王 冉，雷劍宇，楊海峰，趙建賀

（中國空間技術(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”貨運飛船推進劑補加飛行任務(wù)為代表的空間實驗室任務(wù)的圓滿完成，標志著我國空間站任務(wù)已經(jīng)由試驗驗證階段正式進入實質(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、實驗艙Ⅰ、實驗艙Ⅱ、載人飛船和貨運飛船等，主要通過對接方式形成組合體，構(gòu)建空間站。

相比其他航天器，載人航天器最顯著的特點是須為航天員提供密封的人居環(huán)境，通過對密封艙內(nèi)總壓、氧分壓和溫濕度等環(huán)境條件進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，艙體漏率須滿足指標要求。結(jié)構(gòu)或密封面失效將導致整個密封艙艙體泄漏，會造成人員傷亡等嚴重后果，如20世紀60年代蘇聯(lián)“聯(lián)盟11號”飛船返回時因密封艙失壓導致3名航天員喪生。

根據(jù)航天器在軌檢漏的不同目標，檢漏方法大體分為整體檢漏和局部檢漏2類。整體檢漏主要是對航天器整艙泄漏情況進行監(jiān)測，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，通過膜片壓差信號來監(jiān)測生活艙的大氣泄漏情況；局部檢漏主要是對某個密封面或者是某個關(guān)鍵的液腔/氣腔的漏率進行監(jiān)測，如美國NASA設(shè)計了一種應(yīng)用于航天飛機氫泄漏的自動監(jiān)測系統(tǒng)[1]，主要由傳感器、信號處理裝置和診斷處理器3部分組成，重點監(jiān)測推進系統(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]，我國載人航天器也針對不同密封系統(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行空間站艙體總漏率測試的方法；我國的“神舟”系列載人飛船也已經(jīng)多次使用局部檢漏方法設(shè)計了艙門檢漏儀器，對艙門及對接密封面小腔進行檢漏[4]。

載人航天器交會對接后，通過對接機構(gòu)機械組件鎖緊形成剛性連接組合體，同時由主動對接機構(gòu)、被動對接機構(gòu)和2個航天器的艙門形成一個密封腔體，艙門開啟后，此段腔體將作為對接通道，供航天員從一個艙段通往另一個艙段。由于對接通道構(gòu)成形式的特殊性，其檢漏有著自己的特點。在地面測試時，受限于空間環(huán)境模擬設(shè)備的規(guī)模，通常只能給出對接前單個航天器的檢漏結(jié)果，而無法給出對接組合體對接通道的整體漏率，因此對接通道在軌檢漏作為組合體形成后、打開艙門之前判斷對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接任務(wù)的成敗。

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

針對以上問題，本文提出一種載人航天器對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間。該方法通過地面模擬試驗驗證具有較高的準確度，同時經(jīng)過我國“天舟一號”貨運飛船飛行任務(wù)的在軌驗證試驗，表明該檢漏方法可以滿足任務(wù)需求。

1 對接通道在軌保壓檢漏方法

1.1 對接通道組成

對接通道是由主、被動航天器對接機構(gòu)及兩端艙門形成的密封腔體。對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 對接通道密封環(huán)節(jié)示意圖Fig. 1 Sealing system of the docking channel

1）對接機構(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）主動對接機構(gòu)和被動對接機構(gòu)對接面使用雙道密封圈密封；

3）2個航天器艙體一端的艙門密封環(huán)節(jié)。

1.2 保壓檢漏計算公式

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

考慮對接通道內(nèi)氣體溫度變化的影響，假設(shè)初始狀態(tài)測出氣體的壓力為P1、溫度為T1，經(jīng)過時間Δt后測出終止狀態(tài)氣體壓力為P2、溫度為T2（實際計算時可以選擇一定區(qū)間測量的平均壓力和平均溫度作為計算值）。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

因此可將漏率計算公式修正為

1.3 檢漏壓力選取

我國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。但考慮到對接通道容積較小，在測量傳感器精度一定的條件下，壓差越大越容易識別系統(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，對接通道作為主、被動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，簡化檢漏前后的工作流程，節(jié)約在軌任務(wù)時間等各項因素，最終將檢漏壓力設(shè)定為艙內(nèi)大氣標稱壓力96 kPa。

1.4 傳感器參數(shù)

影響對接通道保壓法檢漏精度的因素包括：壓力傳感器測量誤差，對接通道溫度測量誤差，以及對接通道容積誤差。閆榮鑫[6]指出：壓降檢漏中當溫度和壓力測試的分辨率越高，漏率測量也越靈敏，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)品對于耐受空間環(huán)境、力學載荷，以及可靠性、安全性方面有著極高的要求，航天器平臺的配套傳感器無法達到地面高精度試驗用測量設(shè)備的高分辨率和精度；而在不增加產(chǎn)品配套的前提下，充分利用平臺現(xiàn)有傳感器是工程上可用的最優(yōu)方案。平臺傳感器精度指標見表1。

表1 平臺傳感器精度指標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)盡可能地延長檢漏時間。

1.5 檢漏時間選取

壓降法中延長檢漏時間可以提高漏率檢測結(jié)果的準確度，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)標準《衛(wèi)星檢漏試驗方法》[7]，要求地面進行空間環(huán)境下的保壓監(jiān)測法一般測試時間不少于1 d。綜合考慮檢漏用平臺傳感器的精度和航天器飛行任務(wù)可接受的保壓時間，最終確定在軌檢漏時間為24 h。

2 地面模擬驗證試驗

為驗證對接通道保壓檢漏方案中保壓時間的設(shè)定是否合理、傳感器精度是否滿足指標要求，設(shè)計了地面模擬試驗對在軌保壓檢漏方法進行驗證。采用規(guī)管輔助裝置和鉑電阻測溫傳感器實現(xiàn)對接通道內(nèi)壓力和溫度的準確測量，可以充分驗證在軌保壓檢漏方法的合理性以及保壓檢漏漏率計算的準確性[8]。

2.1 地面模擬試驗方法

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、被動對接機構(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，模擬對接通道；

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

4）航天器平臺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，實現(xiàn)對對接通道內(nèi)壓力的準確測量；

6）鉑電阻測溫傳感器懸掛于對接通道內(nèi)，進行溫度的準確測量，保證漏率計算的準確性。

2.2 地面模擬試驗系統(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，壓力測量和溫度測量等系統(tǒng)組成，如圖2所示，試驗時對接通道置于空間環(huán)境模擬器內(nèi)部，地面試驗用壓力、溫度采集系統(tǒng)在空間環(huán)境模擬器外部。

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

1）壓力測量系統(tǒng)

對接通道標稱壓力為96 kPa，電容薄膜規(guī)在此范圍內(nèi)測量精度、穩(wěn)定性能都相對較高，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)進行壓力測量。

2）溫度測量系統(tǒng)

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

2.3 保壓檢漏試驗

對接通道初始狀態(tài)與真空罐內(nèi)壓力一致，近似真空狀態(tài)。試驗開始首先進行對接通道復壓，復壓至目標值96 kPa，復壓過程中對接通道內(nèi)部氣體與周圍環(huán)境進行熱交換，初始時溫度變化較劇烈，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，即認為通道內(nèi)溫度基本穩(wěn)定，可以開始保壓檢漏試驗。

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

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

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

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

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

3 在軌試驗結(jié)果

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

表3 在軌保壓檢漏試驗數(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接通道系統(tǒng)組成特點和傳感器配套情況，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)計確定了保壓壓力和檢漏時間。該保壓檢漏方法經(jīng)歷了在軌飛行試驗驗證，在規(guī)定的時間內(nèi)獲得對接通道系統(tǒng)漏率，是對接通道保壓檢漏方法在航天器上的首次應(yīng)用。該方法對于檢漏時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)階段對接通道保壓檢漏方法研究及應(yīng)用提供重要技術(shù)支撐。