帶有密封艙段的航天器進行熱平衡試驗時，為了模擬空間微重力下的氣體換熱方式，需要對密封艙內的壓力進行調節與控制。文章研究了航天器密封艙壓力模擬控制的特征，根據這些特征，采用特殊的方法解決了真空低溫環境下遠距離真空壓力柔性管道的密封與絕熱、密封艙內壓力準確測量、密封艙內壓力連續控制與調節、密封艙內環境狀況分析與監測、快速抽除與收集密封艙中大量沸點較高的可凝性蒸汽等難題，成功地對大型航天器密封艙在微重力狀態下的氣體換熱情況進行了地面模擬，使密封艙內的儀器設備經受了考核。

　　由于重力所引起的自然對流的影響，在地面常重力條件下對航天器進行的地面上流動換熱試驗和空間實際情況存在著一定偏差。為了較準確地模擬航天器熱平衡試驗在空間微重力條件下的流動換熱，通常采用降壓法來抑制地面試驗時自然對流的熱影響，艙內壓力越低，自然對流的影響就越小，當艙內壓力降低到一定程度時，自然對流的影響可以忽略，從而減少甚至消除航天器試驗與飛行狀態的差別。

　　基于以上研究背景，本文提出了一種航天器在地面進行熱平衡試驗時空間微重力下氣體換熱方式的模擬方法，并在某型號航天器熱平衡試驗中得到了成功的應用，取得了良好的效果。

1、航天器密封艙壓力模擬控制的特征

　　描述地面模擬對流換熱的無量綱控制方程組為

3、試驗應用及結果分析

　　壓控系統研制完成后，應首先對各個子系統進行單獨的調試，各子系統功能符合要求后，與模擬艙連接對整套系統進行調試，以確保壓控系統的各項技術指標滿足設計要求。

　　整套系統調試合格后，在某型號航天器熱平衡試驗中得到了應用，具體過程如下:

　　首先進行了密封艙內除水程序，在空間環境模擬器粗抽結束后，對航天器的密封艙進行抽氣，所用時間少于4 h，滿足要求。接著向密封艙內充入潔凈空氣至26 kPa，航天器進入自主飛行階段，通過壓控系統將艙內壓力控制在25.3 ～ 27.3 kPa 之間，滿足要求。最后進入留軌階段，壓控系統將密封艙壓力從26kPa 抽至低于100 Pa。在除水階段和留軌階段，液氮冷阱內通液氮吸附水蒸汽及其它可凝性氣體。航天器熱試驗結束后，從冷阱中放出約1.5 L 液體，水質混濁，呈淺黃色，發出異味，經化驗，含有苯、硅氧烷等有機化合物，說明冷阱起到了除水及收集艙內污染物的作用，同時壓控管道內未發現一滴水，說明管道的絕熱設計得當，整個試驗過程如圖3 所示。

圖3 某型號航天器熱平衡試驗密封艙內壓力變化曲線

4、結論

　　本文研究了真空熱環境下航天器密封艙壓力模擬控制的特征以及艙內壓力連續調節與控制的方法。成功解決了真空熱環境下壓力柔性管道的密封與絕熱、密封艙內壓力準確測量、密封艙內壓力連續控制與調節、密封艙內環境狀況分析與監測、快速抽除與收集密封艙內大量沸點較高的可凝性蒸汽等難題。首次對空間微重力下的氣體換熱方式進行了地面模擬，航天器密封艙壓力模擬控制方法的成功應用，為飛船等大型航天器的熱平衡試驗提供了重要的技術保證。