載人航天器艙門真空檢漏設(shè)備研制

張海峰，孫立臣，劉恩均，史紀(jì)軍，任國(guó)華

（北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京 100094）

0 引言

在載人航天器中，航天員的生活艙必須是密封艙，以確保航天員的生命安全。每個(gè)密封艙都至少包括一個(gè)艙門，艙門是航天員出入密封艙的唯一通道，需要反復(fù)開(kāi)關(guān)，艙門關(guān)閉后的密封性能至關(guān)重要，一旦發(fā)生泄漏，將導(dǎo)致密封艙艙內(nèi)壓力下降，影響載人航天器的正常運(yùn)行，甚至威脅航天員的生命安全。艙門是載人航天器的重要密封產(chǎn)品，需要在地面進(jìn)行模擬航天器在軌飛行條件的溫度、壓力條件下的檢漏，以確保艙門的在軌密封性能。

在神舟飛船研制過(guò)程中，孫立臣等[1-2]進(jìn)行了飛船艙門檢漏技術(shù)研究，采用氦質(zhì)譜真空檢漏方法，模擬艙門在軌工作壓力、溫度，檢測(cè)艙門整體漏率[3]。在研制中的空間站，艙門尺寸更大、數(shù)量更多、結(jié)構(gòu)更復(fù)雜，該設(shè)備已經(jīng)難以滿足空間站艙門多樣化、批量化的檢漏需要，急需開(kāi)發(fā)一種通用型的能夠滿足我國(guó)未來(lái)所有載人航天器艙門檢漏需要的專用設(shè)備。新研制的艙門檢漏設(shè)備主要由真空容器、熱沉、真空抽氣及檢漏系統(tǒng)、外熱流模擬系統(tǒng)、測(cè)控系統(tǒng)等組成，設(shè)備抽真空時(shí)間短、試驗(yàn)溫度范圍寬、檢漏靈敏度高，性能有很大提高。主要介紹該檢漏設(shè)備研制的主要技術(shù)指標(biāo)、組成系統(tǒng)、設(shè)備特點(diǎn)等。

1 設(shè)計(jì)原理

艙門檢漏設(shè)備原理如圖1所示，艙門安裝在真空容器內(nèi)部隔板上，將真空容器分割為內(nèi)外兩部分，檢漏時(shí)在艙門內(nèi)側(cè)充入工作壓力氦氣，另一側(cè)抽真空，氦氣將通過(guò)艙門泄漏通道從充氦氣側(cè)向真空側(cè)泄漏。通過(guò)與真空側(cè)連接的氦質(zhì)譜檢漏系統(tǒng)測(cè)試氦氣泄漏量，經(jīng)過(guò)標(biāo)定后得到艙門總漏率。

圖1 艙門真空檢漏系統(tǒng)原理圖Fig.1 The principle diagram of vacuum leak testing facility for hatch

在真空檢漏系統(tǒng)中，假定漏孔漏率為QHe，真空泵對(duì)氦的抽速為SHe，真空側(cè)容器體積為V，那么在dt的時(shí)間內(nèi)漏入的氦量為QHedt，一部分被抽走，另一部分漏入的氦在真空泵中建立起的氦分壓為pHe（不包括本底），而這一部分被抽走的氦量為SHepHedt；另一部分是體積V內(nèi)壓力升高dpHe時(shí)的氦量為VdpHe，因此有：

式（4）反映了當(dāng)漏孔漏入的氦氣進(jìn)入真空泵內(nèi)氦分壓力的建立過(guò)程，從而實(shí)現(xiàn)真空動(dòng)態(tài)氦質(zhì)譜檢漏[4]。

在實(shí)際對(duì)艙門進(jìn)行檢漏時(shí)，艙門內(nèi)側(cè)充入已知濃度的氦氣，氦氣經(jīng)過(guò)艙門泄漏部位進(jìn)入艙門外側(cè)真空容器后，連接在艙門外側(cè)的真空系統(tǒng)上的氦質(zhì)譜檢漏儀可以測(cè)得該側(cè)容器氦氣濃度的變化，經(jīng)過(guò)漏孔標(biāo)定系統(tǒng)漏率后，即可測(cè)得艙門的漏率值，測(cè)試漏率按式（5）計(jì)算。

式中：Is為標(biāo)準(zhǔn)漏孔打開(kāi)后的輸出值；I0為系統(tǒng)本底值；QS為標(biāo)準(zhǔn)漏孔漏率的檢定值，Pa·m3/s；D為施加氦氣的濃度，%。

2 設(shè)備設(shè)計(jì)指標(biāo)

為了適應(yīng)載人航天發(fā)展新要求及空間站任務(wù)的需要，根據(jù)載人航天器在軌運(yùn)行條件，分析艙門所處的溫度、壓力等條件，確定了艙門檢漏設(shè)備主要設(shè)計(jì)指標(biāo)，真空檢漏設(shè)備主要技術(shù)參數(shù)：

（1）真空容器結(jié)構(gòu)尺寸：筒體容器Φ2 m×3 m、艙門安裝隔板Φ2 m×0.02 m、模擬艙門內(nèi)側(cè)容器Φ2 m×1.48 m、模擬艙門外側(cè)容器Φ2 m×1.48 m；

（2）熱沉有效尺寸：模擬艙門內(nèi)側(cè)容器熱沉Ф1.7 m×1.4 m、模擬艙門外側(cè)容器熱沉Ф1.7 m×1.4 m、容器大門熱沉Ф1.7 m；

（3）其他技術(shù)參數(shù)：熱沉溫度低于100 K、試驗(yàn)溫度范圍-80～+120℃、極限真空度＜5×10-5Pa、系統(tǒng)檢漏靈敏度＜5×10-9Pa·m3/s。

3 系統(tǒng)組成與設(shè)計(jì)

艙門真空檢漏設(shè)備，由真空容器、熱沉、真空抽氣與檢漏系統(tǒng)、外熱流模擬系統(tǒng)、測(cè)控系統(tǒng)等組成。真空容器內(nèi)部焊接艙門安裝接口，艙門安裝完成后，將容器分為艙門內(nèi)側(cè)容器和艙門外側(cè)容器兩部分，兩側(cè)容器對(duì)稱布置，可實(shí)現(xiàn)艙門雙向整體漏率動(dòng)態(tài)測(cè)試。

3.1 真空容器

真空容器，設(shè)計(jì)為臥式圓筒形，容器直筒段長(zhǎng)度為3 000 mm，內(nèi)徑為Φ2 000 mm，容器兩端均為大門，大門與容器鉸接側(cè)旋開(kāi)關(guān)，真空容器結(jié)構(gòu)如圖2所示。容器內(nèi)部焊接艙門安裝接口，接口厚度20 mm，用于安裝艙門，結(jié)構(gòu)如圖3所示。容器筒體被艙門安裝接口分為兩部分，分為艙門內(nèi)側(cè)容器、艙門外側(cè)容器兩段，分別用于模擬載人航天器密封艙內(nèi)部大氣環(huán)境、密封艙外部真空環(huán)境。

圖2 真空容器結(jié)構(gòu)圖Fig.2 The structure of vacuum chamber

圖3 艙門安裝接口結(jié)構(gòu)圖Fig.3 The structure of hatch installation interface

3.2 熱沉

熱沉采用不銹鋼管焊接銅翅片的管板結(jié)構(gòu)，熱沉壁板內(nèi)表面噴涂黑漆，管道內(nèi)部通入液氮，工作溫度低于100 K。根據(jù)真空容器結(jié)構(gòu)，熱沉由艙門內(nèi)側(cè)容器熱沉、艙門外側(cè)容器熱沉兩個(gè)部分組成，如

式中：V為真空容器容積，m3；S為分子泵的抽速，m3/s；τ為系統(tǒng)反應(yīng)時(shí)間，s；經(jīng)計(jì)算，本系統(tǒng)反應(yīng)時(shí)間τ≈2.5 s。圖4所示，每側(cè)各有一個(gè)筒體熱沉、一個(gè)大門熱沉。

3.3 真空抽氣與檢漏系統(tǒng)

真空抽氣與檢漏系統(tǒng)如圖5所示。

粗抽及前級(jí)泵：為滿足無(wú)油真空環(huán)境要求，用萊寶SP250無(wú)油螺桿干泵，作為真空系統(tǒng)的粗抽泵和高真空泵的前級(jí)泵；考慮設(shè)備長(zhǎng)期運(yùn)行的可靠性和故障備份功能，艙門內(nèi)側(cè)容器和外側(cè)容器，各布置兩臺(tái)，并聯(lián)使用。粗抽系統(tǒng)設(shè)計(jì)抽氣能力在30 min內(nèi)，將容器壓力抽到10 Pa。

高真空主泵：選擇對(duì)氦氣抽速、壓縮比綜合性能好的復(fù)合分子泵，每臺(tái)抽速2 000 L/s，共計(jì)6臺(tái)，艙門模擬內(nèi)側(cè)、外側(cè)各配置3臺(tái)。高真空系統(tǒng)設(shè)計(jì)抽氣能力為分子泵啟動(dòng)3 h后將容器真空度抽到＜5×10-3Pa；在熱沉通入液氮的情況下，容器極限真空度＜5×10-5Pa。

檢漏系統(tǒng)：檢漏系統(tǒng)采用兩臺(tái)萊寶L300型便攜式氦質(zhì)譜檢漏儀，利用真空系統(tǒng)前級(jí)泵作為輔助泵組建檢漏系統(tǒng)。在艙門模擬內(nèi)側(cè)、外側(cè)容器上均設(shè)置一套標(biāo)準(zhǔn)漏孔，用于檢漏系統(tǒng)校準(zhǔn)；在艙門模擬內(nèi)側(cè)和外側(cè)的抽氣管道上均設(shè)置檢漏接口，可對(duì)艙門進(jìn)行正反向檢漏測(cè)試。

檢漏系統(tǒng)的反應(yīng)時(shí)間和最小可檢漏率是檢漏系統(tǒng)性能的重要參數(shù)，反應(yīng)時(shí)間按式（6）計(jì)算。

圖4 熱沉結(jié)構(gòu)圖Fig.4 The structure of thermal shroud

圖5 真空抽氣與檢漏系統(tǒng)圖Fig.5 The principle diagram of vacuum pumping and vacuum leak testing system

檢漏系統(tǒng)最小可檢漏率：開(kāi)啟三套分子泵后，理想狀態(tài)下每套抽氣系統(tǒng)的抽氣能力相同，經(jīng)過(guò)分流后，系統(tǒng)最小可檢漏率為單臺(tái)分子泵工作時(shí)最小可檢漏率的3倍。檢漏系統(tǒng)最小可檢漏率按照式（7）進(jìn)行計(jì)算。

式中：Qemin為檢漏系統(tǒng)最小可檢漏率；Qmin為檢漏儀最小可檢漏率；Sf為前級(jí)泵對(duì)氦氣的抽速，Si為檢漏儀對(duì)氦氣的抽速。經(jīng)計(jì)算檢漏系統(tǒng)的最小可檢漏率理論上可以達(dá)到2.2×10-10Pa·m3/s。

3.4 外熱流模擬系統(tǒng)

外熱流模擬采用紅外燈陣，可實(shí)現(xiàn)艙門試驗(yàn)溫度在-70～+120℃范圍內(nèi)的連續(xù)調(diào)節(jié)要求，系統(tǒng)原理如圖6所示，系統(tǒng)由測(cè)控計(jì)算機(jī)、溫控儀表、控制器、紅外燈等組成。測(cè)控計(jì)算機(jī)進(jìn)行數(shù)據(jù)存儲(chǔ)與控制參數(shù)設(shè)定；溫控儀采集測(cè)溫傳感器溫度數(shù)據(jù)；同時(shí)溫控儀自動(dòng)整定PID參數(shù)，調(diào)節(jié)控制器輸出功率，控制紅外燈陣加熱熱流大小，實(shí)現(xiàn)溫度閉環(huán)反饋控制；系統(tǒng)溫度控制精度優(yōu)于±1℃。

圖6 外熱流模擬系統(tǒng)原理圖Fig.6 The principle diagram of thermal simulation system

3.5 測(cè)控系統(tǒng)

測(cè)控系統(tǒng)主要功能為實(shí)現(xiàn)對(duì)設(shè)備的整體運(yùn)行監(jiān)管，主要對(duì)包括真空泵、閥門、溫控儀表、檢漏儀等進(jìn)行控制，以及設(shè)備溫度、真空度等參數(shù)的監(jiān)測(cè)和數(shù)據(jù)采集，總體結(jié)構(gòu)如圖7所示。上位機(jī)軟件程序采用組態(tài)軟件開(kāi)發(fā)，實(shí)現(xiàn)對(duì)設(shè)備的遠(yuǎn)程控制、系統(tǒng)狀態(tài)顯示、實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)顯示等功能。

圖7 測(cè)控系統(tǒng)示意圖Fig.7 Schematic diagram of measure and control system

4 設(shè)備性能

艙門可靠性試驗(yàn)設(shè)備整體，經(jīng)過(guò)測(cè)試各項(xiàng)參數(shù)均達(dá)到了設(shè)計(jì)指標(biāo)。在進(jìn)行設(shè)備性能考核時(shí)，對(duì)環(huán)境試驗(yàn)不同階段的艙門先后共進(jìn)行了10次漏率測(cè)試，漏率測(cè)試分布曲線如圖8所示，漏率測(cè)試數(shù)據(jù)穩(wěn)定；艙門溫度循環(huán)試驗(yàn)曲線如圖9所示，艙門升、降溫迅速，溫度保持點(diǎn)控制穩(wěn)定無(wú)波動(dòng)。

圖8 艙門漏率測(cè)試分布曲線Fig.8 The leak rate test distribution curve of the hatch

圖9 艙門溫度循環(huán)試驗(yàn)曲線Fig.9 Temperature cycling test curve of the hatch

美國(guó)也研制了國(guó)際空間站（ISS）通用艙門的檢漏設(shè)備，用于測(cè)試艙門主軸、觀察窗、艙門密封圈的漏率[5]。通過(guò)與國(guó)際空間站艙門檢漏設(shè)備主要參數(shù)進(jìn)行比較，我國(guó)載人航天器艙門檢漏測(cè)試設(shè)備具有更寬的試驗(yàn)溫度范圍，采用了無(wú)油真空系統(tǒng)設(shè)計(jì)，同時(shí)可以實(shí)現(xiàn)艙門雙向檢漏測(cè)試，性能指標(biāo)先進(jìn)。

5 結(jié)論

為了滿足空間站艙門多樣化、批量化的檢漏需求，新開(kāi)發(fā)了通用型的載人航天器艙門真空檢漏設(shè)備，設(shè)備主要由真空容器、熱沉、真空抽氣及檢漏系統(tǒng)、外熱流模擬系統(tǒng)、測(cè)控系統(tǒng)等組成，總體性能指標(biāo)先進(jìn)，能夠滿足后續(xù)載人航天器發(fā)展的艙門檢漏需要。