載人航天器對(duì)接通道保壓檢漏方法

王 冉，雷劍宇，楊海峰，趙建賀

（中國(guó)空間技術(shù)研究院 載人航天總體部，北京 100094）

0 引言

2017年9月22日，以“天舟一號(hào)”貨運(yùn)飛船推進(jìn)劑補(bǔ)加飛行任務(wù)為代表的空間實(shí)驗(yàn)室任務(wù)的圓滿完成，標(biāo)志著我國(guó)空間站任務(wù)已經(jīng)由試驗(yàn)驗(yàn)證階段正式進(jìn)入實(shí)質(zhì)性建設(shè)階段。按照后期任務(wù)規(guī)劃，10年內(nèi)將先后發(fā)射多艘載人航天器，包括空間站核心艙、實(shí)驗(yàn)艙Ⅰ、實(shí)驗(yàn)艙Ⅱ、載人飛船和貨運(yùn)飛船等，主要通過對(duì)接方式形成組合體，構(gòu)建空間站。

相比其他航天器，載人航天器最顯著的特點(diǎn)是須為航天員提供密封的人居環(huán)境，通過對(duì)密封艙內(nèi)總壓、氧分壓和溫濕度等環(huán)境條件進(jìn)行控制來保障航天員在軌的舒適生活和工作。載人航天器發(fā)射前均須完成結(jié)構(gòu)和密封環(huán)節(jié)的檢漏和氣密試驗(yàn)，艙體漏率須滿足指標(biāo)要求。結(jié)構(gòu)或密封面失效將導(dǎo)致整個(gè)密封艙艙體泄漏，會(huì)造成人員傷亡等嚴(yán)重后果，如20世紀(jì)60年代蘇聯(lián)“聯(lián)盟11號(hào)”飛船返回時(shí)因密封艙失壓導(dǎo)致3名航天員喪生。

根據(jù)航天器在軌檢漏的不同目標(biāo)，檢漏方法大體分為整體檢漏和局部檢漏2類。整體檢漏主要是對(duì)航天器整艙泄漏情況進(jìn)行監(jiān)測(cè)，如俄羅斯載人航天器配置了生命保障系統(tǒng)中的壓力調(diào)節(jié)裝置，通過膜片壓差信號(hào)來監(jiān)測(cè)生活艙的大氣泄漏情況；局部檢漏主要是對(duì)某個(gè)密封面或者是某個(gè)關(guān)鍵的液腔/氣腔的漏率進(jìn)行監(jiān)測(cè)，如美國(guó)NASA設(shè)計(jì)了一種應(yīng)用于航天飛機(jī)氫泄漏的自動(dòng)監(jiān)測(cè)系統(tǒng)[1]，主要由傳感器、信號(hào)處理裝置和診斷處理器3部分組成，重點(diǎn)監(jiān)測(cè)推進(jìn)系統(tǒng)中氫泄漏的情況。

載人航天器密封系統(tǒng)主要包括艙體密封系統(tǒng)和管路密封系統(tǒng)[2]，我國(guó)載人航天器也針對(duì)不同密封系統(tǒng)開展了相應(yīng)的檢漏方法研究和應(yīng)用，閆榮鑫等[3]綜合考慮空間站容積、可接受系統(tǒng)漏率和傳感器精度等因素，提出了采用壓降法進(jìn)行空間站艙體總漏率測(cè)試的方法；我國(guó)的“神舟”系列載人飛船也已經(jīng)多次使用局部檢漏方法設(shè)計(jì)了艙門檢漏儀器，對(duì)艙門及對(duì)接密封面小腔進(jìn)行檢漏[4]。

載人航天器交會(huì)對(duì)接后，通過對(duì)接機(jī)構(gòu)機(jī)械組件鎖緊形成剛性連接組合體，同時(shí)由主動(dòng)對(duì)接機(jī)構(gòu)、被動(dòng)對(duì)接機(jī)構(gòu)和2個(gè)航天器的艙門形成一個(gè)密封腔體，艙門開啟后，此段腔體將作為對(duì)接通道，供航天員從一個(gè)艙段通往另一個(gè)艙段。由于對(duì)接通道構(gòu)成形式的特殊性，其檢漏有著自己的特點(diǎn)。在地面測(cè)試時(shí)，受限于空間環(huán)境模擬設(shè)備的規(guī)模，通常只能給出對(duì)接前單個(gè)航天器的檢漏結(jié)果，而無法給出對(duì)接組合體對(duì)接通道的整體漏率，因此對(duì)接通道在軌檢漏作為組合體形成后、打開艙門之前判斷對(duì)接通道密封性能的重要手段，其檢漏結(jié)果直接影響載人航天器對(duì)接任務(wù)的成敗。

以往的對(duì)接通道檢漏方案均需要將對(duì)接通道漏率組成情況進(jìn)行假設(shè)和簡(jiǎn)化，認(rèn)為兩端艙門和機(jī)械組件結(jié)構(gòu)部分無泄漏，只通過對(duì)接面小腔漏率結(jié)果來間接反映對(duì)接通道漏率是否滿足指標(biāo)要求。這種方法并沒有直接給出對(duì)接通道的整體漏率，無法可靠反映對(duì)接通道的密封情況。

針對(duì)以上問題，本文提出一種載人航天器對(duì)接通道在軌保壓檢漏方法，并確定了在軌保壓壓力和檢漏時(shí)間。該方法通過地面模擬試驗(yàn)驗(yàn)證具有較高的準(zhǔn)確度，同時(shí)經(jīng)過我國(guó)“天舟一號(hào)”貨運(yùn)飛船飛行任務(wù)的在軌驗(yàn)證試驗(yàn)，表明該檢漏方法可以滿足任務(wù)需求。

1 對(duì)接通道在軌保壓檢漏方法

1.1 對(duì)接通道組成

對(duì)接通道是由主、被動(dòng)航天器對(duì)接機(jī)構(gòu)及兩端艙門形成的密封腔體。對(duì)接通道組成及其密封環(huán)節(jié)示意如圖1所示，主要密封環(huán)節(jié)包括：

圖1 對(duì)接通道密封環(huán)節(jié)示意圖Fig. 1 Sealing system of the docking channel

1）對(duì)接機(jī)構(gòu)與航天器艙體結(jié)構(gòu)通過螺栓連接，其間使用雙道密封圈密封；

2）主動(dòng)對(duì)接機(jī)構(gòu)和被動(dòng)對(duì)接機(jī)構(gòu)對(duì)接面使用雙道密封圈密封；

3）2個(gè)航天器艙體一端的艙門密封環(huán)節(jié)。

1.2 保壓檢漏計(jì)算公式

依據(jù)孟冬輝等[5]對(duì)壓力檢漏不確定度評(píng)定方法的研究，壓力變化檢漏原理簡(jiǎn)單、易于實(shí)現(xiàn)，廣泛應(yīng)用于航天業(yè)。保壓檢漏的原理為：對(duì)接通道充壓并保持一段時(shí)間后，通過測(cè)量對(duì)接通道內(nèi)部的壓力變化，計(jì)算對(duì)接通道的漏率。設(shè)對(duì)接通道容積為V，在時(shí)間Δt內(nèi)其壓力變化為ΔP，則漏率為

考慮對(duì)接通道內(nèi)氣體溫度變化的影響，假設(shè)初始狀態(tài)測(cè)出氣體的壓力為P1、溫度為T1，經(jīng)過時(shí)間Δt后測(cè)出終止?fàn)顟B(tài)氣體壓力為P2、溫度為T2（實(shí)際計(jì)算時(shí)可以選擇一定區(qū)間測(cè)量的平均壓力和平均溫度作為計(jì)算值）。根據(jù)理想氣體狀態(tài)方程可得出由于泄漏造成的壓力差為

因此可將漏率計(jì)算公式修正為

1.3 檢漏壓力選取

我國(guó)載人航天器的飛行高度約為400 km，艙外空氣稀薄，近似為真空環(huán)境。從節(jié)省氣源的角度來說，可以使用低壓檢漏方案。但考慮到對(duì)接通道容積較小，在測(cè)量傳感器精度一定的條件下，壓差越大越容易識(shí)別系統(tǒng)漏率；而且壓力傳感器在其正常工作范圍條件下相比其他條件穩(wěn)定度更高。此外，對(duì)接通道作為主、被動(dòng)航天器組合形成的特殊艙段，檢漏完成后需將其內(nèi)部壓力提升到與其他艙段一致的壓力條件。因此，綜合考慮檢漏系統(tǒng)的精度和穩(wěn)定度，簡(jiǎn)化檢漏前后的工作流程，節(jié)約在軌任務(wù)時(shí)間等各項(xiàng)因素，最終將檢漏壓力設(shè)定為艙內(nèi)大氣標(biāo)稱壓力96 kPa。

1.4 傳感器參數(shù)

影響對(duì)接通道保壓法檢漏精度的因素包括：壓力傳感器測(cè)量誤差，對(duì)接通道溫度測(cè)量誤差，以及對(duì)接通道容積誤差。閆榮鑫[6]指出：壓降檢漏中當(dāng)溫度和壓力測(cè)試的分辨率越高，漏率測(cè)量也越靈敏，因此應(yīng)盡可能地選擇分辨率和精度較高的溫度和壓力傳感器。

受限于航天產(chǎn)品對(duì)于耐受空間環(huán)境、力學(xué)載荷，以及可靠性、安全性方面有著極高的要求，航天器平臺(tái)的配套傳感器無法達(dá)到地面高精度試驗(yàn)用測(cè)量設(shè)備的高分辨率和精度；而在不增加產(chǎn)品配套的前提下，充分利用平臺(tái)現(xiàn)有傳感器是工程上可用的最優(yōu)方案。平臺(tái)傳感器精度指標(biāo)見表1。

表1 平臺(tái)傳感器精度指標(biāo)Table 1 Accuracy of the spacecraft platform sensors

由表1可見，相比地面檢漏傳感器條件，傳感器測(cè)量誤差成為影響在軌保壓檢漏精度的主要因素。為提高檢漏精度，應(yīng)盡可能地延長(zhǎng)檢漏時(shí)間。

1.5 檢漏時(shí)間選取

壓降法中延長(zhǎng)檢漏時(shí)間可以提高漏率檢測(cè)結(jié)果的準(zhǔn)確度，但依據(jù)具體的飛行任務(wù)要求，航天器形成組合體之后應(yīng)盡快完成組合體的聯(lián)通，為航天員提供安全可靠的密封環(huán)境。參考行業(yè)標(biāo)準(zhǔn)《衛(wèi)星檢漏試驗(yàn)方法》[7]，要求地面進(jìn)行空間環(huán)境下的保壓監(jiān)測(cè)法一般測(cè)試時(shí)間不少于1 d。綜合考慮檢漏用平臺(tái)傳感器的精度和航天器飛行任務(wù)可接受的保壓時(shí)間，最終確定在軌檢漏時(shí)間為24 h。

2 地面模擬驗(yàn)證試驗(yàn)

為驗(yàn)證對(duì)接通道保壓檢漏方案中保壓時(shí)間的設(shè)定是否合理、傳感器精度是否滿足指標(biāo)要求，設(shè)計(jì)了地面模擬試驗(yàn)對(duì)在軌保壓檢漏方法進(jìn)行驗(yàn)證。采用規(guī)管輔助裝置和鉑電阻測(cè)溫傳感器實(shí)現(xiàn)對(duì)接通道內(nèi)壓力和溫度的準(zhǔn)確測(cè)量，可以充分驗(yàn)證在軌保壓檢漏方法的合理性以及保壓檢漏漏率計(jì)算的準(zhǔn)確性[8]。

2.1 地面模擬試驗(yàn)方法

1）通過空間環(huán)境模擬器的粗抽系統(tǒng)與高真空系統(tǒng)，建立保壓檢漏所需的真空環(huán)境模擬；

2）使用載人航天器主、被動(dòng)對(duì)接機(jī)構(gòu)預(yù)先鎖緊形成組合體結(jié)構(gòu)，并在兩端封堵工藝堵蓋，模擬對(duì)接通道；

3）工藝堵蓋上預(yù)留供氣管路接口進(jìn)行對(duì)接通道復(fù)壓，預(yù)留電纜接插件接口用于對(duì)接通道內(nèi)傳感器的供電連接；

4）航天器平臺(tái)用傳感器安裝到位并與在軌工作狀態(tài)保持一致，可以在試驗(yàn)中穩(wěn)定工作；

5）采用真空規(guī)放置在規(guī)管輔助裝置內(nèi)的方式，實(shí)現(xiàn)對(duì)對(duì)接通道內(nèi)壓力的準(zhǔn)確測(cè)量；

6）鉑電阻測(cè)溫傳感器懸掛于對(duì)接通道內(nèi)，進(jìn)行溫度的準(zhǔn)確測(cè)量，保證漏率計(jì)算的準(zhǔn)確性。

2.2 地面模擬試驗(yàn)系統(tǒng)

地面模擬系統(tǒng)主要由環(huán)境模擬設(shè)備的粗抽及高真空，壓力測(cè)量和溫度測(cè)量等系統(tǒng)組成，如圖2所示，試驗(yàn)時(shí)對(duì)接通道置于空間環(huán)境模擬器內(nèi)部，地面試驗(yàn)用壓力、溫度采集系統(tǒng)在空間環(huán)境模擬器外部。

圖2 地面模擬試驗(yàn)系統(tǒng)組成示意圖Fig. 2 Schematic diagram of the ground simulation experiment system

1）壓力測(cè)量系統(tǒng)

對(duì)接通道標(biāo)稱壓力為96 kPa，電容薄膜規(guī)在此范圍內(nèi)測(cè)量精度、穩(wěn)定性能都相對(duì)較高，且廣泛應(yīng)用于科研和工業(yè)領(lǐng)域[9]，因此選擇量程10～110 000 Pa、精度0.20%的電容薄膜規(guī)進(jìn)行壓力測(cè)量。

2）溫度測(cè)量系統(tǒng)

對(duì)接通道內(nèi)氣體溫度測(cè)量[10]選用Pt100熱電阻傳感器，測(cè)溫系統(tǒng)采用四線制連接方式，系統(tǒng)精度可達(dá)0.1 ℃。

2.3 保壓檢漏試驗(yàn)

對(duì)接通道初始狀態(tài)與真空罐內(nèi)壓力一致，近似真空狀態(tài)。試驗(yàn)開始首先進(jìn)行對(duì)接通道復(fù)壓，復(fù)壓至目標(biāo)值96 kPa，復(fù)壓過程中對(duì)接通道內(nèi)部氣體與周圍環(huán)境進(jìn)行熱交換，初始時(shí)溫度變化較劇烈，隨后溫度變化逐漸變緩；約1 h后通道空氣溫度變化率為0.005 ℃/min，即認(rèn)為通道內(nèi)溫度基本穩(wěn)定，可以開始保壓檢漏試驗(yàn)。

保壓開始后，平臺(tái)傳感器和地面模擬試驗(yàn)系統(tǒng)高精度傳感器同步開始工作，對(duì)對(duì)接通道內(nèi)的氣體溫度和壓力變化進(jìn)行持續(xù)記錄。保壓過程中通道內(nèi)壓力變化緩慢，保壓初始時(shí)通道內(nèi)氣體溫度下降相對(duì)較快，隨后溫度變化趨勢(shì)變緩。保壓24 h后，對(duì)接通道內(nèi)的氣體壓力和溫度變化速率均變小，兩者趨勢(shì)基本一致。

對(duì)接通道地面保壓檢漏試驗(yàn)數(shù)據(jù)見表2。由表中數(shù)據(jù)可見，利用地面高精度壓力、溫度傳感器測(cè)量與利用航天器平臺(tái)傳感器測(cè)量計(jì)算得到的對(duì)接通道整體漏率的相對(duì)偏差為3.8%，滿足要求。

表2 地面保壓檢漏試驗(yàn)數(shù)據(jù)Table 2 The experimental results of pressure maintaining leak detection

為驗(yàn)證保壓時(shí)間設(shè)定的合理性，充分了解保壓時(shí)間長(zhǎng)短對(duì)漏率計(jì)算的影響，按照式(3)對(duì)考慮了溫度補(bǔ)償后的計(jì)算漏率隨保壓時(shí)間變化曲線進(jìn)行擬合，分別使用保壓0.5 h、1 h、1.5～14 h的壓力、溫度數(shù)據(jù)進(jìn)行漏率計(jì)算，如圖3所示。由圖可見，保壓初始的1.5 h內(nèi)漏率計(jì)算結(jié)果出現(xiàn)上下波動(dòng)，保壓10 h后漏率計(jì)算結(jié)果的變化趨勢(shì)變緩，因此保壓時(shí)間選擇24 h是合適的。

圖3 保壓計(jì)算漏率隨保壓時(shí)間變化曲線Fig. 3 The calculated leakage against time under pressure maintaining condition

3 在軌試驗(yàn)結(jié)果

2017年4月22日，“天舟一號(hào)”貨運(yùn)飛船與“天宮二號(hào)”空間實(shí)驗(yàn)室完成對(duì)接后形成組合體，按計(jì)劃開展對(duì)接通道保壓試驗(yàn)。約15: 00對(duì)接通道復(fù)壓完成，16: 00對(duì)接通道壓力熱交換初步完成，壓力基本穩(wěn)定，對(duì)接通道保壓檢漏開始；4月23日16: 00對(duì)接通道保壓試驗(yàn)結(jié)束，按照對(duì)接通道保壓檢漏方法進(jìn)行計(jì)算得到的對(duì)接通道整體漏率為3.99×10-4(Pa·m3)/s，與地面模擬試驗(yàn)結(jié)果基本一致。在軌試驗(yàn)結(jié)果表明，對(duì)接通道保壓檢漏方法有效，在規(guī)定的保壓時(shí)間和保壓壓力條件下，可以準(zhǔn)確給出對(duì)接通道的整體漏率情況，在軌試驗(yàn)結(jié)果如表3所示。

表3 在軌保壓檢漏試驗(yàn)數(shù)據(jù)Table 3 The flight test results of pressure maintaining leak detection

4 結(jié)束語

文章通過分析載人航天器對(duì)接通道系統(tǒng)組成特點(diǎn)和傳感器配套情況，提出了采用溫度修正的壓降法作為獲得對(duì)接通道整體漏率的在軌保壓檢漏方法，并結(jié)合航天器需求設(shè)計(jì)確定了保壓壓力和檢漏時(shí)間。該保壓檢漏方法經(jīng)歷了在軌飛行試驗(yàn)驗(yàn)證，在規(guī)定的時(shí)間內(nèi)獲得對(duì)接通道系統(tǒng)漏率，是對(duì)接通道保壓檢漏方法在航天器上的首次應(yīng)用。該方法對(duì)于檢漏時(shí)間不敏感的航天器局部艙段的檢漏均適用，為后續(xù)空間站任務(wù)階段對(duì)接通道保壓檢漏方法研究及應(yīng)用提供重要技術(shù)支撐。