大型空間站氣閘艙氣體復(fù)用技術(shù)研究

曹軍 卜珺珺 楊曉林 崔致和 張正軍

（蘭州空間技術(shù)物理研究所，蘭州 730000）

1 引言

隨著載人航天工程三期任務(wù)的立項(xiàng)，我國將建立自己的空間站［1］。與載人飛船相比，空間站為大型載人航天器，且長期在軌，應(yīng)具備載人飛船所不具備的諸多功能，如氣閘艙氣體復(fù)用技術(shù)。氣閘艙氣體復(fù)用技術(shù)采用常壓轉(zhuǎn)移方式，通過將氣閘艙的氣體轉(zhuǎn)移抽送到其他密封艙，完成出艙活動(dòng)后進(jìn)行復(fù)壓來實(shí)現(xiàn)。氣體復(fù)用技術(shù)的應(yīng)用可有效減輕貨運(yùn)飛船的貨物上行量，減少發(fā)射成本，節(jié)約資源，因此氣體復(fù)用技術(shù)對(duì)空間站長期經(jīng)濟(jì)運(yùn)行將起到重要作用。例如，對(duì)于4．25m3的氣閘艙，在常溫下將101kPa的空氣全部排放到外太空可造成約5．5kg的資源浪費(fèi)，若執(zhí)行10次出艙活動(dòng)，每次回收60%的氣體，則可節(jié)約近33kg氣體，這是很可觀的一部分氣體資源［2］。對(duì)于長期在軌，支持多次進(jìn)行出艙活動(dòng)的空間站來說，節(jié)約資源意義重大。

氣體復(fù)用技術(shù)已于2001年應(yīng)用在“國際空間站”聯(lián)合氣閘艙，實(shí)現(xiàn)了氣閘艙氣體的回收利用［2］。雖然我國神舟-7飛船在軌任務(wù)期間實(shí)現(xiàn)了出艙活動(dòng)，但軌道艙（兼作氣閘艙）內(nèi)的氣體被直接排放到外太空，沒有實(shí)現(xiàn)氣體復(fù)用。我國空間站氣閘艙必須具備氣體復(fù)用技術(shù)，為空間站的長期在軌運(yùn)行節(jié)約資源。本文報(bào)道了“國際空間站”氣閘艙氣體復(fù)用技術(shù)的基本情況，并結(jié)合國內(nèi)該方面的研究，探討了空間站氣閘艙氣體復(fù)用技術(shù)的初步方案。

2 國外研究現(xiàn)狀

2．1 基本情況

在載人航天史上，“國際空間站”聯(lián)合氣閘艙首次實(shí)現(xiàn)了泄壓氣體的復(fù)用，可在10 min 內(nèi)完成65%的氣體回收［3-4］。其基本原理是在氣閘艙進(jìn)行泄壓時(shí)，采用一臺(tái)真空泵將氣閘艙內(nèi)的空氣抽送至相鄰的密封艙?！皣H空間站”聯(lián)合氣閘艙包括設(shè)備氣閘艙和乘員氣閘艙兩個(gè)艙，乘員氣閘艙的有效容積為4．25m3，設(shè)備氣閘艙的有效容積為26．75m3。視不同的泄復(fù)壓工況，氣體復(fù)用系統(tǒng)轉(zhuǎn)移抽送整個(gè)氣閘艙或僅轉(zhuǎn)移乘員氣閘艙內(nèi)的氣體，將氣體轉(zhuǎn)移至設(shè)備氣閘艙或節(jié)點(diǎn)一號(hào)艙。氣體復(fù)用技術(shù)的原理見圖1，氣體復(fù)用泵組件位于設(shè)備氣閘艙，系統(tǒng)布局圖見圖2。

“國際空間站”泄復(fù)壓過程分三個(gè)階段進(jìn)行：第一階段利用氣體復(fù)用系統(tǒng)泄壓，將艙壓從101kPa降至35kPa，用時(shí)10min，后停留15min進(jìn)行出艙航天服氣密性檢查；第二階段利用出艙泄壓閥將乘員艙剩余氣體排放至太空，從35kPa降至3．5kPa，用時(shí)15min左右。完成泄壓后航天員出艙執(zhí)行任務(wù)［5］。第三階段為復(fù)壓過程，復(fù)壓也分兩個(gè)階段進(jìn)行，0kPa復(fù)壓至35kPa，35kPa復(fù)壓至正常艙壓。

另外，日本為“國際空間站”建造了兩個(gè)艙及一個(gè)艙外暴露平臺(tái)。兩個(gè)艙分別為實(shí)驗(yàn)艙及實(shí)驗(yàn)后勤艙，前者為密封艙，后者為非密封艙。在實(shí)驗(yàn)艙內(nèi)有一個(gè)實(shí)驗(yàn)氣閘室（Experiment Airlock，EAL），供有效載荷在密封艙與艙外暴露平臺(tái)間的運(yùn)輸，正如聯(lián)合氣閘艙供航天員出入艙一樣，具有泄復(fù)壓功能，并采用氣體復(fù)用系統(tǒng)對(duì)氣體進(jìn)行回收。系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖3所示［2］。

圖1 氣體復(fù)用技術(shù)原理Fig.1Principle of gas recovery technology

圖2 氣體復(fù)用系統(tǒng)布局簡圖Fig．2 Sketch of the gas recovery system layout

圖3 “國際空間站”日本艙氣閘室氣體復(fù)用系統(tǒng)Fig．3 ISS Japanese EAL gas recovery system schematic

2．2 系統(tǒng)組成及硬件設(shè)計(jì)

“國際空間站”聯(lián)合氣閘艙氣體復(fù)用系統(tǒng)包括6條氣流通路、2臺(tái)泄復(fù)壓控制器、一個(gè)壓力表及一套泄壓泵組件。氣流通路分別布局在節(jié)點(diǎn)I號(hào)艙與設(shè)備氣閘艙的艙門、設(shè)備氣閘艙與乘員氣閘艙的艙門、乘員氣閘艙出艙艙門上。出于冗余考慮，每個(gè)艙門上布置兩條，每條氣流通路包括一套泄（復(fù)）壓平衡閥組件、一個(gè)安全帽、一只入口過濾器及一只出口擴(kuò)散器。泄復(fù)壓控制器在設(shè)備氣閘艙及乘員氣閘艙各一臺(tái)，供航天員在不同的泄壓階段使用。泄壓泵組件為系統(tǒng)的核心組件，氣閘艙的氣體即借助于該組件實(shí)現(xiàn)了重復(fù)利用。由于氣體復(fù)用系統(tǒng)從載人航天器泄復(fù)壓系統(tǒng)的基礎(chǔ)上發(fā)展而來，因此，系統(tǒng)有共同組件，如過濾器、氣流管路、壓力表等，本節(jié)只介紹新硬件設(shè)備。

（1）氣體復(fù)用泵。氣體復(fù)用泵采用了一臺(tái)俄羅斯制造的離心葉輪泵（centrifugal vane pump），由離心壓縮機(jī)改造而來，是一臺(tái)雙級(jí)真空泵（two-stage vacuum pump），見圖4、5所示［6-7］。其設(shè)計(jì)壽命為1250h，額定功率為1380 W，最大截止轉(zhuǎn)速為28 000r／min，電機(jī)用氣體軸承進(jìn)行支撐。在俄羅斯給NASA 交付該泵時(shí)，由于噪音太大（95dB），NASA 后來在排氣口設(shè)計(jì)安裝了消音器，為進(jìn)一步降低噪音和減小振動(dòng)，將泵置于泡沫塑料制的聲學(xué)消音盒內(nèi)，使噪音進(jìn)一步降到72dB［6］。排氣口與進(jìn)氣口有管路從消音盒側(cè)壁穿出。

氣體復(fù)用泵的性能曲線見圖6，可計(jì)算出氣體復(fù)用泵的實(shí)際抽速為33．6m3／h（9．3L／s）。

圖4 聯(lián)合氣閘艙氣體復(fù)用泵Fig．4 Gas recovery pump in Quest airlock

圖5 氣體復(fù)用泵裝配圖Fig．5 Exploded chart of the gas recovery pump

圖6 “國際空間站”氣體復(fù)用泵性能曲線Fig．6 Performance curve of the gas recovery pump of ISS

（2）手自一體泄復(fù)壓閥。在航天飛機(jī)氣閘艙泄復(fù)壓系統(tǒng)中，采用電動(dòng)閥進(jìn)行泄復(fù)壓操作，但電控操作的可靠性低于手動(dòng)操作。手自一體閥即是為了防止電控操作的失效而設(shè)計(jì)的，一旦電控失效可手動(dòng)操作。手自一體泄復(fù)壓閥具有向真空排氣時(shí)流導(dǎo)較小、緊急復(fù)壓時(shí)流導(dǎo)較大的優(yōu)點(diǎn)。平均功率為19 W，峰值功率45 W，通過安裝法蘭進(jìn)行散熱。工作時(shí)，需多路信號(hào)選擇器的模擬信號(hào)輸出卡及離散輸出卡同時(shí)提供直流±15V 的“使能”信號(hào)及直流±5V 的差分電壓信號(hào)才能打開。前者使閥門處于“待命”狀態(tài)，后者用以控制閥門開度。手動(dòng)控制功能通過“T”形把手控制，扭矩在0．5～2Nm 的范圍，具有四檔：全開、全關(guān)、半開、半關(guān)。

（3）手動(dòng)泄復(fù)壓閥。氣體復(fù)用系統(tǒng)的另外一個(gè)關(guān)鍵部件為手動(dòng)泄復(fù)壓閥，為了減小泄壓氣流對(duì)空間站姿態(tài)控制系統(tǒng)造成額外負(fù)擔(dān)，手動(dòng)泄壓閥的出口沿徑向排氣。為了降低噪聲，作了消音設(shè)計(jì)處理。為了防止閥口結(jié)霜及閥喉處灰塵堆積，設(shè)計(jì)了保護(hù)帽等。閥門還具有開關(guān)指示功能。手動(dòng)泄壓閥見圖7所示，從35kPa到3．5kPa的排氣性能見圖8所示，可計(jì)算出在該段泄壓過程的流導(dǎo)約為4L／s。

圖7 乘員氣閘艙手動(dòng)泄壓閥Fig．7 Manual depressurization valve of the crewlock

圖8 手動(dòng)泄壓閥性能曲線Fig．8 Performance curve of the manual depressurization valve

（4）泄復(fù)壓控制器。泄復(fù)壓控制器在乘員艙及設(shè)備艙內(nèi)各一臺(tái)，乘員艙內(nèi)的最大外形尺寸為292mm×292mm×152 mm，重7．4kg，設(shè)備艙的稍大，為292mm×343 mm×152 mm，重8．5kg。前者不具備控制設(shè)備艙及節(jié)點(diǎn)I號(hào)艙艙門平衡閥的功能?？刂破鞯陌惭b位置盡量靠近泄復(fù)壓功能硬件，以免電控失效時(shí)人員可以盡快到達(dá)被控設(shè)備。為了使航天員訓(xùn)練時(shí)更為方便，兩臺(tái)控制器的面板按鍵及開關(guān)布局相似。控制器通過RS 485協(xié)議與空間站數(shù)據(jù)管理分系統(tǒng)交換數(shù)據(jù)，軟件則按簡單的邏輯互鎖矩陣進(jìn)行，可對(duì)故障硬件進(jìn)行報(bào)錯(cuò)。

2．3 系統(tǒng)特點(diǎn)及性能

系統(tǒng)具有以下幾個(gè)方面的特點(diǎn)：

（1）常規(guī)泄復(fù)壓及緊急復(fù)壓的速率不得超過航天員生理極限，分別為常規(guī)0．34kPa／s，緊急復(fù)壓6．89kPa／s。

（2）氣閘艙必須在30min內(nèi)完成泄壓（不包括中間停頓），最少支持4680次泄復(fù)壓循環(huán)。

（3）泄復(fù)壓系統(tǒng)必須支持在氣閘艙內(nèi)、節(jié)點(diǎn)艙內(nèi)及出艙艙門外操作。

（4）每年支持52次出艙活動(dòng)。

（5）每次出艙活動(dòng)應(yīng)至少實(shí)現(xiàn)60%的氣體復(fù)用。

（6）出艙活動(dòng)為零容錯(cuò)任務(wù)，出艙活動(dòng)硬件即使故障也不能導(dǎo)致出艙活動(dòng)失敗，系統(tǒng)修復(fù)過程必須在24h內(nèi)完成。

（7）出艙活動(dòng)結(jié)束后的入艙允許兩次出錯(cuò)，即兩次出錯(cuò)后還能保證正常入艙。

（8）氣閘艙應(yīng)具備緊急復(fù)壓功能，緊急復(fù)壓時(shí)間有如下要求：①常規(guī)出艙活動(dòng)任務(wù)時(shí)，氣閘艙（只對(duì)乘員艙復(fù)壓）在20s內(nèi)復(fù)壓至35kPa，在80s內(nèi)復(fù)壓至正常艙壓101kPa；②在搬運(yùn)大型在軌可更換單元時(shí)，氣閘艙（對(duì)乘員艙及設(shè)備艙都要復(fù)壓）在60s內(nèi)復(fù)壓至35kPa，在150s內(nèi)復(fù)壓至正常艙壓。

除以上基本特點(diǎn)外，氣閘艙還應(yīng)具備出艙前的吸氧排氮功能。

系統(tǒng)性能可通過泄復(fù)壓時(shí)間曲線看出，“國際空間站”聯(lián)合氣閘艙乘員艙某次出艙任務(wù)泄壓曲線見圖9，泄壓第二階段即手動(dòng)泄壓閥泄壓的典型曲線見圖10所示。

圖9 “國際空間站”氣閘艙氣體復(fù)用系統(tǒng)典型泄壓曲線Fig．9 Typical depressurization curve of ISS airlock gas recovery system

圖10 氣閘艙手動(dòng)泄壓氣路性能曲線Fig．10 Performance curve of the manual gas depressurization pathway

2．4 泄復(fù)壓方式冗余設(shè)計(jì)

為了防止氣路異常對(duì)泄復(fù)壓（主要是泄壓）的影響，NASA 作了系統(tǒng)級(jí)冗余設(shè)計(jì)，對(duì)泄壓管路的出氣端管路組件進(jìn)行了備份。主份泄壓管路全部在乘員氣閘艙內(nèi)，排氣口在艙壓控制臺(tái)處通往艙外。備份泄壓管路則穿越三個(gè)艙門，依次為乘員氣閘艙與設(shè)備氣閘艙間的艙門、設(shè)備氣閘艙與節(jié)點(diǎn)I號(hào)艙間的艙門、節(jié)點(diǎn)I號(hào)艙與命運(yùn)號(hào)實(shí)驗(yàn)艙間的艙門，排氣口位于命運(yùn)號(hào)實(shí)驗(yàn)艙的艙壓控制臺(tái)處。由于命運(yùn)號(hào)實(shí)驗(yàn)艙為“國際空間站”的指令中心，在執(zhí)行出艙活動(dòng)任務(wù)時(shí)，該艙駐留航天員對(duì)泄復(fù)壓操作進(jìn)行監(jiān)視，一旦主份泄壓管路不能正常泄壓，可立即啟動(dòng)備份泄壓管路，該冗余設(shè)計(jì)可提高系統(tǒng)可靠性。

在不同階段，冗余設(shè)計(jì)提供了多種可選泄壓方式，見表1、2［4］所示。泄壓方式的定義及內(nèi)容從表中可知，各種泄壓方式的時(shí)間消耗及氣體損耗均列在表中。

各種泄壓方式泄壓時(shí)間曲線的比較見圖11、12［4］。復(fù)壓則有兩種方式可選：大型密封艙平衡復(fù)壓及高壓氣瓶復(fù)壓，兩種復(fù)壓方式互為備份，同時(shí)具備了緊急復(fù)壓功能。

表1 101～35kPa（760～259mmHg）時(shí)的泄壓方式Table 1 Crewlock depressurization methods from 101kPa to 35kPa mmHg

表2 35～3．5kPa（259～26mmHg）時(shí)的泄壓方式Table 2 Crewlock depressurization methods from 35kPa to 3．5kPa mmHg

圖11 泄壓第一階段不同泄壓方式性能比較Fig．11 Comparison of different depressurization methods in first depressurization phase

圖12 泄壓第二階段不同泄壓方式性能曲線比較Fig．12 Comparison of different depressurization methods in second depressurization phase

3 我國空間站氣閘艙氣體復(fù)用技術(shù)方案研究

3．1 氣體復(fù)用技術(shù)方案特點(diǎn)

對(duì)一個(gè)密閉容器降壓復(fù)用的方法有三類：氣體轉(zhuǎn)移法、吸附劑吸附法和壓縮空氣液化法。經(jīng)可行性及經(jīng)濟(jì)性論證，常壓轉(zhuǎn)移法足以滿足出艙活動(dòng)的氣體復(fù)用要求，因此，我國空間站采用常壓轉(zhuǎn)移法來實(shí)現(xiàn)對(duì)氣體的復(fù)用。轉(zhuǎn)移抽送方案的基本技術(shù)要求是氣體復(fù)用泵對(duì)氣閘艙和軌道艙都不能產(chǎn)生任何污染，可直接從大氣壓抽氣，在大氣壓下排放。另一方面，軌道艙艙壓有一個(gè)正常范圍［8］，轉(zhuǎn)移的氣體不能使軌道艙的艙壓超出正常范圍。由于空間站軌道艙的體積遠(yuǎn)大于氣閘艙體積，經(jīng)計(jì)算，條件滿足。

3．2 泄復(fù)壓方案

空間站氣體復(fù)用方案在我國神舟-7 飛船泄復(fù)壓的基礎(chǔ)上進(jìn)行改進(jìn)設(shè)計(jì)，泄壓階段采用氣體復(fù)用泵對(duì)氣體進(jìn)行回收，復(fù)壓時(shí)可通過軌道艙平衡復(fù)壓或高壓氣瓶補(bǔ)氣復(fù)壓，從而實(shí)現(xiàn)氣體的重復(fù)利用。類似于神舟-7飛船泄復(fù)壓分階段完成，空間站氣閘艙泄復(fù)壓也分階段完成。

泄壓分三個(gè)階段［9］，第一階段利用氣體復(fù)用系統(tǒng)泄壓，將艙壓從101kPa降至70kPa，后暫停泄壓40min左右，航天員利用該段時(shí)間進(jìn)行吸氧排氮、對(duì)航天服進(jìn)行大流量沖洗等；第二階段從70kPa左右泄壓至30kPa左右，仍為氣體復(fù)用階段；第三階段采用泄壓閥泄壓，將氣閘艙剩余氣體排放至太空。這是因?yàn)殡S著艙壓的降低，泄壓時(shí)間按指數(shù)規(guī)律變化，若仍對(duì)剩余氣體進(jìn)行回收，則氣體復(fù)用泵消耗的電能及氣體復(fù)用時(shí)間將按指數(shù)規(guī)律增長，所花的代價(jià)增大，經(jīng)濟(jì)性下降，因此，第三階段采用類似神舟-7泄壓方式，將剩余氣體排放掉。

復(fù)壓也分三個(gè)階段：0kPa復(fù)壓至40kPa，40kPa復(fù)壓至80kPa，80kPa至正常艙壓。不同復(fù)壓階段間的停頓是為了配合航天員斷開航天服的艙載支持連接及航天服復(fù)壓等操作。常規(guī)復(fù)壓采用軌道艙氣體進(jìn)行平衡復(fù)壓，但在最后階段，復(fù)壓速率下降，為了減少復(fù)壓時(shí)間等待，可打開高壓氣瓶進(jìn)行補(bǔ)氣復(fù)壓。

另外，為應(yīng)對(duì)突發(fā)情況，如艙外航天服泄漏、燃料耗盡等危及航天員生命的事件發(fā)生時(shí)，出艙航天員必須盡快過閘返回；或應(yīng)對(duì)更糟糕的意外發(fā)生，需將艙外航天員搬運(yùn)至艙內(nèi)時(shí)，為營救航天員爭取時(shí)間，必須對(duì)氣閘緊急復(fù)壓［10］。此時(shí)所需的復(fù)壓時(shí)間要大大小于一般情況的復(fù)壓，操作時(shí)，須一開始就同時(shí)打開高壓氣瓶復(fù)壓閥及軌道艙平衡壓力復(fù)壓閥，且調(diào)節(jié)閥門的開度達(dá)到最大，在航天醫(yī)學(xué)允許的范圍內(nèi)，爭取最大復(fù)壓速率。

在整個(gè)泄復(fù)壓過程中，應(yīng)滿足多方面的要求，如泄復(fù)壓速率應(yīng)滿足一定的航天醫(yī)學(xué)要求，40kPa以上降壓速率不大于1．33kPa／s，40kPa以下降壓速率不大于4kPa／s；40kPa 以上復(fù)壓速率不大于0．133kPa／s，40kPa以下復(fù)壓速率不大于1．33kPa／s。泄復(fù)壓所產(chǎn)生的振動(dòng)及噪聲、復(fù)壓后的空氣溫度也必須控制在一定范圍內(nèi)等［11］。

3．3 系統(tǒng)基本組成

系統(tǒng)主要由泄壓組件Ⅰ、泄壓組件Ⅱ、復(fù)壓組件Ⅰ及復(fù)壓組件Ⅱ組成。泄壓組件Ⅰ的核心部件為氣體復(fù)用泵，用在泄壓第一階段，以將氣閘艙的大部分氣體轉(zhuǎn)移至大型軌道艙。氣體復(fù)用泵為清潔無油干式機(jī)械真空泵，保證轉(zhuǎn)移抽送后的氣體可重復(fù)利用。氣體復(fù)用泵可置于氣閘艙內(nèi)或大型軌道艙內(nèi)，當(dāng)置于氣閘艙內(nèi)時(shí)，隨著氣體被抽走，復(fù)用泵的對(duì)流散熱條件逐漸惡劣，需主動(dòng)熱控低溫回路引入進(jìn)行散熱；當(dāng)置于大型軌道艙內(nèi)時(shí)，則無需主動(dòng)控溫，見圖13、14所示。

圖13 氣體復(fù)用泵置于氣閘艙內(nèi)的情況Fig．13 Instance of the gas recovery pump parking in an airlock

圖14 氣體復(fù)用泵置于大型軌道艙內(nèi)的情況Fig．14 Instance of the gas recovery pump parking in a large orbit module

泄壓組件Ⅱ的核心部件為泄壓閥，為一真空閥，用在泄壓第二階段，以將氣閘艙內(nèi)復(fù)用泵轉(zhuǎn)移抽送后剩余的氣體排放至艙外太空，方便航天員打開艙門。復(fù)壓組件Ⅰ用來將氣閘艙復(fù)壓至正常艙壓，通過將大型軌道艙內(nèi)的氣體平衡至氣閘艙實(shí)現(xiàn)復(fù)壓。其核心部件為復(fù)壓閥，也是一真空閥，與泄壓組件Ⅱ中的泄壓閥原理及控制方式相同，只是規(guī)格不同。復(fù)壓組件Ⅱ?yàn)楦邏簹馄繌?fù)壓組件，當(dāng)大型軌道艙不允許進(jìn)行壓力平衡時(shí)對(duì)氣閘艙進(jìn)行復(fù)壓，或者氣閘艙需緊急復(fù)壓時(shí)配合復(fù)壓組件Ⅰ完成緊急復(fù)壓。

3．4 地面試驗(yàn)方法

地面試驗(yàn)應(yīng)根據(jù)氣體復(fù)用需求搭建地面試驗(yàn)平臺(tái)，對(duì)泄復(fù)壓時(shí)間、泄復(fù)壓速率及氣體復(fù)用率進(jìn)行驗(yàn)證，對(duì)氣體復(fù)用過程中系統(tǒng)的力學(xué)、熱學(xué)、電子學(xué)性能進(jìn)行驗(yàn)證。應(yīng)重點(diǎn)關(guān)注復(fù)用氣體成分，分析污染性，對(duì)系統(tǒng)在氧氣濃度增大時(shí)的安全性進(jìn)行驗(yàn)證。對(duì)不同泄復(fù)壓工況進(jìn)行設(shè)計(jì)及驗(yàn)證，滿足多工況下的泄復(fù)壓，還應(yīng)進(jìn)行緊急復(fù)壓的驗(yàn)證。另外，應(yīng)對(duì)泄復(fù)壓建立數(shù)學(xué)模型，從理論模型角度分析氣體復(fù)用率、泄復(fù)壓時(shí)間及復(fù)用泵效率間的最佳值。

3．5 試驗(yàn)條件影響性分析

1）泄壓起始?jí)毫τ绊?/p>

地面大氣壓力隨海拔、溫濕度有所差異，在進(jìn)行地面試驗(yàn)時(shí)，大氣壓力P與氣閘艙壓P0存在差異，當(dāng)P＜P0時(shí)，泄壓是從P開始的，則從P0至P的泄壓段無法進(jìn)行考核驗(yàn)證，應(yīng)結(jié)合可驗(yàn)證段的計(jì)算值與試驗(yàn)值建立數(shù)學(xué)模型，采用模型進(jìn)行估算，并分析誤差。

2）模擬艙與真實(shí)氣閘艙的差異影響

為重點(diǎn)關(guān)注氣體復(fù)用系統(tǒng)對(duì)氣體的轉(zhuǎn)移抽送規(guī)律，地面氣閘艙模擬容器為金屬空腔容器，可視為理想容器。試驗(yàn)驗(yàn)證時(shí)，實(shí)際模擬容器中發(fā)生的各種氣體——固體間的相互作用現(xiàn)象如物理化學(xué)吸附、金屬內(nèi)部擴(kuò)散及脫附等現(xiàn)象對(duì)總氣體量的影響均忽略不計(jì)。而由于真實(shí)氣閘艙內(nèi)安裝有其他出艙保障設(shè)備，艙內(nèi)氣體環(huán)境由環(huán)控生保系統(tǒng)提供對(duì)流、溫濕度控制器及功能材料等的存在，且航天員出艙時(shí)著艙外航天服，真實(shí)氣閘艙內(nèi)發(fā)生的各種吸氣、放氣現(xiàn)象非常復(fù)雜，氣閘艙模擬艙不需要，也難以完全模擬飛行狀態(tài)的條件，因此與真實(shí)氣閘艙不可避免存在差異。由于吸、放氣現(xiàn)象在一定程度上影響開艙門壓力點(diǎn)2kPa的到達(dá)［11］，因此，該差異性也應(yīng)建立數(shù)學(xué)模型，從理論角度進(jìn)行影響分析。

3）軌道太空模擬艙與真實(shí)軌道太空的差異影響

空間站軌道高度約在距地面350km 左右，氣壓在1×10-6Pa量級(jí)，泄壓第二階段向艙外太空排氣，相當(dāng)于一個(gè)無限大抽速的真空系統(tǒng)對(duì)氣閘艙抽氣。而在地面，即使可將模擬容器的真空度抽至1×10-6Pa量級(jí)，一旦泄壓開始，模擬容器的真空度將迅速下降。因此，無法真實(shí)模擬軌道太空的真空度，泄壓時(shí)間會(huì)否受到影響，應(yīng)進(jìn)行分析。另外，應(yīng)考察模擬容器溫度與軌道太空溫度差異對(duì)泄壓的影響［12］。

4）地面大氣環(huán)境模擬大型軌道艙的差異影響

大型軌道艙用以接收復(fù)用的氣體，其顯著特征是其體積遠(yuǎn)大于氣閘艙體積，且艙壓盡量不發(fā)生變化。在地面情況下，大氣環(huán)境即是一個(gè)理想的模擬容器，可以保持吸收氣閘艙氣體后壓力不發(fā)生變化，同時(shí)省略了大型模擬艙。采用地面大氣環(huán)境模擬大型軌道艙是一個(gè)很好的策略，該方案對(duì)氣體復(fù)用速率及時(shí)間有無影響，應(yīng)進(jìn)行理論分析。

4 結(jié)束語

空間站氣閘艙氣體復(fù)用技術(shù)實(shí)現(xiàn)了氣體復(fù)用，與早期的載人航天器泄復(fù)壓技術(shù)相比，具有獨(dú)特的優(yōu)越性，總結(jié)如下：

1）資源的回收利用

與神舟-7飛船等載人航天器泄復(fù)壓技術(shù)相比，氣體復(fù)用技術(shù)最突出的優(yōu)勢是對(duì)氣閘艙氣體實(shí)現(xiàn)重復(fù)利用，節(jié)約了寶貴的氣體資源，可減少貨運(yùn)飛船的上行量，降低發(fā)射成本，對(duì)于空間站長期在軌運(yùn)行以及未來長期有人居住的月球基地、載人深空探測等任務(wù)具有重要意義。

2）性能及操作程序的可預(yù)見性

“國際空間站”新型控制器使用了多項(xiàng)新技術(shù)，將控制器采集的系統(tǒng)狀態(tài)信號(hào)及工作情況與站載計(jì)算機(jī)進(jìn)行通信。泄復(fù)壓時(shí)，各種狀況與事先設(shè)置好的軟件程序進(jìn)行比較，當(dāng)狀態(tài)異常及硬件故障時(shí)可及時(shí)報(bào)錯(cuò)，提示駐留航天員介入。性能及系統(tǒng)可靠性得到提高，泄復(fù)壓程序成為可預(yù)見的操作。

3）冗余設(shè)計(jì)

為了防止泄復(fù)壓硬件及管路異常等現(xiàn)象，如閥門管路在泄復(fù)壓過程中異常時(shí)，系統(tǒng)具有備份泄復(fù)壓措施，可及時(shí)切換泄復(fù)壓路徑，保證出艙活動(dòng)的如期進(jìn)行。

4）全新的技術(shù)

“國際空間站”氣體復(fù)用泵實(shí)為離心壓縮機(jī)，最大轉(zhuǎn)速為28 000r／min，采用了氣體潤滑軸承。在空間微重力環(huán)境下，氣體軸承更能顯示出其優(yōu)越性。另外，手自一體泄復(fù)壓閥是一項(xiàng)嶄新的技術(shù)，與電磁閥相比，具有可變開度、柔性響應(yīng)、功耗較小的優(yōu)點(diǎn)，是一種有廣泛應(yīng)用前景的空間閥門?！皣H空間站”采用了多種新技術(shù)進(jìn)行建設(shè)，我國空間站氣體復(fù)用技術(shù)也應(yīng)開發(fā)新型節(jié)能設(shè)備，進(jìn)行全面的驗(yàn)證后，服務(wù)于出艙活動(dòng)任務(wù)。

（References）

［1］孫自法．中國載人空間站正立項(xiàng)審批［J］．中國航天，2009（10）：16

Sun Zifa．China’s manned space station project submitted for approval［J］．Aerospace China，2009（10）：16（in Chinese）

［2］Marmolejo J A，Landis P A，Sommers M．Delivery of servicing ＆performance checkout equipment to the International Space Station joint airlock to support extravehicular activity［C］／／32nd International Conference on Environmental Systems．Detroit：Engineering Society for Advancing Mobility and Land Sea Air and Space，2002：16-30

［3］Schaezler R N，Leonard D J，Suri S．International Space Station（ISS）extravehicular activity（EVA）gas usage［C］／／35th International Conference on Environmental Systems．Detroit：Engineering Society for Advancing Mobility and Land Sea Air and Space，2005：449-457

［4］Williams D E，Leonard D J，Booth V J，et al．International Space Station（ISS）airlock crew lock depressurization methods［C］／／34International Conference on Environmental Systems，Colorado Springs．Detroit：Engineering Society for Advancing Mobility and Land Sea Air and Space，2004：1-12

［5］Wieland P O．Living together in space：the design and operation of the life support systems on the International Space Station，NASA／TM--98-206956［R］．Alabama：Marshall Space Flight Center，1998

［6］Grosveld F W，Goodman J R，Pilkinton G D．Interna-tional Space Station acoustic noise control—case studies［EB／OL］．［2013-01-24］．http：／／www．nasa．gov／centers／Johnson／pdf／485152main＿Iss-Case-Studies．pdf

［7］James D G．Space station freedom airlock depress／repress system design and performance［C］／／22nd International Conference on Environmental Systems．Detroit：Engineering Society for Advancing Mobility and Land Sea Air and Space，1992：1-16

［8］黃志德，高峰，李健，等．出艙活動(dòng)氣閘艙環(huán)境控制與出艙保障系統(tǒng)研制［J］．載人航天，2009，15（4）：32-39

Huang Zhide，Gao Feng，Li Jian，et al．Development of environment control and support system for airlock in extravehicular activity［J］．Manned Spaceflight．2009，15（4）：32-39（in Chinese）

［9］耿麗艷，李新明．載人飛船泄復(fù)壓過程中軌道艙的噪聲環(huán)境試驗(yàn)研究［J］．航天器環(huán)境工程，2008，25（6）：523-528

Geng Liyan，Li Xinming．The acoustic environment in the orbit cabin during the depressurization ＆repressurization courses［J］．Spacecraft Environment Engineering．2008，25（6）：523-528（in Chinese）

［10］陽高峰，尹大勇．載人試驗(yàn)艙綜合復(fù)壓系統(tǒng)［J］．航天器環(huán)境工程，2005，22（6）：315-360

Yang Gaofeng，Yin Dayong．Repressurization system of manned vacuum chambers［J］．Spacecraft Environment Engineering，2005，22（6）：315-360（in Chinese）

［11］朱光晨，賈世錦．出艙活動(dòng)的地面試驗(yàn)驗(yàn)證［J］．載人航天，2009，15（3）：48-53

Zhu Guangchen，Jia Shijin．The ground verification of spacecraft EVA functions［J］．Manned Spaceflight，2009，15（3）：48-53（in Chinese）

［12］張昊，魏傳峰，滿廣龍，等．載人航天器泄復(fù)壓地面模擬試驗(yàn)方法［J］．航天器工程，2012，21（4）：106-110

Zhang Hao，Wei Chuanfeng，Man Guanglong，et al．Simulation test method of manned spacecraft depressurization and repressurization［J］．Spacecraft Engineering，2012，21（4）：106-110（in Chinese）