魏傳鋒，姚 峰

（中國空間技術(shù)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(yàn)設(shè)備以KM6空間環(huán)境模擬器為代表[1]，為適應(yīng)后續(xù)的空間站建設(shè)需求，KM8空間環(huán)境模擬器也在天津基地進(jìn)行建設(shè)；同時進(jìn)行了常壓熱試驗(yàn)技術(shù)的相關(guān)研究[2]。

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

1 載人航天器熱設(shè)計特點(diǎn)

載人航天器較之衛(wèi)星在結(jié)構(gòu)特性及熱設(shè)計方面有如下特點(diǎn)：

1）密封艙。密封艙必須滿足乘員和艙內(nèi)設(shè)備長期駐留的需求。艙外一般采用多層隔熱材料進(jìn)行熱防護(hù)，艙內(nèi)采用流體回路和通風(fēng)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(jìn)艙為非密封艙，其熱技術(shù)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。空間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(qiáng)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(kuò)散與流通能力進(jìn)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(shè)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(dāng)，只是所處環(huán)境為強(qiáng)迫對流換熱。

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

2 國外載人航天器熱試驗(yàn)的發(fā)展情況

2.1 集成試驗(yàn)

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(yàn)是一種系統(tǒng)級常壓試驗(yàn)，用于單艙或多艙整體性能的鑒定和驗(yàn)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(yīng)的地面集成試驗(yàn)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(yàn)方式進(jìn)行驗(yàn)證，其余分系統(tǒng)均采用常壓熱試驗(yàn)的方式進(jìn)行驗(yàn)證，尤其是艙段級或多艙段級的熱試驗(yàn)基本都是在常壓條件下進(jìn)行的集成試驗(yàn)[7]。ISS美國艙段在肯尼迪航天中心主要進(jìn)行環(huán)控、熱控和噪聲發(fā)射等試驗(yàn)，包括艙內(nèi)流場試驗(yàn)、流動平衡試驗(yàn)、噪聲發(fā)射試驗(yàn)和集成ECLSS/TCS試驗(yàn)等。通過這些試驗(yàn)，對艙間通風(fēng)設(shè)計的合理性、艙內(nèi)通風(fēng)系統(tǒng)設(shè)計的正確性以及艙內(nèi)噪聲水平進(jìn)行了驗(yàn)證，集成ECLSS/TCS試驗(yàn)對系統(tǒng)的正常工作能力進(jìn)行了驗(yàn)證，并利用試驗(yàn)數(shù)據(jù)對分析模型進(jìn)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(jìn)行集成試驗(yàn)的MEIT（Multi-Element Integrated Test）系統(tǒng)[9-10]，可以進(jìn)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(yàn)證試驗(yàn)。MEIT系統(tǒng)的實(shí)施共分3個階段，即MEITⅠ（USL和 MPLM 為其主要試驗(yàn)對象）、MEITⅡ（增加了8A、9A及11A等飛行計劃所需的設(shè)備）和MEITⅢ（主要針對Node 2和日本艙段[10-12]進(jìn)行設(shè)計）。

NASA馬歇爾空間飛行中心的集成ECLSS/TCS試驗(yàn)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(jìn)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(jìn)對整個空間站的影響[13]。

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

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

2.2 真空熱試驗(yàn)

1）ISS日本艙段ELM-PS的熱平衡試驗(yàn)[24]

ISS的熱真空試驗(yàn)設(shè)備都是針對部組件試驗(yàn)（有鑒定試驗(yàn)，也有驗(yàn)收試驗(yàn)）的。艙段級或多艙段級的熱試驗(yàn)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(yàn)。

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

2）歐洲ATV（自動轉(zhuǎn)移飛行器）的熱試驗(yàn)

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(yùn)艙和推進(jìn)艙2個艙段[25]。其熱真空試驗(yàn)在歐洲LSS空間環(huán)境模擬器中進(jìn)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(yàn)。除常規(guī)的熱沉和真空系統(tǒng)外，該設(shè)備還擁有太陽模擬器和運(yùn)動模擬器（運(yùn)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(yàn)時先將推進(jìn)艙吊入 LSS容器內(nèi)固定，再將綜合貨運(yùn)艙吊入與推進(jìn)艙連接固定（見圖1）。

圖1 ATV綜合貨運(yùn)艙與推進(jìn)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(yàn)

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

圖2 S/C 008在A容器（模擬一側(cè)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(yàn)設(shè)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(yàn)

美國在 Skylab計劃中進(jìn)行了詳細(xì)的污染和噪聲環(huán)境的評估和試驗(yàn)[26]，包含大量的部組件級真空熱試驗(yàn)，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(rèn)為，對像 Skylab這樣的復(fù)雜航天器進(jìn)行全尺寸的熱真空試驗(yàn)是沒有權(quán)威性的。

5）俄羅斯的相關(guān)情況

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

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(yùn)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(yīng)該進(jìn)行了大量艙段級的真空熱試驗(yàn)。

3 國內(nèi)載人航天器熱試驗(yàn)的現(xiàn)狀

3.1 系統(tǒng)級真空熱試驗(yàn)

為驗(yàn)證載人航天器熱設(shè)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(shè)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(jìn)行真空熱試驗(yàn)。目前我國用于載人航天器系統(tǒng)級真空熱試驗(yàn)的模擬器主要是KM6和KM8。

1）KM6真空熱試驗(yàn)設(shè)備

KM6具備長度 15 m以下的航天器熱試驗(yàn)?zāi)芰ΑＮ覈d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(jìn)行了系統(tǒng)級的熱平衡試驗(yàn)和熱真空試驗(yàn)（圖3）。

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

載人航天器熱平衡試驗(yàn)尤其是整星級的熱平衡試驗(yàn)工作量大，試驗(yàn)費(fèi)用高，試驗(yàn)時間較長，但對驗(yàn)證航天器熱設(shè)計有重要作用。

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

2）KM8真空熱試驗(yàn)設(shè)備

設(shè)計中的空間站核心艙及實(shí)驗(yàn)艙的艙體長度均超過了15 m的KM6試驗(yàn)?zāi)芰ι舷?。為滿足后續(xù)空間站型號的研制需求，進(jìn)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(yùn)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(yùn)行時的外熱流條件。根據(jù)空間站在軌運(yùn)行軌道、姿態(tài)以及站內(nèi)設(shè)備開關(guān)情況確定空間站熱試驗(yàn)的高、低溫及正常運(yùn)行工況，通過熱平衡試驗(yàn)驗(yàn)證空間站熱控系統(tǒng)設(shè)計的正確性，并根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果修正空間站的熱分析模型。在完成熱平衡試驗(yàn)的基礎(chǔ)上，通過拉高或降低4～7 ℃對空間站進(jìn)行高低溫拉偏的熱真空試驗(yàn)，以發(fā)現(xiàn)空間站在設(shè)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(yàn)

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

空間站可在真空熱環(huán)境模擬器內(nèi)進(jìn)行單艙的真空熱試驗(yàn)，但空間站艙段之間存在通風(fēng)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(jìn)行驗(yàn)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(yàn)的能力，因此需進(jìn)行常壓狀態(tài)下組合體集成試驗(yàn)平臺的研發(fā)，以對空間站環(huán)熱控等相關(guān)設(shè)計進(jìn)行驗(yàn)證考核。

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

圖4 空間站常壓集成試驗(yàn)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(yàn)技術(shù)展望及建議

縱觀國外載人航天器地面熱試驗(yàn)技術(shù)的研究情況，結(jié)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(yàn)技術(shù)方面借鑒國外先進(jìn)熱試驗(yàn)技術(shù)，針對后續(xù)的空間站工程在系統(tǒng)級試驗(yàn)方面作進(jìn)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(shè)備，具備了進(jìn)行艙段及部組件級真空熱試驗(yàn)的能力。參照ISS的研制試驗(yàn)情況，在繼續(xù)進(jìn)行真空熱環(huán)境試驗(yàn)設(shè)備技術(shù)研發(fā)的基礎(chǔ)上，推進(jìn)集成試驗(yàn)平臺的研發(fā)是考核和驗(yàn)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(wù)的成功實(shí)施，建議加強(qiáng)相關(guān)集成試驗(yàn)技術(shù)的研究，在載人航天器熱試驗(yàn)技術(shù)方面提出以下建議：

1）突破大型載人航天器常壓熱試驗(yàn)技術(shù)

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(jìn)行組合體的真空熱試驗(yàn)。目前常壓試驗(yàn)技術(shù)可以滿足密封艙的考核和驗(yàn)收要求，并且可以大大降低試驗(yàn)成本，是進(jìn)行空間站組合體熱試驗(yàn)的有效方法。然而，目前國內(nèi)尚無進(jìn)行大型載人航天器常壓熱試驗(yàn)的經(jīng)驗(yàn)，因此需要對常壓熱試驗(yàn)的有效性、試驗(yàn)方法、試驗(yàn)邊界模擬及其影響分析等技術(shù)難點(diǎn)進(jìn)行探索研究和突破。

2）攻克集成試驗(yàn)平臺建造與應(yīng)用技術(shù)

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

3）研究制定相關(guān)試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)和試驗(yàn)規(guī)范

國內(nèi)現(xiàn)行的《運(yùn)載器、上面級和航天器試驗(yàn)要求》（GJB 1027A—2005）[28]未包含針對大型空間站的試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)，也不是專門的載人航天器試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)。為加快我國空間站技術(shù)的發(fā)展，滿足試驗(yàn)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(yàn)規(guī)范或標(biāo)準(zhǔn)。

（References）

[1]龐賀偉, 黃本誠, 臧友竹, 等. KM6太陽模擬器設(shè)計概述[J]. 航天器環(huán)境工程, 2006, 23(3): 125-133 Pang Hewei, Huang Bencheng, Zang Youzhu, et al.Design of KM6 solar simulator[J]. Spacecraft Environment Engineering, 2006, 23(3): 125-133

[2]唐伯昶, 張加迅. 常壓熱試驗(yàn)技術(shù)在整星級航天器研制中的應(yīng)用研究[J]. 中國空間科學(xué)技術(shù), 2007, 27(5):33-37 Tang Bochang, Zhang Jiaxun. Application study of the normal atmosphere pressure thermal test technique in the development of the system-level spacecraft[J]. Chinese Space Science and Technology, 2007, 27(5): 33-37

[3]MIL-STD-1540C Test requirements for launch, upperstage, and space vehicles[S], 1994

[4]MIL-HDBK-340A Test requirements for launch, upperstage, and space vehicles: Vol I?Baselines[S], 1999

[5]Wentz G L. International Space Station environmental control and life support system: verification and test program for the United States laboratory element, SAE 2000-01-2294[R]

[6]Gentry G J, Peysa R P, Wentz G L. International Space Station(ISS)environmental control and life support(ECLS)system close-out process for launch, SAE 2001-01-2388[R]

[7]Chambliss J. Thermal control test and verification for the International Space Station: approach and status, SAE 981736[R], 1998

[8]Harper R, Solter D. Integration and test of the International Space Station U.S. laboratory module, AIAA 96-4255[R],1996

[9]Filler R. International Space Station multi-element integrated tests, IAF-99-T.2.05[R], 1999

[10]Singh-Derewa C H, Perritt E. The multi element integrated test: International Space Station, IAF-00-T.2.01[R], 2000

[11]Kitahara H. An overview of Japan’s ISS program: status and future plans, IAF-00-T.1.02[R], 2000

[12]Kitahara H. Status of Japan’s ISS program, IAF-03-T.1.03[R], 2003

[13]付仕明, 裴一飛, 郄殿福. 國際空間站集成 ECLSS/TCS試驗(yàn)綜述[J]. 航天器環(huán)境工程, 2010, 27(4):447-451 Fu Shiming, Pei Yifei, Qie Dianfu. Review of integrated ECLSS/TCS tests for ISS[J]. Spacecraft Environment Engineering, 2010, 27(4): 447-451

[14]Messidoro P, Comandatore E. Columbus pressurized module verification, N88-10842[R], 1988

[15]D’Emiliano L, Braghin M, Brandt G. Columbus attached pressurized module verification approach, IAF-92-0700[R], 1992

[16]Gargioli E, Lobascio C, Nava L. Thermal comfort in the Columbus attached pressurized module, SAE 961367[R].1996

[17]Haidl T, Lehr B, Raatschen W. Thermal comfort,ventilation efficiency, contaminant removal effectiveness and safety in the Columbus cabin, SAE 2000-01-2298[R]

[18]Rampini R, Lobascio C, Perry J, et al. Offgassing characterization of the Columbus laboratory module,SAE 2005-01-2804[R]

[19]Szigetvari Z, Trichilo M. Columbus integrated system level ECS test, SAE 2002-01-2327[R]

[20]Szigetvari Z, Vaccaneo P. Columbus integrated system level ECS test: preparation, conduction and summary,SAE 2003-01-2514[R]

[21]Bufano G, Prever E, Perotto V, et al. Columbus integrated system level ECS test correlation, SAE 2004-01-2425[R]

[22]Szigetvari Z, Witt J, Persson J, et al. Columbus environmental control system tests: verification of ATCS and ECLSS performance, SAE 2005-01-3117[R]

[23]Bufano G, Vaccaneo P, Perotto V, et al. ECS re-test analytical evaluation, SAE 2005-01-3118[R]

[24]Ichiro Aoki. ECLSS and TCS design and performance verifications of JEM in space station, AAS 03-412[R],2003

[25]Cowlard A J, Eigenbrod C, Fernandez-pello A C, et al.Large scale experiments on spacecraft fire safety,NASA-20130001713[R]

[26]Van Huss W D, Heusner W W. Space flight research relevant to health, physical education, and recreation with particular reference to Skylab’s life science experiments, ADA 532151-1979[R]

[27]Johnson Space Center. SSP 41172 qualification and acceptance environmental test requirements:International Space Station program[S]. Revision U.national aeronautics and space administration International Space Station program, 2003

[28]GJB 1027A—2005 運(yùn)載器、上面級和航天器試驗(yàn)要求[S]