專利名稱：空間飛行器密封艙溫濕度獨立控制系統及實現方法
技術領域：
本發明涉及一種空間飛行器密封艙溫濕度獨立控制系統及實現方法，屬于航天器環境熱控技術領域
背景技術：
隨著人類空間技術的發展，近年來，近地軌道載人航天器、載人登月飛船等載人航天技術在許多國家獲得了快速發展，載人任務也呈現出長期化的發展趨勢。密封艙作為載人航天器和載人登月飛船的乘員載體，擔負為艙內航天員提供合適的溫濕度環境的重要任務，進行密封艙溫濕度控制技術的研究對于保障航天員的生命安全、艙內設備載荷的正常工作及載人航天任務的順利開展均具有重要意義。國際上，載人航天器密 封艙溫濕度控制系統以國際空間站較為典型，國際空間站多個艙段由多個國家分別建造，在運行上具有一定的獨立性，溫濕度控制系統作為重要的環境控制和生命保障系統，在各個艙段均有體現。各艙段所采用的溫濕度控制方式大致相似，以美國和日本艙段的溫濕控制系統為例，其溫濕度控制系統均采用氣液換熱器和水分離器實現除濕功能，但不進行反饋控制，然后冷空氣與旁路熱空氣通過三通風量調節閥進行冷熱空氣混合比例調節，實現空氣控溫，該溫濕度控制方案，溫度具有自主控制功能，濕度控制則依靠設計實現，由于溫濕度強耦合關系的存在，無法實現溫濕度的精細化控制。國內，早期，我國載人航天器密封艙內空氣溫濕度的控制充分借鑒了國外相關技術經驗，采用溫濕度一體化控制方案，基本可以滿足短期駐人的任務要求。然而對于我國未來長期駐人的航天任務來說，不僅要保證航天員的長期舒適性，同時要考慮空氣溫濕度對微生物滋生的影響，如果采用溫濕度一體化控制方案，由于溫度和濕度之間存在較強耦合，很難滿足密封艙內空氣溫度和濕度的雙重控制指標要求，會對我國載人航天任務的圓滿完成產生一定影響。
發明內容
本發明的目的在于克服一體化溫濕度控制系統難以同時滿足空氣溫度和濕度雙重控制目標要求的不足，通過空氣濕溫度獨立控制系統結構和控制方法設計，實現空間飛行器密封艙內空氣溫度和濕度的解耦控制，從而滿足未來空間飛行器密封艙內空氣溫濕度控制的精細化要求。本發明技術解決方案之一:空間飛行器密封艙溫濕度獨立控制系統，其特征在于:所述系統為降溫調溫型溫濕度獨立控制系統，它包括:通風系統、低溫流體回路、中溫流體回路、冷凝干燥器和氣液換熱器，其中:通風系統包括除濕支路、補熱支路、通風主路和風機，除濕支路上布設冷凝干燥器組件，通過冷凝干燥器與低溫流體回路耦合連接，除濕支路和補熱支路并聯，兩個支路匯集后構成通風主路，通風主路上布設氣液換熱器，通過氣液換熱器與中溫流體回路耦合連接，風機布設在通風主路上，位于氣液換熱器后端；除濕支路中空氣來自空間飛行器密封艙中人活動區，補熱支路中空氣來自空間飛行器密封艙儀器設備區，除濕支路與補熱支路具有并聯結構關系，兩者空氣混合后進入通風主路；為實現通風系統空氣控濕功能，在除濕支路設置冷凝干燥器，冷凝干燥器是一個具有冷凝水收集功能的氣液換熱組件，氣側為除濕支路空氣，氣側入口空氣溫度范圍為25 30°C，液側為低溫流體，液側入口流體溫度范圍為2 8°C，低溫流體來自低溫流體回路，對除濕支路空氣進行除濕調節；為實現通風系統空氣控溫功能，在通風主路設置氣液換熱器，氣液換熱器是一個熱量交換組件，氣側為通風主路空氣，液側為中溫流體，液側入口流體溫度范圍為15 18°C，液側中溫流體來自中溫流體回路，對通風主路空氣進行降溫調節；通風主路空氣經過冷凝干燥器控濕和氣液換熱器控溫后達到控制目標要求，根據工作模式不同，空氣溫濕度控制目標通常在19 23°C、30% 70%范圍內選取，經過溫濕度控制調節后的空氣，在風機動力作用下，返回空間飛行器密封艙中的人活動區和儀器設備區，實現空間飛行器密封艙內部空氣的密閉循環流動。本發明技術解決方案之二:空間飛行器密封艙溫濕度獨立控制系統，其特征在于:所述系統為升溫調溫型溫濕度獨立控制系統，它包括通風系統、低溫流體回路、中溫流體回路、冷凝干燥器和氣液換熱器。其中:通 風系統僅有通風主路和風機，不設置支路，通風主路空氣來自空間飛行器密封艙人活動區，為實現通風系統空氣控濕和控溫功能，冷凝干燥器和氣液換熱器均設置在通風主路，且冷凝干燥器位于氣液換熱器上游，兩者存在串聯結構關系，風機設置在通風主路，位于氣液換熱器后端；在風機抽吸作用下，通風主路空氣首先經進入冷凝干燥器進行降溫除濕，冷凝干燥器是一個具有冷凝水收集功能的氣液換熱組件，氣側為通風主路空氣，氣側入口空氣溫度范圍為25 30°C，液側為低溫流體，液側入口流體溫度范圍為2 8°C，低溫流體來自低溫流體回路，對除濕支路空氣進行除濕調節；經過冷凝干燥器降溫除濕后的低溫空氣，所述低溫空氣溫度范圍為8 15°C，進入氣液換熱器，氣液換熱器是一個熱量交換組件，氣側為通風主路空氣，液側為中溫流體，液側入口流體溫度范圍為22 25°C，液側中溫流體來自中溫流體回路，對通風主路空氣進行升溫調節；通風主路空氣經過冷凝干燥器控濕和氣液換熱器控溫后達到控制目標要求，根據工作模式不同，空氣溫濕度控制目標通常在19 23°C、30% 70%范圍內選取。經過溫濕度控制調節后的空氣，在風機動力作用下，返回空間飛行器密封艙人活動區和儀器設備區，實現空間飛行器密封艙內部空氣的密閉循環流動。上述兩個方案中的所述低溫流體回路包括低溫回路溫控閥、低溫主路、冷凝干燥器主路和冷凝干燥器旁路，且其工質降溫由航天器外回路耦合換熱實現；所述低溫回路溫控閥是三通電動調節閥，溫控閥三通接口為流體入口、主路出口和旁路出口，分別與低溫主路，冷凝干燥器主路和冷凝干燥器旁路連接；當溫控閥開度增大時，冷凝干燥器主路流量增大，冷凝干燥器旁路流量減少，此時流經冷凝干燥器的低溫流體流量增大，冷凝干燥器換熱量增大，通風系統除濕量增大；當溫控閥開度減少時，冷凝干燥器主路流量減小，冷凝干燥器旁路流量增大，此時流經冷凝干燥器的低溫流體流量減小，冷凝干燥器換熱量減小，通風系統除濕量減少；通過低溫回路溫控閥控制調節可以實現通風系統除濕量調節，從而實現密封艙內空氣濕度調節。所述中溫流體回路包括中溫回路溫控閥、中溫主路、氣液換熱器主路和氣液換熱器旁路，且其工質升溫主要由密封艙內儀器設備耦合換熱實現；
所述中溫回路溫控閥是三通電動調節閥，溫控閥三通接口為流體入口、主路出口和旁路出口，分別與中溫主路，氣液換熱器主路和氣液換熱器旁路連接。當溫控閥開度增大時，氣液換熱器主路流量增大，氣液換熱器旁路流量減少，此時流經氣液換熱器的中溫流體流量增大，氣液換熱器換熱量增大，通風系統空氣升溫能力增大；當溫控閥開度減少時氣液換熱器主路流量減小，氣液換熱器旁路流量增大，此時流經氣液換熱器的中溫流體流量減小，氣液換熱器換熱量減小，通風系統空氣升溫能力減小；通過中溫回路溫控閥控制調節可以實現通風系統升溫能力調節，從而實現密封艙內空氣溫度調節。空間飛行器密封艙溫濕度獨立控制方法，其特點在于:溫度和濕度采用雙閉環獨立反饋控制，其中:所述溫度反饋控制，以溫度控制器作為控制算法運算核心、通風系統控制點溫度作為反饋、以中溫回路溫控閥作為執行部件、以氣液換熱器換熱量作為控制對象，最終實現通風系統控制點空氣溫度控制，具體實現流程為:(I)設置控制點的空氣溫度參考值TOT，并采集控制點空氣溫度T。作為反饋量；(2)經過差值運算獲取 溫度偏差eT，并將溫度偏差eT作為輸入送至溫度控制器；(3)溫度控制器根據溫度偏差eT，進行控制算法運算，生成控制驅動信號Ut ；(4)控制驅動信號Ut作用于動作執行部件中溫回路溫控閥；(5)中溫回路溫控閥控制氣液換熱器換熱能力，實現通風系統空氣溫度控制。所述濕度反饋控制，以濕度控制器作為控制算法運算核心、通風系統控制點相對濕度作為反饋、以低溫回路溫控閥作為執行部件、以冷凝干燥器換熱量作為控制對象，最終實現通風系統控制點空氣濕度控制，具體實現流程為:(I)設置控制點的空氣相對濕度參考值Hot，并采集控制點空氣相對濕度H0作為反
饋量;(2)經過差值運算生產相對濕度偏差eH，并將相對濕度偏差eH作為輸入送至濕度控制器；(3)濕度控制器根據濕度偏差eH，經過控制算法運算，生成控制驅動信號Uh ；(4)控制驅動信號Uh作用于動作執行部件低溫回路溫控閥；(5)低溫回路溫控閥控制冷凝干燥器換熱能力，實現通風系統空氣濕度控制。本發明與現有技術相比具有如下有益效果:(I)本發明采用冷凝干燥器控濕和氣液換熱器控溫的溫濕度獨立控制手段設計，實現了密封艙空氣溫濕度的解耦控制，克服了溫濕度一體化控制難以同時滿足空氣溫度和濕度雙重控制目標要求的不足；(2)本發明冷凝干燥器控濕采用閉環反饋控制，通過低溫流體回路溫控閥調節，實現冷凝干燥器除濕量調節，從而實現密封艙空氣濕度調節，克服了一體化溫濕度控制方法中濕度調節粗放的不足，保證了系統控濕精度；(3)本發明氣液換熱器控溫采用閉環反饋控制，通過中溫流體回路溫控閥調節，實現氣液換熱器換熱量調節，從而實現密封艙空氣溫度的二次調節，該調節手段在冷干控濕基礎上進行，在保證控濕效果的前提下，實現了系統空氣溫度的精確控制。
圖1 一體化溫濕度控制系統結構原理圖；圖2降溫調溫型溫濕度獨立控制系統結構原理圖；圖3升溫調溫型溫濕度獨立控制系統結構原理圖；圖4密封艙溫濕度系統獨立控制原理 圖5為溫度反饋控制的實現流程 圖6為濕度反饋控制的實現流程；附圖標記說明:I通風系統101:通風主路102:除濕支路103:補熱支路104:風機105:旁通支路105:通風調節閥2:低溫流體回路 201:低溫回路溫控閥 202:低溫主路203:冷凝干燥器主路 204:冷凝干燥器旁路3:中溫流體回路301:中溫回路溫控閥 302:中溫主路303:氣液換熱器主路 304:氣液換熱器旁路4:冷凝干燥器5:氣液換熱器6:溫濕度控制點7:溫濕度控制器701:濕度控制器702:溫度控制器
具體實施例方式下面結合附圖和具體實施例對本發明作進一步詳細的描述:如圖1所示，一體化溫濕控制系統是目前空間密封艙采用的溫濕度控制方式，經過通風調節閥105，通風主路空氣101被分成兩部分:除濕空氣支路102和旁通空氣支路104，除濕空氣支路103安裝冷凝干燥器組件4，冷凝干燥器組件4在低溫回路2的降溫作用下對空氣進行降溫除濕，降溫除濕后空氣與旁通空氣混合，混合點6處溫濕度為控制對象。低溫回路2自身不具備主動調溫功能，混合點6溫度調節只能通過通風調節閥105進行調節，通過通風調節閥105進行溫度調節時，混合點6濕度也會隨之受影響，混合點6溫度和濕度存在強烈耦合關系。如圖2所示，降溫調溫型溫濕度獨立控制系統是本發明密封艙溫濕獨立控制系統一種系統結構形式，主要包括通風系統1、低溫流體回路2和中溫流體回路3、冷凝干燥器4和氣液換熱器5，其中:通風系統I包括除濕支路102、補熱支路103、通風主路101和風機104，除濕支路102上布設冷凝干燥器4，通過冷凝干燥器4與低溫流體回路2耦合連接，除濕支路102和補熱支路103并聯，兩個支路匯集后構成通風主路101，通風主路101上布設氣液換熱器5，通過氣液換熱器5與中溫流體回路3耦合連接，風機104布設在通風主路101上，位于氣液換熱器5后端；除濕支路102中空氣來自空間飛行器密封艙中人活動區，補熱支路103中空氣來自空間飛行器密封艙儀器設備區；空氣經過冷凝干燥器4進行降溫除濕，降溫除濕后的低溫空氣與補熱支路103的熱空氣進行混合，混合后空氣溫度處于較高水平，混合空氣進入通風主路101的氣液換熱器5進行降溫控制。低溫流體回路2包括低溫回路溫控閥201、低溫主路202、冷凝干燥器主路203和冷凝干燥器旁路204，且其工質降溫由航天器外回路耦合換熱實現，低溫回路溫控閥201是三通電動調節閥，溫控閥三通接口為流體入口、主路出口和旁路出口，分別與低溫主路202，冷凝干燥器主路203和冷凝干燥器旁路204連接；當溫控閥開度增大時，冷凝干燥器主路203流量增大，冷凝干燥器旁路204流量減少，此時流經冷凝干燥器4的低溫流體流量增大，冷凝干燥器4換熱量增大，通風系統除濕量增大；當溫控閥開度減少時，冷凝干燥器主路203流量減小，冷凝干燥器旁路204流量增大，此時流經冷凝干燥器4的低溫流體流量減小，冷凝干燥器4換熱量減小，通風系統除濕量減少；通過低溫回路溫控閥201控制調節可以實現通風系統除濕量調節，從而實現密封艙內空氣濕度調節。中溫流體回路3包括中溫回路溫控閥301、中溫主路302、氣液換熱器主路303和氣液換熱器旁路304，且其工質升溫主要由密封艙內儀器設備耦合換熱實現；中溫回路溫控閥301是三通電動調節閥， 溫控閥三通接口為流體入口、主路出口和旁路出口，分別與中溫主路302，氣液換熱器主路303和氣液換熱器旁路304連接。當中溫回路溫控閥301開度增大時，氣液換熱器主路303流量增大，氣液換熱器旁路304流量減少，此時流經氣液換熱器5的流體流量增大，氣液換熱器5換熱量增大，通風系統空氣升溫能力增大；當中溫回路溫控閥301開度減少時氣液換熱器主路303流量減小，氣液換熱器旁路304流量增大，此時流經氣液換熱器5的流體流量減小，氣液換熱器5換熱量減小，通風系統空氣升溫能力減小；通過中溫回路溫控閥控制調節可以實現通風系統升溫能力調節，從而實現密封艙內空氣溫度調節。所述冷凝干燥器4和氣液換熱器5均為換熱部件，通過低溫流體回路2和中溫流體回路3的主動控制功能設計，使冷凝干燥器4和氣液換熱器5均具備了調節功能，從而實現溫濕度控制點6處溫濕度控制，同時，由于冷凝干燥器4和氣液換熱器5獨立控制手段設計，從系統結構上解除了溫濕度控制的強耦合關系。如圖3所示，升溫調溫型溫濕度獨立控制系統是本發明密封艙溫濕獨立控制系統的另外一種系統結構形式，主要包括通風系統1、低溫流體回路2和中溫流體回路3、冷凝干燥器4和氣液換熱器5，其中:通風系統I僅有通風主路101和風機104，不設置支路，通風主路空氣來自空間飛行器密封艙人活動區，為實現通風系統空氣控濕和控溫功能，冷凝干燥器4和氣液換熱器5均設置在通風主路101上，且冷凝干燥器4位于氣液換熱器5上游，兩者存在串聯結構關系，風機104設置在通風主路101上，位于氣液換熱器5后端；空氣首先經過冷凝干燥器4進行降溫除濕，降溫除濕后低溫空氣進入氣液換熱器5，氣液換熱器對低溫空氣進行升溫調節。低溫流體回路2包括低溫回路溫控閥201、低溫主路202、冷凝干燥器主路203和冷凝干燥器旁路204，且其工質降溫由航天器外回路耦合換熱實現，低溫回路溫控閥201是三通電動調節閥，溫控閥三通接口為流體入口、主路出口和旁路出口，分別與低溫主路202，冷凝干燥器主路203和冷凝干燥器旁路204連接；當溫控閥開度增大時，冷凝干燥器主路203流量增大，冷凝干燥器旁路204流量減少，此時流經冷凝干燥器4的低溫流體流量增大，冷凝干燥器4換熱量增大，通風系統除濕量增大；當溫控閥開度減少時，冷凝干燥器主路203流量減小，冷凝干燥器旁路204流量增大，此時流經冷凝干燥器4的低溫流體流量減小，冷凝干燥器4換熱量減小，通風系統除濕量減少；通過低溫回路溫控閥201控制調節可以實現通風系統除濕量調節，從而實現密封艙內空氣濕度調節。中溫流體回路3包括中溫回路溫控閥301、中溫主路302、氣液換熱器主路303和氣液換熱器旁路304，且其工質升溫主要由密封艙內儀器設備耦合換熱實現；中溫回路溫控閥301是三通電動調節閥，溫控閥三通接口為流體入口、主路出口和旁路出口，分別與中溫主路302，氣液換熱器主路303和氣液換熱器旁路304連接。當中溫回路溫控閥301開度增大時，氣液換熱器主路303流量增大，氣液換熱器旁路304流量減少，此時流經氣液換熱器5的流體流量增大，氣液換熱器5換熱量增大，通風系統空氣升溫能力增大；當中溫回路溫控閥301開度減少時氣液換熱器主路303流量減小，氣液換熱器旁路304流量增大，此時流經氣液換熱器5的流體流量減小，氣液換熱器5換熱量減小，通風系統空氣升溫能力減小；通過中溫回路溫控閥控制調節可以實現通風系統升溫能力調節，從而實現密封艙內空氣溫度調節。所述冷凝干燥器4和氣液換熱器5均為換熱部件，通過低溫流體回路2和中溫流體回路3的主動控制功能設計，使冷凝干燥器4和氣液換熱器5均具備了調節功能，從而實現溫濕度控制點6處溫濕度控制，同時，由于冷凝干燥器4和氣液換熱器5獨立控制手段設計，從系統結構上解除了溫濕度控制的強耦合關系。如圖4所示，密封艙溫濕度獨立控制系統采用溫度和濕度雙閉環反饋控制方法，控制原理為:濕度控制器701以控制點的相對濕度參考值Hot和相對濕度反饋測量值H0作為輸入，經過控制算法運算，驅 動低溫回路溫控閥201動作，控制冷凝干燥器4的除濕能力，影響通風系統空氣濕度；溫度控制器702則以控制點的溫度參考值Tot和溫度反饋測量值T0作為輸入，經過控制算法運算，驅動中溫回路溫控閥301動作，控制氣液換熱器5的換熱量，影響通風系統空氣溫度；在溫度反饋控制和濕度反饋控制的共同作用下，實現密封艙空氣溫濕度控制。如圖5所示，溫度反饋控制的實現流程為:(I)設置控制點的空氣溫度參考值TOT，并采集控制點空氣溫度T。作為反饋量；(2)經過差值運算獲取溫度偏差eT，并將溫度偏差eT作為輸入送至溫度控制器；(3)溫度控制器根據溫度偏差eT，進行控制算法運算，生成控制驅動信號Ut ；(4)控制驅動信號Ut作用于動作執行部件中溫回路溫控閥；(5)中溫回路溫控閥控制氣液換熱器換熱能力，實現通風系統空氣溫度控制。如圖6所示，濕度反饋控制的實現流程為:(I)設置控制點的空氣相對濕度參考值Hot，并采集控制點空氣相對濕度H。作為反
饋量;(2)經過差值運算生產相對濕度偏差eH，并將相對濕度偏差eH作為輸入送至濕度控制器；(3)濕度控制器根據濕度偏差eH，經過控制算法運算，生成控制驅動信號Uh ；(4)控制驅動信號Uh作用于動作執行部件低溫回路溫控閥；
(5)低溫回路溫控閥控制冷凝干燥器換熱能力，實現通風系統空氣濕度控制。本發明說明書中未作詳細描述的內容屬于本領域專業技術人員的公知技術。以上所述，為本發明的具體實施方式
，但本發明的保護范圍并不局限于此，任何熟悉本技術領域的技術人員在本發明揭露的技術范圍內，可輕易想到的變化或替換， 都應涵 蓋在本發明的保護范圍之內。
權利要求
1.空間飛行器密封艙溫濕度獨立控制系統，其特征在于:所述系統為降溫調溫型溫濕度獨立控制系統，它包括:通風系統、低溫流體回路、中溫流體回路、冷凝干燥器和氣液換熱器，其中: 通風系統包括除濕支路、補熱支路、通風主路和風機，除濕支路上布設冷凝干燥器組件，通過冷凝干燥器與低溫流體回路耦合連接，除濕支路和補熱支路并聯，兩個支路匯集后構成通風主路，通風主路上布設氣液換熱器，通過氣液換熱器與中溫流體回路耦合連接，風機布設在通風主路上，位于氣液換熱器后端；除濕支路中空氣來自空間飛行器密封艙中人活動區，補熱支路中空氣來自空間飛行器密封艙儀器設備區，除濕支路與補熱支路具有并聯結構關系，兩者空氣混合后進入通風主路；為實現通風系統空氣控濕功能，在除濕支路設置冷凝干燥器，冷凝干燥器是一個具有冷凝水收集功能的氣液換熱組件，氣側為除濕支路空氣，氣側入口空氣溫度范圍為25 30°C，液側為低溫流體，液側入口流體溫度范圍為2 8°C，低溫流體來自低溫流體回路，對除濕支路空氣進行除濕調節；為實現通風系統空氣控溫功能，在通風主路設置氣液換熱器，氣液換熱器是一個熱量交換組件，氣側為通風主路空氣，液側為中溫流體，液側入口流體溫度范圍為15 18°C，液側中溫流體來自中溫流體回路，對通風主路空氣進行降溫調節；通風主路空氣經過冷凝干燥器控濕和氣液換熱器控溫后達到控制目標要求，根據工作模式不同，空氣溫濕度控制目標通常在19 23°C、30% 70%范圍內選取，經過溫濕度控制調節后的空氣，在風機動力作用下，返回空間飛行器密封艙中的人活動區和儀器設備區，實現空間飛行器密封艙內部空氣的密閉循環流動。
2.空間飛行器密封艙溫濕度獨立控制系統，其特征在于:所述系統為升溫調溫型溫濕度獨立控制系統，它包括通風系統、低溫流體回路、中溫流體回路、冷凝干燥器和氣液換熱器，其中: 通風系統僅有通風主路和風機，不設置支路，通風主路空氣來自空間飛行器密封艙人活動區，為實現通風系統空氣控濕和控溫功能，冷凝干燥器和氣液換熱器均設置在通風主路，且冷凝干燥器位于氣液換熱器上游，兩者存在串聯結構關系，風機設置在通風主路，位于氣液換熱器后端；在風機抽吸作用下，通風主路空氣首先經進入冷凝干燥器進行降溫除濕，冷凝干燥器是一個具有冷凝水收集功能的氣液換熱組件，氣側為通風主路空氣，氣側入口空氣溫度范圍為25 30°C，液側為低溫流體，液側入口流體溫度范圍為2 8°C，低溫流體來自低溫流體回路，對除濕支路空氣進行除濕調節；經過冷凝干燥器降溫除濕后的低溫空氣，所述低溫空氣溫度范圍為8 15°C，進入氣液換熱器，氣液換熱器是一個熱量交換組件，氣側為通風主路空氣，液側為中溫流體，液側入口流體溫度范圍為22 25°C，液側中溫流體來自中溫流體回路，對通風主路空氣進行升溫調節；通風主路空氣經過冷凝干燥器控濕和氣液換熱器控溫后達到控制目標要求，根據工作模式不同，空氣溫濕度控制目標通常在19 23°C、30% 70%范圍內選取；經過溫濕度控制調節后的空氣，在風機動力作用下，返回空間飛行器密封艙人活動區和儀器設備區，實現空間飛行器密封艙內部空氣的密閉循環流動。
3.根據權利要求1或2所述的空間飛行器密封艙溫濕度獨立控制系統，其特征在于:所述低溫流體回路包括低溫回路溫控閥、低溫主路、冷凝干燥器主路和冷凝干燥器旁路，且其工質降溫由航天器外回路耦合換熱實現； 所述低溫回路溫控閥是三通電動調節閥，溫控閥三通接口為流體入口、主路出口和旁路出口，分別與低溫主路，冷凝干燥器主路和冷凝干燥器旁路連接；當溫控閥開度增大時，冷凝干燥器主路流量增大，冷凝干燥器旁路流量減少，此時流經冷凝干燥器的低溫流體流量增大，冷凝干燥器換熱量增大，通風系統除濕量增大；當溫控閥開度減少時，冷凝干燥器主路流量減小，冷凝干燥器旁路流量增大，此時流經冷凝干燥器的低溫流體流量減小，冷凝干燥器換熱量減小，通風系統除濕量減少；通過低溫回路溫控閥控制調節實現通風系統除濕量調節，從而實現密封艙內空氣濕度調節。
4.根據權利要求1或2所述空間飛行器密封艙溫濕度獨立控制系統，其特征在于:所述中溫流體回路包括中溫回路溫控閥、中溫主路、氣液換熱器主路和氣液換熱器旁路，且其工質升溫主要由密封艙內儀器設備耦合換熱實現； 所述中溫回路溫控閥是三通電動調節閥，溫控閥三通接口為流體入口、主路出口和旁路出口，分別與中溫主路，氣液換熱器主路和氣液換熱器旁路連接；當溫控閥開度增大時，氣液換熱器主路流量增大，氣液換熱器旁路流量減少，此時流經氣液換熱器的中溫流體流量增大，氣液換熱器換熱量增大，通風系統空氣升溫能力增大；當溫控閥開度減少時氣液換熱器主路流量減小，氣液換熱器旁路流量增大，此時流經氣液換熱器的中溫流體流量減小，氣液換熱器換熱量減小，通風系統空氣升溫能力減小；通過中溫回路溫控閥控制調節可以實現通風系統升溫能力調節，從而實現密封艙內空氣溫度調節。
5.空間飛行器密封艙溫濕度獨立控制方法，其特征在于:溫度和濕度采用雙閉環獨立反饋控制，其中: 所述溫度反饋控制，以溫度控制器作為控制算法運算核心、通風系統控制點溫度作為反饋、以中溫回路溫控閥作為執行部件、以氣液換熱器換熱量作為控制對象，最終實現通風系統控制點空氣溫度控制，具體實現流程為: (1)設置控制點的空氣溫度參考值TOT，并采集控制點空氣溫度T。作為反饋量； (2)經過差值運算獲取溫度偏差eT，并將溫度偏差eT作為輸入送至溫度控制器； (3)溫度控制器根據溫度偏差eT，進行控制算法運算，生成控制驅動信號uT； (4)控制驅動信號uT作用于動作執行部件中溫回路溫控閥； (5)中溫回路溫控閥控制氣液換熱器換熱能力，實現通風系統空氣溫度控制； 所述濕度反饋控制，以濕度控制器作為控制算法運算核心、通風系統控制點相對濕度作為反饋、以低溫回路溫控閥作為執行部件、以冷凝干燥器換熱量作為控制對象，最終實現通風系統控制點空氣濕度控制，具體實現流程為: (1)設置控制點的空氣相對濕度參考值Hot，并采集控制點空氣相對濕度H。作為反饋量; (2)經過差值運算生產相對濕度偏差eH，并將相對濕度偏差eH作為輸入送至濕度控制器； (3)濕度控制器根據濕度偏差eH，經過控制算法運算，生成控制驅動信號uH； (4)控制驅動信號uH作用于動作執行部件低溫回路溫控閥； (5)低溫回路溫控閥控制冷凝干燥器換熱能力，實現通風系統空氣濕度控制。
全文摘要
本發明屬于空間飛行器密封艙環境熱控技術領域，涉及一種空間飛行器密封艙溫濕度獨立控制系統及實現方法。本發明通過空氣濕度和溫度獨立控制系統結構和實現方法設計，實現空間飛行器密封艙內空氣溫度和濕度的解耦控制，從而克服一體化溫濕度控制系統難以同時滿足空氣溫度和濕度雙重目標控制要求的不足，滿足未來空間飛行器密封艙溫濕度控制的精細化要求。
文檔編號F24F13/30GK103225857SQ20131005264
公開日2013年7月31日 申請日期2013年2月18日 優先權日2013年2月18日
發明者滿廣龍, 劉東曉, 曹劍峰, 范宇峰, 韓海鷹 申請人:北京空間飛行器總體設計部