載人航天器對接通道保壓檢漏方法

王 冉，雷劍宇，楊海峰，趙建賀

（中國空間技術研究院 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為代表的空間實驗室任務的圓滿完成，標志著我國空間站任務已經由試驗驗證階段正式進入實質性建設階段。按照后期任務規劃，10年內將先后發射多艘載人航天器，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境，通過對密封艙內總壓、氧分壓和溫濕度等環境條件進行控制來保障航天員在軌的舒適生活和工作。載人航天器發射前均須完成結構和密封環節的檢漏和氣密試驗，艙體漏率須滿足指標要求。結構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“聯盟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測，如俄羅斯載人航天器配置了生命保障系統中的壓力調節裝置，通過膜片壓差信號來監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鍵的液腔/氣腔的漏率進行監測，如美國NASA設計了一種應用于航天飛機氫泄漏的自動監測系統[1]，主要由傳感器、信號處理裝置和診斷處理器3部分組成，重點監測推進系統中氫泄漏的情況。

載人航天器密封系統主要包括艙體密封系統和管路密封系統[2]，我國載人航天器也針對不同密封系統開展了相應的檢漏方法研究和應用，閆榮鑫等[3]綜合考慮空間站容積、可接受系統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多次使用局部檢漏方法設計了艙門檢漏儀器，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，通過對接機構機械組件鎖緊形成剛性連接組合體，同時由主動對接機構、被動對接機構和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，受限于空間環境模擬設備的規模，通常只能給出對接前單個航天器的檢漏結果，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，其檢漏結果直接影響載人航天器對接任務的成敗。

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和簡化，認為兩端艙門和機械組件結構部分無泄漏，只通過對接面小腔漏率結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，同時經過我國“天舟一號”貨運飛船飛行任務的在軌驗證試驗，表明該檢漏方法可以滿足任務需求。

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及兩端艙門形成的密封腔體。對接通道組成及其密封環節示意如圖1所示，主要密封環節包括：

圖1 對接通道密封環節示意圖Fig. 1 Sealing system of the docking channel

1）對接機構與航天器艙體結構通過螺栓連接，其間使用雙道密封圈密封；

2）主動對接機構和被動對接機構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節。

1.2 保壓檢漏計算公式

依據孟冬輝等[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，廣泛應用于航天業。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部的壓力變化，計算對接通道的漏率。設對接通道容積為V，在時間Δt內其壓力變化為ΔP，則漏率為

考慮對接通道內氣體溫度變化的影響，假設初始狀態測出氣體的壓力為P1、溫度為T1，經過時間Δt后測出終止狀態氣體壓力為P2、溫度為T2（實際計算時可以選擇一定區間測量的平均壓力和平均溫度作為計算值）。根據理想氣體狀態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，近似為真空環境。從節省氣源的角度來說，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，綜合考慮檢漏系統的精度和穩定度，簡化檢漏前后的工作流程，節約在軌任務時間等各項因素，最終將檢漏壓力設定為艙內大氣標稱壓力96 kPa。

1.4 傳感器參數

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。

受限于航天產品對于耐受空間環境、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備的高分辨率和精度；而在不增加產品配套的前提下，充分利用平臺現有傳感器是工程上可用的最優方案。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果的準確度，但依據具體的飛行任務要求，航天器形成組合體之后應盡快完成組合體的聯通，為航天員提供安全可靠的密封環境。參考行業標準《衛星檢漏試驗方法》[7]，要求地面進行空間環境下的保壓監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定是否合理、傳感器精度是否滿足指標要求，設計了地面模擬試驗對在軌保壓檢漏方法進行驗證。采用規管輔助裝置和鉑電阻測溫傳感器實現對接通道內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）通過空間環境模擬器的粗抽系統與高真空系統，建立保壓檢漏所需的真空環境模擬；

2）使用載人航天器主、被動對接機構預先鎖緊形成組合體結構，并在兩端封堵工藝堵蓋，模擬對接通道；

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

4）航天器平臺用傳感器安裝到位并與在軌工作狀態保持一致，可以在試驗中穩定工作；

5）采用真空規放置在規管輔助裝置內的方式，實現對對接通道內壓力的準確測量；

6）鉑電阻測溫傳感器懸掛于對接通道內，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

地面模擬系統主要由環境模擬設備的粗抽及高真空，壓力測量和溫度測量等系統組成，如圖2所示，試驗時對接通道置于空間環境模擬器內部，地面試驗用壓力、溫度采集系統在空間環境模擬器外部。

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

1）壓力測量系統

對接通道標稱壓力為96 kPa，電容薄膜規在此范圍內測量精度、穩定性能都相對較高，且廣泛應用于科研和工業領域[9]，因此選擇量程10～110 000 Pa、精度0.20%的電容薄膜規進行壓力測量。

2）溫度測量系統

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

2.3 保壓檢漏試驗

對接通道初始狀態與真空罐內壓力一致，近似真空狀態。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部氣體與周圍環境進行熱交換，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，即認為通道內溫度基本穩定，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高精度傳感器同步開始工作，對對接通道內的氣體溫度和壓力變化進行持續記錄。保壓過程中通道內壓力變化緩慢，保壓初始時通道內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據見表2。由表中數據可見，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據Table 2 The experimental results of pressure maintaining leak detection

為驗證保壓時間設定的合理性，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、溫度數據進行漏率計算，如圖3所示。由圖可見，保壓初始的1.5 h內漏率計算結果出現上下波動，保壓10 h后漏率計算結果的變化趨勢變緩，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，與地面模擬試驗結果基本一致。在軌試驗結果表明，對接通道保壓檢漏方法有效，在規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，在軌試驗結果如表3所示。

表3 在軌保壓檢漏試驗數據Table 3 The flight test results of pressure maintaining leak detection

4 結束語

文章通過分析載人航天器對接通道系統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，并結合航天器需求設計確定了保壓壓力和檢漏時間。該保壓檢漏方法經歷了在軌飛行試驗驗證，在規定的時間內獲得對接通道系統漏率，是對接通道保壓檢漏方法在航天器上的首次應用。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，為后續空間站任務階段對接通道保壓檢漏方法研究及應用提供重要技術支撐。