載人航天器系統(tǒng)級熱試驗技術現(xiàn)狀與展望

魏傳鋒，姚 峰

（中國空間技術研究院 載人航天總體部，北京 100094）

0 引言

我國載人航天工程的系統(tǒng)級熱試驗設備以KM6空間環(huán)境模擬器為代表[1]，為適應后續(xù)的空間站建設需求，KM8空間環(huán)境模擬器也在天津基地進行建設；同時進行了常壓熱試驗技術的相關研究[2]。

本文以服務空間站研制等后續(xù)載人航天器型號建設為出發(fā)點，對國外載人航天器的熱試驗技術進行了調(diào)研，對我國載人航天器熱試驗技術積累進行了總結，最后對我國載人航天器地面系統(tǒng)級熱試驗技術的發(fā)展進行了展望、提出了建議。

1 載人航天器熱設計特點

載人航天器較之衛(wèi)星在結構特性及熱設計方面有如下特點：

1）密封艙。密封艙必須滿足乘員和艙內(nèi)設備長期駐留的需求。艙外一般采用多層隔熱材料進行熱防護，艙內(nèi)采用流體回路和通風回路等主動熱控手段，通過輻射器將熱量排散到外界空間，因此密封艙內(nèi)溫度較為均勻，受空間外熱流的影響較小。

2）非密封艙。一般而言，資源艙或推進艙為非密封艙，其熱技術狀態(tài)與普通非密封式衛(wèi)星大體一致。

3）氣閘艙。一般情況下，氣閘艙內(nèi)充滿大氣且與密封艙連通；乘員出艙活動時，氣閘艙泄壓為真空環(huán)境，屬于非密封艙。

4）組合體?？臻g站等艙段組合體在軌飛行時，艙段規(guī)模大，各艙段之間存在較強的熱流、濕氣和污染物等的流通和調(diào)配，影響組合體的整體性能和乘員安全。因此，需對組合體模式下不同艙段的熱量調(diào)配、濕氣和污染物的擴散與流通能力進行考核。

5）部組件。載人航天器的艙外組件（包括非密封艙內(nèi)的部組件）長期工作在真空環(huán)境中，與衛(wèi)星設備所處環(huán)境大體一致；而密封艙內(nèi)組件工作環(huán)境則與地面環(huán)境相當，只是所處環(huán)境為強迫對流換熱。

對載人航天器熱設計而言，其熱試驗方案涉及組件級熱試驗以及熱平衡試驗、熱真空試驗、常壓熱試驗[3-4]等各種系統(tǒng)級熱試驗。

2 國外載人航天器熱試驗的發(fā)展情況

2.1 集成試驗

空間站集成ECLSS/TCS（環(huán)境控制與生命保障系統(tǒng)/熱控系統(tǒng)）試驗是一種系統(tǒng)級常壓試驗，用于單艙或多艙整體性能的鑒定和驗收。ISS（國際空間站）針對其美國艙段[5-6]、歐洲艙段以及日本艙段都建立了相應的地面集成試驗平臺。

ISS美國艙段的電池主/被動熱控系統(tǒng)和外部主動熱控系統(tǒng)通過真空熱試驗方式進行驗證，其余分系統(tǒng)均采用常壓熱試驗的方式進行驗證，尤其是艙段級或多艙段級的熱試驗基本都是在常壓條件下進行的集成試驗[7]。ISS美國艙段在肯尼迪航天中心主要進行環(huán)控、熱控和噪聲發(fā)射等試驗，包括艙內(nèi)流場試驗、流動平衡試驗、噪聲發(fā)射試驗和集成ECLSS/TCS試驗等。通過這些試驗，對艙間通風設計的合理性、艙內(nèi)通風系統(tǒng)設計的正確性以及艙內(nèi)噪聲水平進行了驗證，集成ECLSS/TCS試驗對系統(tǒng)的正常工作能力進行了驗證，并利用試驗數(shù)據(jù)對分析模型進行了修正[8]。此外，肯尼迪航天中心還建成了可以對 ISS多艙段進行集成試驗的MEIT（Multi-Element Integrated Test）系統(tǒng)[9-10]，可以進行系統(tǒng)功能、可操作性、艙段接口相容性，以及乘員和控制中心在軌程序等的驗證試驗。MEIT系統(tǒng)的實施共分3個階段，即MEITⅠ（USL和 MPLM 為其主要試驗對象）、MEITⅡ（增加了8A、9A及11A等飛行計劃所需的設備）和MEITⅢ（主要針對Node 2和日本艙段[10-12]進行設計）。

NASA馬歇爾空間飛行中心的集成ECLSS/TCS試驗平臺主要用于對ISS艙內(nèi)的空氣（壓力、成分和流動等）控制和熱量控制進行地面模擬，評估系統(tǒng)性能；此外，還用于評估分系統(tǒng)或部組件的升級改進對整個空間站的影響[13]。

ISS哥倫布艙（COLUMBUS）未進行整艙的真空熱試驗[14-15]，其地面集成系統(tǒng)試驗主要用于驗證環(huán)境控制系統(tǒng)設計（溫濕度控制性能驗證[16]、流場驗證[17]、艙內(nèi)污染驗證[18]）和對空間站集成全局熱數(shù)學模型（IOTMM）進行修正和驗證[19-23]。

ISS日本艙段的ELM-PS和PM是密封艙，其集成試驗[24]在 NASA肯尼迪航天中心完成，進行了主/被動熱控系統(tǒng)驗證和通風系統(tǒng)驗證。

2.2 真空熱試驗

1）ISS日本艙段ELM-PS的熱平衡試驗[24]

ISS的熱真空試驗設備都是針對部組件試驗（有鑒定試驗，也有驗收試驗）的。艙段級或多艙段級的熱試驗都是在常壓條件下完成的（日本艙段ELM-PS除外），考核不同艙段間的影響時采用多艙集成試驗。

NASDA對日本艙段中尺寸較小的ELM-PS進行了真空熱平衡試驗，而沒有對尺寸較大的PM進行真空熱試驗。

2）歐洲ATV（自動轉移飛行器）的熱試驗

歐洲ATV總長10.3 m，最大外徑4.51 m，質(zhì)量20 750 kg，分綜合貨運艙和推進艙2個艙段[25]。其熱真空試驗在歐洲LSS空間環(huán)境模擬器中進行，歷時21天。

LSS是歐洲最大的真空容器，立式，高15 m，直徑10 m，容積超過2300 m3。該容器建成于1986年，曾用于大型衛(wèi)星的真空熱試驗。除常規(guī)的熱沉和真空系統(tǒng)外，該設備還擁有太陽模擬器和運動模擬器（運動模擬器也裝有熱調(diào)節(jié)用的熱沉）。LSS的最大吊高為7.55 m，小于ATV的總長，因此，試驗時先將推進艙吊入 LSS容器內(nèi)固定，再將綜合貨運艙吊入與推進艙連接固定（見圖1）。

圖1 ATV綜合貨運艙與推進艙在LSS內(nèi)固定Fig. 1 Cargo module and propulsion module of ATV in LSS

3）美國Apollo計劃的熱試驗

美國在開展 Apollo計劃中進行了大量的真空熱試驗和大氣環(huán)境試驗，圖2是S/C 008在A真空容器內(nèi)（有太陽模擬器）的試驗情況。

圖2 S/C 008在A容器（模擬一側被太陽正照）Fig. 2 S/C 008 in vacuum vessel A

A容器直徑19.8 m，高35.66m，為立式大型空間環(huán)境試驗設備，真空度 1×10-3Pa，熱沉溫度100～400 K可調(diào)。

4）美國Skylab計劃的熱試驗

美國在 Skylab計劃中進行了詳細的污染和噪聲環(huán)境的評估和試驗[26]，包含大量的部組件級真空熱試驗，保障了該計劃的開展。但 NASA馬歇爾空間飛行中心 Skylab計劃辦公室的報告認為，對像 Skylab這樣的復雜航天器進行全尺寸的熱真空試驗是沒有權威性的。

5）俄羅斯的相關情況

ISS俄羅斯艙段遵照《國際空間站計劃鑒定和驗收級環(huán)境試驗要求》[27]進行了相關的熱試驗，但目前沒有證據(jù)顯示Zarya和Zvezda進行了全尺寸的熱真空試驗。

俄羅斯建有直徑17.5 m、高50 m的大型空間環(huán)境模擬器，并發(fā)射、運行了多個空間站，而且其已有的空間環(huán)境模擬器的尺寸是配合空間站單艙尺寸研制的，因此俄羅斯在早期空間站計劃中應該進行了大量艙段級的真空熱試驗。

3 國內(nèi)載人航天器熱試驗的現(xiàn)狀

3.1 系統(tǒng)級真空熱試驗

為驗證載人航天器熱設計的正確性，并發(fā)現(xiàn)載人航天器在材料、工藝等方面的設計缺陷和早期失效情況，需要在真空熱環(huán)境模擬容器中進行真空熱試驗。目前我國用于載人航天器系統(tǒng)級真空熱試驗的模擬器主要是KM6和KM8。

1）KM6真空熱試驗設備

KM6具備長度 15 m以下的航天器熱試驗能力。我國載人航天工程一期和二期的載人航天器長度為8～11 m，均在KM6空間模擬器內(nèi)進行了系統(tǒng)級的熱平衡試驗和熱真空試驗（圖3）。

圖3 載人航天器在KM6內(nèi)進行真空熱試驗Fig. 3 Manned spacecraft in the KM6 chamber

載人航天器熱平衡試驗尤其是整星級的熱平衡試驗工作量大，試驗費用高，試驗時間較長，但對驗證航天器熱設計有重要作用。

在載人航天器研制流程中，正樣型號需進行熱真空試驗。試驗中，通過提高或降低紅外籠的加熱功率以及開啟或關閉艙內(nèi)相關加熱設備來進行溫度拉偏。

2）KM8真空熱試驗設備

設計中的空間站核心艙及實驗艙的艙體長度均超過了15 m的KM6試驗能力上限。為滿足后續(xù)空間站型號的研制需求，進行了KM8大型真空熱環(huán)境模擬器（有效吊裝高度為22 m）的研制。

KM8真空熱環(huán)境模擬器的真空系統(tǒng)和低溫系統(tǒng)建立和模擬空間站在軌運行的真空冷黑環(huán)境，根據(jù)空間站外形制作的紅外籠模擬空間站在軌運行時的外熱流條件。根據(jù)空間站在軌運行軌道、姿態(tài)以及站內(nèi)設備開關情況確定空間站熱試驗的高、低溫及正常運行工況，通過熱平衡試驗驗證空間站熱控系統(tǒng)設計的正確性，并根據(jù)試驗結果修正空間站的熱分析模型。在完成熱平衡試驗的基礎上，通過拉高或降低4～7 ℃對空間站進行高低溫拉偏的熱真空試驗，以發(fā)現(xiàn)空間站在設計、材料、工藝等方面的缺陷和早期失效情況。

3.2 常壓集成試驗

空間站常壓集成試驗是在常壓環(huán)境（大氣環(huán)境）下實施的系統(tǒng)級集成試驗，主要包括通風流場試驗、熱性能試驗、艙內(nèi)載人環(huán)境與工效學試驗、熱環(huán)控集成試驗。試驗的主要目的是驗證空間站艙段間的熱管理能力、地面調(diào)溫能力、通風能力、溫濕度控制能力和有害氣體控制能力等，以及驗證空間站內(nèi)的噪聲控制、色彩照明、空間和界面設計等是否符合人機工效學要求。

空間站可在真空熱環(huán)境模擬器內(nèi)進行單艙的真空熱試驗，但空間站艙段之間存在通風傳質(zhì)傳熱、熱控流體回路系統(tǒng)的耦合，只有在多艙對接狀態(tài)下才能對組合體的整體熱量調(diào)配能力、濕度控制能力、污染物流動與控制能力、空氣壓力與流動平衡能力等性能進行驗證考核，而現(xiàn)有及在建的真空熱環(huán)境模擬器都不具備支撐組合體熱試驗的能力，因此需進行常壓狀態(tài)下組合體集成試驗平臺的研發(fā)，以對空間站環(huán)熱控等相關設計進行驗證考核。

目前我國已經(jīng)開展了空間站常壓集成試驗技術的論證攻關，通過配置一系列的外圍設備形成常壓試驗平臺，對空間站的外部環(huán)境邊界進行模擬，進而對空間站在組合體狀態(tài)下的通風流場設計、熱設計、工效學設計、艙內(nèi)大氣環(huán)境（溫濕度、有害氣體）控制設計等進行驗證。圖4所示為空間站常壓集成試驗平臺方案配置。

圖4 空間站常壓集成試驗配置示意圖Fig. 4 Configuration of ambient pressure integrated test for space station

4 我國載人航天器熱試驗技術展望及建議

縱觀國外載人航天器地面熱試驗技術的研究情況，結合我國載人航天工程的發(fā)展現(xiàn)狀，我國需要在載人航天器熱試驗技術方面借鑒國外先進熱試驗技術，針對后續(xù)的空間站工程在系統(tǒng)級試驗方面作進一步的深入研究。

我國擁有KM6以及在建的KM8等大型真空熱環(huán)境模擬設備，具備了進行艙段及部組件級真空熱試驗的能力。參照ISS的研制試驗情況，在繼續(xù)進行真空熱環(huán)境試驗設備技術研發(fā)的基礎上，推進集成試驗平臺的研發(fā)是考核和驗收永久型空間站的重要手段之一。為保障我國載人航天工程三期任務的成功實施，建議加強相關集成試驗技術的研究，在載人航天器熱試驗技術方面提出以下建議：

1）突破大型載人航天器常壓熱試驗技術

對于體積龐大的空間站組合體，由于無法建造足夠大的空間環(huán)境模擬器，因而無法在地面進行組合體的真空熱試驗。目前常壓試驗技術可以滿足密封艙的考核和驗收要求，并且可以大大降低試驗成本，是進行空間站組合體熱試驗的有效方法。然而，目前國內(nèi)尚無進行大型載人航天器常壓熱試驗的經(jīng)驗，因此需要對常壓熱試驗的有效性、試驗方法、試驗邊界模擬及其影響分析等技術難點進行探索研究和突破。

2）攻克集成試驗平臺建造與應用技術

搭建集成試驗平臺是進行單艙或多艙集成試驗研究的前提，空間站在軌管理和應用的試驗驗證必須利用集成試驗平臺（特別是多艙集成試驗平臺），因此，集成試驗平臺的建造與應用技術必須攻克，這將涉及眾多學科和分系統(tǒng)。

3）研究制定相關試驗標準和試驗規(guī)范

國內(nèi)現(xiàn)行的《運載器、上面級和航天器試驗要求》（GJB 1027A—2005）[28]未包含針對大型空間站的試驗標準，也不是專門的載人航天器試驗標準。為加快我國空間站技術的發(fā)展，滿足試驗覆蓋性、通用性及有效性等方面的要求，有必要研究和制定空間站專用集成試驗規(guī)范或標準。

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