舱外航天服温控系统的研究现状与展望
作者：赵朝义 孙金镖 袁修干
单位：赵朝义 袁修干 北京航空航天大学，北京 100083；孙金镖 航天医学工程研究所，北京 100094
关键词：航天服；热沉；温度控制；舱外活动
航天医学与医学工程990217摘要：随着出舱活动时间的增长，对舱外航天服的温控提出了更高的要求。本文综述了舱外航天服温控系统的研究进展，对辐射器、冰盒、金属氢化物热泵、相变储热/辐射器式热沉和升华器等几种热沉方案进行了比较分析。论述了自动温控应满足的要求，并分析了已有的航天服自动温控方案。最后展望了航天服温控系统的发展趋势。
中图分类号：R852.81 文献标识码：A 文章编号：1002-0837(1999)02-0149-05
The Present Status and Development of Thermal Control System of
, 百拇医药
Spacesuits for Extravehicular Activity
ZHAO Chao-yi，SUN Jin-biao，YUAN Xiu-gan
Abstract：With the extension of extravehicular activity(EVA) duration, the need for more effective thermal control of EVA spacesuits is required. The specific schemes investigated in heat sink system for EVA are discussed,including radiator, ice storage, metal hydride heat pump, phase-change storage/radiator and sublimator. The importance and requirements of automatic thermal control for EVA are also discussed.Existed automatic thermal control for EVA are reviewed.Prospects of further developments of thermal control of spacesuits for EVA are proposed.
, 百拇医药
Key words：space suits;heat sinks;temperature control;extravehicular activity.
Address reprint requests to:ZHAO Chao-yi.Beijing University of Aeronautics and Astronantics,Beijing 100083,China
舱外航天服是保证航天员安全、有效完成出舱活动(Extravehicular Activity, EVA)的重要手段。其基本功能是保护航天员不受宇宙空间恶劣环境的影响，并为航天员个体提供赖以生存的微环境。随着载人航天科学技术的发展，航天员出舱活动越来越频繁，出舱活动的时间也越来越长，对舱外航天服的设计提出了更高的要求[1～3]。
温控是舱外航天服的最重要的功能之一。温控系统的作用是将航天员的生理产热、系统设备产热和来自环境的热负荷排放到环境中，并维持航天员的热舒适状态，保证其正常的生理活动和较高的工作效率。在早期的舱外航天服设计中是通过通风来维持航天员的热舒适性，后来发现由于航天员在出舱活动中会产生大量的代谢产热，仅靠通风无法满足航天员热舒适性的要求，因此，现在的舱外航天服中都采用液冷服，通过液冷和通风两种方式来维持航天员的热舒适性。
, 百拇医药
温控系统的热沉
温控系统有以下排热方法：向宇宙空间辐射热量、用蓄冷器吸收热量、向真空中排放相变物质带走热量，以及上述方法的综合使用。温控系统按是否向宇宙空间排放物质，可分为开式(venting)和闭式(nonventing)两类。由于向宇宙空间排放物质会造成太空污染，同时，开式系统在每次出舱活动之前要求补充消耗性物质，因此，闭式系统将成为温控系统一种新的发展趋势。
影响温控系统设计的主要因素是出舱活动时间。出舱活动时间决定了温控系统的能力，出舱活动时间越长，总的热载荷越大，对热沉的散热能力要求也就越高。由于温控系统的体积、重量在整个生保系统中占有较大的比例，因此，在设计中对温控系统的体积和重量有严格的要求，这两个参数决定了相应设计方案的可行性。目前，舱外航天服温控系统一般按8 h出舱活动时间设计，而温控系统的重量和体积应控制在航天器结构和便携式系统允许的范围内。除了以上因素之外，系统总的生命周期费用，安全性，可靠性，维护性等也是必须考虑的因素。
, 百拇医药
下面对目前所使用或正在研制中的温控系统的热沉分别予以介绍，并进行比较分析。
辐射器 理论上，用辐射器作为热沉是非常理想的，它无污染，不需再生，不消耗物质。但在实际应用中，辐射器的能力受到背包上可安装辐射板的面积、辐射器表面性质、辐射器的朝向和外界辐射到辐射板的热流等因素所限制。辐射器的散热能力很不稳定。可采用蒸汽压缩式热泵和辐射器相结合的形式。但这一系统需要消耗80～200 W的功率。除非能制造出耗能低的高性能压缩机，否则这一系统根本不适用。
冰盒 美国在70年代就开始了以冰相变蓄冷为基础的热沉的研究工作，这类系统有两种结构形式：直接接触和非直接接触。所谓直接接触是指液冷服的冷却回路中的水和冰直接接触，而非直接接触则是通过热交换器将冷却回路的热载荷传给冰蓄冷系统。由于不需要使用热交换器，如采用直接接触的方式，系统的体积和重量可能会小一些，但详细分析表明，由于采用直接接触方式时传热系数较低，所需传热面积大，实际上整个装置的体积和重量较非直接接触式更大。另外，采用直接接触式还会影响冷却回路中水的质量，再生也比较困难。采用非直接接触式冰蓄冷系统，需消耗的功率为40 W左右，其再生温度在0℃以下，这一温度低于空间站中水的温度(4.4～7.2℃)，需通过热电式热泵来实现。由于该系统的体积较大，仅适用于EVA时间不超过4 h的情况。
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金属氢化物热泵 其原理是利用金属氢化物的吸热、放热反应来提高辐射器的表面温度。该系统包括两个反应器，这两个反应器中分别填充了不同种类的金属氢化物。当处于工作状态时，冷却水携带的热量经过换热器传给第一个反应器中的工质，工质吸收热量，通过氢气的分解将热量带走，分解出的氢气经过滤调压后被第二个反应器中的工质吸收，吸收过程为放热过程，放出的热量经辐射器排放到环境中去。再生过程是在空间站中进行的。利用太阳的辐射热或电加热第二个反应器中的工质，氢气被分解出来，分解出的氢气在第一个反应器中被重新吸收，吸收过程中放出的热量由空间站的温控系统带走。
该系统的优点是再生容易，并且能在常温下储存能量；缺点是由于装置中有两个相同体积的反应器，对于8 h的EVA来说，系统体积过大。开式系统只有一个反应器，产生的氢气直接排放到真空环境中，和辐射器一起使用时，它仅作为一辅助温控系统，因此整个装置的体积要小得多。由于排放到环境中的是氢气，因而不存在象水那样的污染问题。对于一次EVA，这种系统要消耗0.23～0.68 kg的氢气。此系统还有待进一步实验验证。
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相变储热/辐射器式热沉 它是一个可再生的闭式热沉，由辐射器、相变储热装置和冷板热交换器组成，辐射器散去部分的热负荷，相变储热装置吸收剩余的热负荷。它利用了辐射器与相变储热的优点，是一个很有希望的热沉。根据液冷服的冷却水温度和其它的有关要求，采用石蜡作为相变材料储存热能，根据相变材料的熔点不同，这类系统有三种形式：低熔点石蜡；低熔点石蜡+高熔点石蜡；高熔点石蜡。低熔点石蜡有C14H30(熔点5.9℃，熔化潜热为228 J/g)或C15H32(熔点10.0℃，熔化潜热163 J/g)。C15H32的缺点是相变潜热小。而C14H30由于其熔点低，与空间站中循环水的温差小，再生过程缓慢。分析表明，采用这种温控方式，生保系统的体积比较大。为了减少系统的体积，提出了同时使用低熔点石蜡和高熔点石蜡作为相变材料的设计方案。高熔点石蜡C16H34(熔点为17.9℃，熔化潜热为236 J/g)能满足大多数情况下航天员热舒适性的要求，而低熔点C14H30石蜡只用于高代谢产热的情况。第三种形式采用高熔点石蜡C16H34作为相变材料，当温控能力不能满足要求时，采用热电式热泵作为辅助手段，这种方法需要消耗20～30 W的功率。
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升华器或蒸发器 利用宇宙空间的高真空环境，依靠相耗性物质(例如水)变为气态的吸热相变，将热量排往空间。它可有蒸发器(由液态变为气态)和升华器(由液态变为固态，再由固态变为气态)两种形式。美国航天飞机上的舱外航天服采用的为水升华器。此类方案的优点是温控系统的体积和重量小。但由于其采用消耗性物质，如水升华器每次出舱活动要消耗2.7～3.6 kg的水，对于出舱活动频繁的空间站来说，消耗品补给将是一个沉重的负担。此外，升华到空间中的水蒸汽还会造成污染，影响空间站一些仪器设备的正常工作。
表1对几种方案的体积和重量进行了比较，在不考虑消耗品的补给时，采用水升华原理的温控装置的体积和重量最小，但这类系统仅适用于EVA次数少的情况。对于空间站，可采用双石蜡带辐射器或开式金属氢化物热泵加辐射器的温控方式是值得深入探讨的方法。还需要对相变材料进行深入研究，找出相变温度和潜热更合适的相变材料，使体积进一步的减小。
表1 各方案的比较
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Table 1 Comparison of the various schemes 方案(schemes)
体积(volume)(m3)
重量(weight)(kg)
备注(notes)
蒸汽压缩式热泵
0.040
43.68
包括辐射器
(vapor compression heat pump)
(including radiator)
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冰盒(ice pack)
0.058
88.00
间接接触(indirect contact)
单石蜡/辐射器(低)
(single wax/radiator-low temp.wax)
0.036
43.23
C15H32
双石蜡/辐射器(dual wax/radiater)
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0.024
36.83
C14H30/C16H34
单石蜡/辐射器(高)
(single wax/radiator-hight temp wax)
0.048
62.37
C16H34
金属氢化物(闭式)
(metal hydride heat pump-nonventing)
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0.023
128.82
金属氢化物(开式)
(metal hydride heat pump-venting)
0.015
63.50
升华器及附件
0.009
9.07
依据航天飞机
(submilator and accessories)
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(depend on the space shuttle)
舱外航天服的温度控制系统 航天员的的大部分代谢热量都是通过液冷服带走的，通风回路只带走一小部分，因此对液冷服的温度控制是很重要的。液冷服中冷却介质的流速的改变不能显著地改变除热率，而改变冷却介质温度能有效地控制液冷服的除热率。目前，俄罗斯和美国的航天员都是通过手动调节液冷服入口冷却介质的温度来满足其热舒适性的要求。从美国和俄罗斯的出舱活动经验可知，航天员执行出舱活动的任务时，经常出现过冷或过热的问题。美国的“阿波罗”号飞船和“天空实验室”出舱活动中，就发生了多起明显的过冷和冷却不足的情况[3]。这主要是由于温度控制系统(手动调节)调节不善的缘故。航天员倾向于长时间保持温度调节阀在最小或中度冷却的模式，而不愿频繁地调节。
由于出舱活动的高复杂性和高成本，要求航天员要有尽可能高的工作效率，从而减少出舱活动的时间，而航天员使用手动温度控制则容易分散航天员的注意力，对他们执行任务产生干扰。由于环境和工作负荷的影响，航天员经常出现调节不当，造成热状态不适，并且再恢复到舒适的状态是相当困难的。因此，研制一个能自动感知和补偿这些变化的液冷服自动温控系统来代替手动控制，是十分必要的。随着航天员出舱活动越来越频繁，每一次出舱活动的时间也越来越长，对舱外航天服的自动温控的需求变得更加迫切。
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人的热调节机理是高度非线性的，至今还没有被很好地了解，而且这些机理和复杂的航天服的各部件相互影响，使得航天服的自动温控变得相当困难。舱外航天服温控示意图如图1所示。手动控制器是一个最简单的控制器，它仅接受航天员的控制输入，即航天员的手动调节，只输出决定液冷服入口水温的控制信号，探测器的信号对控制器没有直接的影响，而是作为航天员的监视信号和其自身的主观感觉一起，从而决定控制输入。
图1 航天员温控问题示意图
Fig.1 Schematic of the general problem of temperature
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control for space suit
舱外航天服自动温控系统应满足的要求
(1)需要测量的参数应最少，生理测量应是可靠的，并要求其安装和使用与航天服相协调；
(2)控制器应在出舱活动的整个代谢范围(58～586W)内和所有可能的环境状况下是稳定的；
(3)应避免漂移，对代谢产热的变化应有敏感的反应并实施实时控制；
(4)温控系统应该有微调机构，以便兼顾航天员的个体差异；
(5)在任何状况下工作时，应使航天员的热状况接近于舒适，应避免过热、寒冷及寒颤等现象的发生；
(6)必须把手动控制作为自动控制系统的备份；
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(7)自动控制的效果不应比手动控制的差。
舱外航天服自动温度控制方案
美国和俄罗斯在本世纪60年代就开始了液冷服温度自动控制的研究，提出了多种控制策略，各控制器的主要区别在于它们所采用的热舒适标准及所采用的控制技术。
温度控制器 根据皮肤温度或平均身体温度，调整液冷服的入口温度，使皮肤温度或身体温度保持恒定。根据有关的生理知识，皮肤温度应随代谢率的增长而降低，以利于散热。某些温度的测量在空间比较困难，测量仪器还会给航天服的穿脱带来不便。故此类控制器未得到认真考虑。
湿度损失率控制器 根据汗的蒸发率，调整液冷服的入口温度。当代谢率增加和稳定时，此控制器可很好地实现舒适；但当代谢率突然下降时，由于储存在服装内的汗液继续蒸发从而导致出现过冷的现象。当探测到有明显的出汗时，再进行冷却已为时过晚。
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氧气消耗率控制器 根据由氧气消耗速率估计的代谢率，调整液冷服的入口温度以除去航天员产生的代谢热。此控制器中没有考虑环境加在液冷服的热负荷，另外，航天员发生寒颤时也会出现问题，航天员受到过冷刺激而产生寒颤，肌肉活动加剧，耗氧量增大，导致液冷服温度下降而使寒颤加剧，形成恶性循环。而且在EVA期间，准确地测量氧气的消耗率比较困难。
储热控制器 根据当前液冷服的入口温度和通过液冷服后的温度降低，以运行41节点瞬态人体代谢模型导出的传递函数为依据，调整液冷服的入口温度。显然，此控制器和41节点模型的准确性有很大的关系。
混合控制器 根据皮肤温度和液冷服的散热率(由出、入口的水温之差确定)，调整液冷服的入口温度。此控制器利用了液冷服的除热率和皮肤的舒适温度成线性关系的假设，而此假设是不可靠的。
这些控制器虽然实现了部分自动控制功能，但尚存在些不足，未达到实用的要求。航天服的自动温度控制技术是不断发展的，近几年，又有人开始了对航天服的自动温度控制的研究[3,10,11]。以前的方案依靠稳态舒适指数，在出舱活动中，代谢率和环境的变化及航天服的各部件都是瞬态变化的，因此有必要建立和使用瞬态舒适指数。另外，研制新的温度控制器要和液冷服与通风服的设计结合起来，以利于达到最佳的舒适状况。在控制策略上，可采用智能控制技术，如神经网络和模糊逻辑等。它们是能有效地处理复杂的、非线性系统的新工具，比较适用于建立人体热调节这样复杂的模型和实现液冷服的自动温度控制。神经网络芯片和模糊逻辑硬件(在集成度方面、微型化方面的)快速发展，可满足航天员便携式生保系统的容错度、低重量/体积/能耗方面的要求。
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结束语
随着航天员出舱活动频繁度和时间的增加，尽量避免使用消耗性物质，发展可再生的闭式系统。采用自动温度控制技术代替手动控制是舱外航天服温控系统新的发展趋势。
参考文献
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[3]Smith LF, Campbell AB, Nair Satish S et al. Issues in the development of automatic thermal control for portable life support systems[R]. SAE-941383,1994
[4]Sttrumpf. Hal.J,Vulgner AA.Heat rejection system for an advanced extravehicular mobility unit portable life support system[C].In: Proceeding of 4th European Symposium Space Environmental and Control Systems.Florence, Italy, Oct 21-24,1991:1099～1106
[5]Bayes SA, Trevino LA,Dinsmore CE.A nonventing cooling system for space environment extravehicular activity, using radiation and regenerable thermal storage[C]. In: SAE 1988 Transactions，Journal of Aerospace. Warrendale, PA: Society of Automotive Engineers,Inc,1989:1461～1471
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, 百拇医药
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[12]庞 诚，顾鼎良，袁修干. 航天员的产热和散热问题[J]. 中国空间科学技术，1994,14(6)：1～10
收稿日期：1998-04-13, 百拇医药
单位：赵朝义 袁修干 北京航空航天大学，北京 100083；孙金镖 航天医学工程研究所，北京 100094
关键词：航天服；热沉；温度控制；舱外活动
航天医学与医学工程990217摘要：随着出舱活动时间的增长，对舱外航天服的温控提出了更高的要求。本文综述了舱外航天服温控系统的研究进展，对辐射器、冰盒、金属氢化物热泵、相变储热/辐射器式热沉和升华器等几种热沉方案进行了比较分析。论述了自动温控应满足的要求，并分析了已有的航天服自动温控方案。最后展望了航天服温控系统的发展趋势。
中图分类号：R852.81 文献标识码：A 文章编号：1002-0837(1999)02-0149-05
The Present Status and Development of Thermal Control System of
, 百拇医药
Spacesuits for Extravehicular Activity
ZHAO Chao-yi，SUN Jin-biao，YUAN Xiu-gan
Abstract：With the extension of extravehicular activity(EVA) duration, the need for more effective thermal control of EVA spacesuits is required. The specific schemes investigated in heat sink system for EVA are discussed,including radiator, ice storage, metal hydride heat pump, phase-change storage/radiator and sublimator. The importance and requirements of automatic thermal control for EVA are also discussed.Existed automatic thermal control for EVA are reviewed.Prospects of further developments of thermal control of spacesuits for EVA are proposed.
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Key words：space suits;heat sinks;temperature control;extravehicular activity.
Address reprint requests to:ZHAO Chao-yi.Beijing University of Aeronautics and Astronantics,Beijing 100083,China
舱外航天服是保证航天员安全、有效完成出舱活动(Extravehicular Activity, EVA)的重要手段。其基本功能是保护航天员不受宇宙空间恶劣环境的影响，并为航天员个体提供赖以生存的微环境。随着载人航天科学技术的发展，航天员出舱活动越来越频繁，出舱活动的时间也越来越长，对舱外航天服的设计提出了更高的要求[1～3]。
温控是舱外航天服的最重要的功能之一。温控系统的作用是将航天员的生理产热、系统设备产热和来自环境的热负荷排放到环境中，并维持航天员的热舒适状态，保证其正常的生理活动和较高的工作效率。在早期的舱外航天服设计中是通过通风来维持航天员的热舒适性，后来发现由于航天员在出舱活动中会产生大量的代谢产热，仅靠通风无法满足航天员热舒适性的要求，因此，现在的舱外航天服中都采用液冷服，通过液冷和通风两种方式来维持航天员的热舒适性。
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温控系统的热沉
温控系统有以下排热方法：向宇宙空间辐射热量、用蓄冷器吸收热量、向真空中排放相变物质带走热量，以及上述方法的综合使用。温控系统按是否向宇宙空间排放物质，可分为开式(venting)和闭式(nonventing)两类。由于向宇宙空间排放物质会造成太空污染，同时，开式系统在每次出舱活动之前要求补充消耗性物质，因此，闭式系统将成为温控系统一种新的发展趋势。
影响温控系统设计的主要因素是出舱活动时间。出舱活动时间决定了温控系统的能力，出舱活动时间越长，总的热载荷越大，对热沉的散热能力要求也就越高。由于温控系统的体积、重量在整个生保系统中占有较大的比例，因此，在设计中对温控系统的体积和重量有严格的要求，这两个参数决定了相应设计方案的可行性。目前，舱外航天服温控系统一般按8 h出舱活动时间设计，而温控系统的重量和体积应控制在航天器结构和便携式系统允许的范围内。除了以上因素之外，系统总的生命周期费用，安全性，可靠性，维护性等也是必须考虑的因素。
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下面对目前所使用或正在研制中的温控系统的热沉分别予以介绍，并进行比较分析。
辐射器 理论上，用辐射器作为热沉是非常理想的，它无污染，不需再生，不消耗物质。但在实际应用中，辐射器的能力受到背包上可安装辐射板的面积、辐射器表面性质、辐射器的朝向和外界辐射到辐射板的热流等因素所限制。辐射器的散热能力很不稳定。可采用蒸汽压缩式热泵和辐射器相结合的形式。但这一系统需要消耗80～200 W的功率。除非能制造出耗能低的高性能压缩机，否则这一系统根本不适用。
冰盒 美国在70年代就开始了以冰相变蓄冷为基础的热沉的研究工作，这类系统有两种结构形式：直接接触和非直接接触。所谓直接接触是指液冷服的冷却回路中的水和冰直接接触，而非直接接触则是通过热交换器将冷却回路的热载荷传给冰蓄冷系统。由于不需要使用热交换器，如采用直接接触的方式，系统的体积和重量可能会小一些，但详细分析表明，由于采用直接接触方式时传热系数较低，所需传热面积大，实际上整个装置的体积和重量较非直接接触式更大。另外，采用直接接触式还会影响冷却回路中水的质量，再生也比较困难。采用非直接接触式冰蓄冷系统，需消耗的功率为40 W左右，其再生温度在0℃以下，这一温度低于空间站中水的温度(4.4～7.2℃)，需通过热电式热泵来实现。由于该系统的体积较大，仅适用于EVA时间不超过4 h的情况。
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金属氢化物热泵 其原理是利用金属氢化物的吸热、放热反应来提高辐射器的表面温度。该系统包括两个反应器，这两个反应器中分别填充了不同种类的金属氢化物。当处于工作状态时，冷却水携带的热量经过换热器传给第一个反应器中的工质，工质吸收热量，通过氢气的分解将热量带走，分解出的氢气经过滤调压后被第二个反应器中的工质吸收，吸收过程为放热过程，放出的热量经辐射器排放到环境中去。再生过程是在空间站中进行的。利用太阳的辐射热或电加热第二个反应器中的工质，氢气被分解出来，分解出的氢气在第一个反应器中被重新吸收，吸收过程中放出的热量由空间站的温控系统带走。
该系统的优点是再生容易，并且能在常温下储存能量；缺点是由于装置中有两个相同体积的反应器，对于8 h的EVA来说，系统体积过大。开式系统只有一个反应器，产生的氢气直接排放到真空环境中，和辐射器一起使用时，它仅作为一辅助温控系统，因此整个装置的体积要小得多。由于排放到环境中的是氢气，因而不存在象水那样的污染问题。对于一次EVA，这种系统要消耗0.23～0.68 kg的氢气。此系统还有待进一步实验验证。
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相变储热/辐射器式热沉 它是一个可再生的闭式热沉，由辐射器、相变储热装置和冷板热交换器组成，辐射器散去部分的热负荷，相变储热装置吸收剩余的热负荷。它利用了辐射器与相变储热的优点，是一个很有希望的热沉。根据液冷服的冷却水温度和其它的有关要求，采用石蜡作为相变材料储存热能，根据相变材料的熔点不同，这类系统有三种形式：低熔点石蜡；低熔点石蜡+高熔点石蜡；高熔点石蜡。低熔点石蜡有C14H30(熔点5.9℃，熔化潜热为228 J/g)或C15H32(熔点10.0℃，熔化潜热163 J/g)。C15H32的缺点是相变潜热小。而C14H30由于其熔点低，与空间站中循环水的温差小，再生过程缓慢。分析表明，采用这种温控方式，生保系统的体积比较大。为了减少系统的体积，提出了同时使用低熔点石蜡和高熔点石蜡作为相变材料的设计方案。高熔点石蜡C16H34(熔点为17.9℃，熔化潜热为236 J/g)能满足大多数情况下航天员热舒适性的要求，而低熔点C14H30石蜡只用于高代谢产热的情况。第三种形式采用高熔点石蜡C16H34作为相变材料，当温控能力不能满足要求时，采用热电式热泵作为辅助手段，这种方法需要消耗20～30 W的功率。
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升华器或蒸发器 利用宇宙空间的高真空环境，依靠相耗性物质(例如水)变为气态的吸热相变，将热量排往空间。它可有蒸发器(由液态变为气态)和升华器(由液态变为固态，再由固态变为气态)两种形式。美国航天飞机上的舱外航天服采用的为水升华器。此类方案的优点是温控系统的体积和重量小。但由于其采用消耗性物质，如水升华器每次出舱活动要消耗2.7～3.6 kg的水，对于出舱活动频繁的空间站来说，消耗品补给将是一个沉重的负担。此外，升华到空间中的水蒸汽还会造成污染，影响空间站一些仪器设备的正常工作。
表1对几种方案的体积和重量进行了比较，在不考虑消耗品的补给时，采用水升华原理的温控装置的体积和重量最小，但这类系统仅适用于EVA次数少的情况。对于空间站，可采用双石蜡带辐射器或开式金属氢化物热泵加辐射器的温控方式是值得深入探讨的方法。还需要对相变材料进行深入研究，找出相变温度和潜热更合适的相变材料，使体积进一步的减小。
表1 各方案的比较
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Table 1 Comparison of the various schemes 方案(schemes)
体积(volume)(m3)
重量(weight)(kg)
备注(notes)
蒸汽压缩式热泵
0.040
43.68
包括辐射器
(vapor compression heat pump)
(including radiator)
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冰盒(ice pack)
0.058
88.00
间接接触(indirect contact)
单石蜡/辐射器(低)
(single wax/radiator-low temp.wax)
0.036
43.23
C15H32
双石蜡/辐射器(dual wax/radiater)
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0.024
36.83
C14H30/C16H34
单石蜡/辐射器(高)
(single wax/radiator-hight temp wax)
0.048
62.37
C16H34
金属氢化物(闭式)
(metal hydride heat pump-nonventing)
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0.023
128.82
金属氢化物(开式)
(metal hydride heat pump-venting)
0.015
63.50
升华器及附件
0.009
9.07
依据航天飞机
(submilator and accessories)
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(depend on the space shuttle)
舱外航天服的温度控制系统 航天员的的大部分代谢热量都是通过液冷服带走的，通风回路只带走一小部分，因此对液冷服的温度控制是很重要的。液冷服中冷却介质的流速的改变不能显著地改变除热率，而改变冷却介质温度能有效地控制液冷服的除热率。目前，俄罗斯和美国的航天员都是通过手动调节液冷服入口冷却介质的温度来满足其热舒适性的要求。从美国和俄罗斯的出舱活动经验可知，航天员执行出舱活动的任务时，经常出现过冷或过热的问题。美国的“阿波罗”号飞船和“天空实验室”出舱活动中，就发生了多起明显的过冷和冷却不足的情况[3]。这主要是由于温度控制系统(手动调节)调节不善的缘故。航天员倾向于长时间保持温度调节阀在最小或中度冷却的模式，而不愿频繁地调节。
由于出舱活动的高复杂性和高成本，要求航天员要有尽可能高的工作效率，从而减少出舱活动的时间，而航天员使用手动温度控制则容易分散航天员的注意力，对他们执行任务产生干扰。由于环境和工作负荷的影响，航天员经常出现调节不当，造成热状态不适，并且再恢复到舒适的状态是相当困难的。因此，研制一个能自动感知和补偿这些变化的液冷服自动温控系统来代替手动控制，是十分必要的。随着航天员出舱活动越来越频繁，每一次出舱活动的时间也越来越长，对舱外航天服的自动温控的需求变得更加迫切。
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人的热调节机理是高度非线性的，至今还没有被很好地了解，而且这些机理和复杂的航天服的各部件相互影响，使得航天服的自动温控变得相当困难。舱外航天服温控示意图如图1所示。手动控制器是一个最简单的控制器，它仅接受航天员的控制输入，即航天员的手动调节，只输出决定液冷服入口水温的控制信号，探测器的信号对控制器没有直接的影响，而是作为航天员的监视信号和其自身的主观感觉一起，从而决定控制输入。
图1 航天员温控问题示意图
Fig.1 Schematic of the general problem of temperature
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control for space suit
舱外航天服自动温控系统应满足的要求
(1)需要测量的参数应最少，生理测量应是可靠的，并要求其安装和使用与航天服相协调；
(2)控制器应在出舱活动的整个代谢范围(58～586W)内和所有可能的环境状况下是稳定的；
(3)应避免漂移，对代谢产热的变化应有敏感的反应并实施实时控制；
(4)温控系统应该有微调机构，以便兼顾航天员的个体差异；
(5)在任何状况下工作时，应使航天员的热状况接近于舒适，应避免过热、寒冷及寒颤等现象的发生；
(6)必须把手动控制作为自动控制系统的备份；
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(7)自动控制的效果不应比手动控制的差。
舱外航天服自动温度控制方案
美国和俄罗斯在本世纪60年代就开始了液冷服温度自动控制的研究，提出了多种控制策略，各控制器的主要区别在于它们所采用的热舒适标准及所采用的控制技术。
温度控制器 根据皮肤温度或平均身体温度，调整液冷服的入口温度，使皮肤温度或身体温度保持恒定。根据有关的生理知识，皮肤温度应随代谢率的增长而降低，以利于散热。某些温度的测量在空间比较困难，测量仪器还会给航天服的穿脱带来不便。故此类控制器未得到认真考虑。
湿度损失率控制器 根据汗的蒸发率，调整液冷服的入口温度。当代谢率增加和稳定时，此控制器可很好地实现舒适；但当代谢率突然下降时，由于储存在服装内的汗液继续蒸发从而导致出现过冷的现象。当探测到有明显的出汗时，再进行冷却已为时过晚。
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氧气消耗率控制器 根据由氧气消耗速率估计的代谢率，调整液冷服的入口温度以除去航天员产生的代谢热。此控制器中没有考虑环境加在液冷服的热负荷，另外，航天员发生寒颤时也会出现问题，航天员受到过冷刺激而产生寒颤，肌肉活动加剧，耗氧量增大，导致液冷服温度下降而使寒颤加剧，形成恶性循环。而且在EVA期间，准确地测量氧气的消耗率比较困难。
储热控制器 根据当前液冷服的入口温度和通过液冷服后的温度降低，以运行41节点瞬态人体代谢模型导出的传递函数为依据，调整液冷服的入口温度。显然，此控制器和41节点模型的准确性有很大的关系。
混合控制器 根据皮肤温度和液冷服的散热率(由出、入口的水温之差确定)，调整液冷服的入口温度。此控制器利用了液冷服的除热率和皮肤的舒适温度成线性关系的假设，而此假设是不可靠的。
这些控制器虽然实现了部分自动控制功能，但尚存在些不足，未达到实用的要求。航天服的自动温度控制技术是不断发展的，近几年，又有人开始了对航天服的自动温度控制的研究[3,10,11]。以前的方案依靠稳态舒适指数，在出舱活动中，代谢率和环境的变化及航天服的各部件都是瞬态变化的，因此有必要建立和使用瞬态舒适指数。另外，研制新的温度控制器要和液冷服与通风服的设计结合起来，以利于达到最佳的舒适状况。在控制策略上，可采用智能控制技术，如神经网络和模糊逻辑等。它们是能有效地处理复杂的、非线性系统的新工具，比较适用于建立人体热调节这样复杂的模型和实现液冷服的自动温度控制。神经网络芯片和模糊逻辑硬件(在集成度方面、微型化方面的)快速发展，可满足航天员便携式生保系统的容错度、低重量/体积/能耗方面的要求。
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结束语
随着航天员出舱活动频繁度和时间的增加，尽量避免使用消耗性物质，发展可再生的闭式系统。采用自动温度控制技术代替手动控制是舱外航天服温控系统新的发展趋势。
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收稿日期：1998-04-13, 百拇医药