航天器的密封舱结构面元进行相交计算，记录撞击到密封舱的mmod数量ni；
[0060]
步骤一三、针对撞击到密封舱的mmod，计算mmod穿孔的孔径dh。
[0061]
最佳实施例，本实施例是对实施方式一的进一步说明，本实施例中，步骤二中还包括：
[0062]
判断是密封舱内的氧分压情况是否为氧分压紧急情况，
[0063]
是则通过氧气瓶以设定的氧气补气速率对密封舱进行氧气补充，并根据氧气补气速率计算考虑补充氧气情况下，密封舱内氧分压的变化规律；
[0064]
所述氧分压紧急情况为当氧分压下降到设定氧分压阈值以下的情况。
[0065]
最佳实施例，本实施例是对实施方式一的进一步说明，本实施例中，步骤二中还包括：
[0066]
判断是密封舱内的总压情况是否为总压紧急情况，
[0067]
是则通过氮气瓶以设定的氮气补气速率对密封舱进行氮气补充，并根据氮气补气速率算考虑补充氮气情况下，密封舱内总压的变化规律；
[0068]
所述总压紧急情况为当总压下降到设定总压阈值以下的情况。
[0069]
具体实施方式二，本实施方式的一种载人航天器密封舱气体泄漏失效评估系统，包括：
[0070]
mmod穿孔计算模块，用于预测并计算载人航天器的密封舱上空间碎片和微流星体mmod穿孔的孔径dh，并发送至临界孔径计算模块和失效判断模块；
[0071]
临界孔径计算模块，用于计算不同mmod穿孔的孔径dh下，密封舱内氧分压和总压的变化规律；并根据临界逃生时间t
ce
以及保证航天员安全的总压p
te
、氧分压要求，计算密封舱临界穿孔孔径d
he
，并发送至失效判断模块；
[0072]
失效判断模块，用于针对每个撞击碎片进行孔径dh的计算，并判断孔径dh是否大于等于密封舱临界穿孔孔径d
he
；
[0073]
是则判断在所述mmod穿孔的孔径dh下，密封舱发生气体泄漏失效；且将失效次数nf累加1，并发送至评估概率计算模块；nf是初始值为0的自然数；并在判断结束后发送当前
mmod穿孔计算完成指令至循环检测模块；
[0074]
循环检测模块，用于检测是否有ni个mmod穿孔完成步骤一～步骤三的计算；ni为与密封舱撞击的mmod数量；
[0075]
是则将最终的失效次数nf发送至评估概率计算模块；否则更换mmod穿孔，并发送至mmod穿孔计算模块；
[0076]
评估概率计算模块，用于计算载人航天器密封舱气体泄漏失效概率pf＝nf/ns，用以对载人航天器密封舱气体泄漏失效进行评估；
[0077]
其中，ns为mmod总数，且ns≥ni。
[0078]
最佳实施例，本实施例是对实施方式二的进一步说明，本实施例中，临界孔径计算模块中采用如下步骤得到mmod穿孔的孔径dh下，密封舱内氧分压和总压的变化规律，以及给定临界逃生时间t
ce
条件下密封舱临界穿孔孔径d
he
：
[0079]
步骤二一、计算得到密封舱的mmod穿孔处喷气速度v
l
和泄漏气体质量流量
[0080][0081][0082]
其中，v
l
、p
l
、ρ
l
分别表示mmod穿孔处气体流动速度、压力和密度，表示mmod穿孔处气体质量流量，γ表示绝热膨胀系数；
[0083]
步骤二二、计算得到mmod穿孔处气体压力p
l
和密度ρ
l
：
[0084][0085][0086]
步骤二三、将公式(3)和公式(4)代入到公式(2)得到mmod穿孔处气体质量流量为：
[0087][0088]
其中，pi和ρi分别表示密封舱泄漏过程中第i时刻密封舱内气体压力和密度；则经过第i时刻到第i+1时刻的时间δt，密封舱内气体总质量为第i时刻舱内气体密度其中，v
cabin
为密封舱体积；
[0089]
根据绝热等熵膨胀假设得到；
[0090][0091]
其中，p
i0
和ρ
i0
表示密封舱内气体初始压力和密度；并且p
i0
、ρ
i0
和pi、ρi都满足理想气体的热状态方程；
[0092]
步骤二四、根据公式(1)～(6)和热状态方程，得到密封舱dh穿孔直径下，舱内氧分压和总压随时间变化规律，并根据临界逃生时间t
ce
以及保证航天员安全的总压p
te
、氧分压要求，计算密封舱临界穿孔直径d
he
。
[0093]
最佳实施例，本实施例是对实施方式二的进一步说明，本实施例中，mmod穿孔计算模块包括：
[0094]
mmod总数计算模块，用于选取mmod环境模型，针对载人航天器运行轨道、飞行姿态和飞行时间，获取各个撞击方向的mmod通量数据，得到mmod总数ns，并发送至撞击mmod数量计算模块；
[0095]
撞击mmod数量计算模块，用于针对每个mmod与载人航天器的密封舱结构面元进行相交计算，记录撞击到密封舱的mmod数量ni，并发送至孔径计算模块；
[0096]
孔径计算模块，用于针对撞击到密封舱的mmod，计算mmod穿孔的孔径dh。
[0097]
最佳实施例，本实施例是对实施方式二的进一步说明，本实施例中，临界孔径计算模块还包括：
[0098]
氧分压情况判断计算模块，用于判断密封舱内的氧分压情况是否为氧分压紧急情况，
[0099]
是则通过氧气瓶以设定的氧气补气速率对密封舱进行氧气补充，并根据氧气补气速率计算考虑补充氧气情况下，密封舱内氧分压的变化规律；
[0100]
所述氧分压紧急情况为当氧分压下降到设定氧分压阈值以下的情况。
[0101]
最佳实施例，本实施例是对实施方式二的进一步说明，本实施例中，临界孔径计算模块还包括：
[0102]
总压情况判断计算模块，用于判断是密封舱内的总压情况是否为总压紧急情况，
[0103]
是则通过氮气瓶以设定的氮气补气速率对密封舱进行氮气补充，并根据氮气补气速率算考虑补充氮气情况下，密封舱内总压的变化规律；
[0104]
所述总压紧急情况为当总压下降到设定总压阈值以下的情况。
[0105]
具体地，本发明提供一种大型载人航天器密封舱穿孔气体泄漏失效风险评估方法，通过计算mmod环境下密封舱穿孔孔径并与满足航天员临界逃生时间的临界穿孔直径比对，可以实现对大型载人航天器长期在轨期间，mmod环境下密封舱结构穿孔模式下，航天员安全性进行风险评估，支持防护结构设计和任务风险评估实施。包括：
[0106]
1)选取空间碎片和微流星体(micro-meteoroid&orbitdebris，以下简称mmod)环境模型，针对大型载人航天器运行轨道、飞行姿态和飞行时间，获取各个撞击方向的通量数据，记录mmod总数ns；
[0107]
2)采用面元法或射击线法，针对每个mmod与载人航天器密封舱结构面元进行相交计算，记录撞击到舱体的mmod数量ni；
[0108]
3)针对撞击到舱体的mmod，采用载人航天器密封舱结构穿孔孔径经验公式(可以使用w-s穿孔方程)，计算穿孔孔径大小；
[0109]
4)失效判据
[0110]
(1)定义d
he
为引起航天员缺氧失效的临界穿孔尺寸，当密封舱穿孔直径dh小于d
he
情况下，到达临界逃生时间t
ce
时，密封舱内总压和氧分压分别大于p
te
、航天员不会产生缺氧失效；当dh大于d
he
情况下，t
ce
时刻密封舱内总压小于p
te
或氧分压小于则航天员产生缺氧失效。因此，通过求解满足航天员应急逃生的临界穿孔直径d
he
，将航天员缺氧失效判据从t
ce
时刻的总压、氧分压是否满足p
te
、要求转化为mmod撞击下穿孔尺寸是否小
于d
he
。
[0111]
5)临界穿孔直径计算
[0112]
假设mmod撞击作用下，密封舱舱壁被击穿后，舱壁产生孔径为dh的通孔，如图1所示。
[0113]
为简化气体泄漏分析模型，假设密封舱内空气为理想气体，气体泄漏速度垂直于该通孔切面，且沿泄漏方向气体的温度、速度、气压及密度相同。此外，考虑舱内空气初始压力和流速较高，泄漏时间较短，因此忽略泄漏气体与舱体之间热交换，将气体泄漏过程近似为绝热等熵流动，采用一维拉瓦尔喷管模型描述舱壁通孔处的气体泄漏过程。
[0114]
由于穿孔处气体流动参数取决于孔外压力po(对于运行在轨道上大型载人航天器po＝0pa)和舱内环境气体压力pi之比，当po/pi小于0.5283时，气体泄漏速度达到当地音速(即马赫数ma＝1)，根据气体连续性方程，得到密封舱穿孔处喷气速度和泄漏气体质量流量如下：
[0115][0116][0117]
其中v
l
、p
l
、ρ
l
分别表示穿孔处气体流动速度、压力和密度，表示穿孔处气体质量流量，γ表示绝热膨胀系数(对于空气，γ＝1.4)。
[0118]
假设在气体泄漏过程中，航天员耗氧及舱内正常补气速率恒定，忽略密封舱内气体流动和气体的正常流出，根据理想气体的绝热等熵膨胀假设，得到穿孔处气体压力和密度如式(3)和式(4)所示：
[0119][0120][0121]
代入到式(2)得到穿孔处气体质量流量为：
[0122][0123]
pi和ρi分别表示密封舱泄漏过程中第i时刻舱内气体压力和密度，
[0124]
则经过时间δt密封舱内气体总质量第i时刻舱内气体密度其中v
cabin
为密封舱体积。
[0125]
根据绝热等熵膨胀假设，由式(6)计算得到。
[0126][0127]
p
i0
和ρ
i0
表示密封舱内气体初始压力和密度，在密封舱体积v
cabin
一定情况下，p
i0
、ρ
i0
和pi、ρi都满足理想气体的热状态方程。根据以上式(1)～(6)，则得到舱内压力变化规律以及给定t
ce
条件下密封舱临界穿孔直径d
he
。
[0128]
例如，密封舱体积为36m3，初始温度为21℃，初始总压为97.0kpa，初始氧分压为
20.6kpa，舱外空间环境气压为1.01e-5pa，紧急情况下氧气瓶和氮气瓶补气速率分别为12g/s和18g/s，3名航天员平均耗氧速率为0.01g/s/人，当氧分压下降到20.0kpa时，供氧组件(氧气瓶)开启，当总压下降到87.0kpa时，供氮组件(氮气瓶)开启，满足航天员紧急在轨堵漏或者撤离总压p
te
为70kpa，氧分压为为14kpa，得到不同穿孔孔径下，密封舱内氧分压和总压变化如图2和图3所示，设定保证密封舱内航天员紧急堵漏或撤离时间1200s，则利用式(3)～(6)及给定的补气速率(包括氧气补气速率和氮气补气速率)下，得到密封舱结构不发生灾难性失效的临界穿孔孔径为1.54cm，即当mmod穿孔孔径大于1.54cm时，航天员发生缺氧失效。
[0129]
6)重复进行第2)、3)、4)，完成所有与舱体结构撞击的mmod(共ni个)的舱体穿孔直径dh计算，与6)临界穿孔直径d
he
比较，若穿孔直径dh≥d
he
，则系统失效事件次数nf＝nf+1。
[0130]
7)所有撞击事件中系统失效事件次数nf，系统失效概率为pf＝nf/ns。
[0131]
并且，在开展mmod环境下大型载人航天器密封舱结构穿孔失效气体泄漏风险评估前，应首先完成以下数据准备：
[0132]
(1)选取空间碎片和微流星体(micro-meteoroid&orbit debris，以下简称mmod)环境模型；
[0133]
(2)载人航天器密封舱结构(含防护结构)穿孔经验方程，推荐使用w-s方程；
[0134]
(3)根据航天员在轨安全总压p
te
和安全氧分压和临界逃生时间t
ce
要求，求解密封舱结构临界穿孔直径d
he
；可以事先求得不同mmod穿孔孔径下，密封舱内的总压和氧分压随时间的变化规律。然后再通过拟合的方式，得到一条在t
ce
时刻对应的总压和氧分压均保持在安全总压p
te
和安全氧分压以上(或重合)的曲线，根据曲线得到所对应的穿孔孔径，即为临界穿孔孔径d
he
。
[0135]
2)针对大型载人航天器运行轨道、飞行姿态和飞行时间，获取各个撞击方向的通量数据，记录mmod总数ns；
[0136]
3)采用面元法或射击线法，针对每个mmod与载人航天器密封舱结构面元进行相交计算，记录撞击到舱体的mmod数量ni；
[0137]
4)针对撞击到舱体的mmod，采用载人航天器密封舱结构穿孔孔径经验公式(推荐使用w-s穿孔方程)，计算穿孔孔径大小dh；
[0138]
5)若dh≥d
he
，则本次撞击穿孔事件引起系统失效，系统失效次数nf加1，否则，系统安全无影响；
[0139]
10)对所有射击线依次进行计算，得到引起系统失效总撞击次数nf，系统失效概率为pf＝nf/ns。
[0140]
综上，通过本发明，可以解决大型载人航天器长期在轨飞行期间，mmod撞击下密封舱结构穿孔失效风险评估难题，为航天器防护设计以及在轨任务规划提供支撑，并可推广应用于其他影响航天器安全的空间环境或空间主动威胁源作用下，航天器、航天器易损性评估。
[0141]
虽然在本文中参照了特定的实施方式来描述本发明，但是应该理解的是，这些实施例仅仅是本发明的原理和应用的示例。因此应该理解的是，可以对示例性的实施例进行许多修改，并且可以设计出其他的布置，只要不偏离所附权利要求所限定的本发明的精神
和范围。应该理解的是，可以通过不同于原始权利要求所描述的方式来结合不同的从属权利要求和本文中的特征。还可以理解的是，结合单独实施例所描述的特征可以使用在其他实施例中。