载人航天器系统级热试验技术现状与展望

魏传锋，姚 峰

（中国空间技术研究院 载人航天总体部，北京 100094）

0 引言

我国载人航天工程的系统级热试验设备以KM6空间环境模拟器为代表[1]，为适应后续的空间站建设需求，KM8空间环境模拟器也在天津基地进行建设；同时进行了常压热试验技术的相关研究[2]。

本文以服务空间站研制等后续载人航天器型号建设为出发点，对国外载人航天器的热试验技术进行了调研，对我国载人航天器热试验技术积累进行了总结，最后对我国载人航天器地面系统级热试验技术的发展进行了展望、提出了建议。

1 载人航天器热设计特点

载人航天器较之卫星在结构特性及热设计方面有如下特点：

1）密封舱。密封舱必须满足乘员和舱内设备长期驻留的需求。舱外一般采用多层隔热材料进行热防护，舱内采用流体回路和通风回路等主动热控手段，通过辐射器将热量排散到外界空间，因此密封舱内温度较为均匀，受空间外热流的影响较小。

2）非密封舱。一般而言，资源舱或推进舱为非密封舱，其热技术状态与普通非密封式卫星大体一致。

3）气闸舱。一般情况下，气闸舱内充满大气且与密封舱连通；乘员出舱活动时，气闸舱泄压为真空环境，属于非密封舱。

4）组合体。空间站等舱段组合体在轨飞行时，舱段规模大，各舱段之间存在较强的热流、湿气和污染物等的流通和调配，影响组合体的整体性能和乘员安全。因此，需对组合体模式下不同舱段的热量调配、湿气和污染物的扩散与流通能力进行考核。

5）部组件。载人航天器的舱外组件（包括非密封舱内的部组件）长期工作在真空环境中，与卫星设备所处环境大体一致；而密封舱内组件工作环境则与地面环境相当，只是所处环境为强迫对流换热。

对载人航天器热设计而言，其热试验方案涉及组件级热试验以及热平衡试验、热真空试验、常压热试验[3-4]等各种系统级热试验。

2 国外载人航天器热试验的发展情况

2.1 集成试验

空间站集成ECLSS/TCS（环境控制与生命保障系统/热控系统）试验是一种系统级常压试验，用于单舱或多舱整体性能的鉴定和验收。ISS（国际空间站）针对其美国舱段[5-6]、欧洲舱段以及日本舱段都建立了相应的地面集成试验平台。

ISS美国舱段的电池主/被动热控系统和外部主动热控系统通过真空热试验方式进行验证，其余分系统均采用常压热试验的方式进行验证，尤其是舱段级或多舱段级的热试验基本都是在常压条件下进行的集成试验[7]。ISS美国舱段在肯尼迪航天中心主要进行环控、热控和噪声发射等试验，包括舱内流场试验、流动平衡试验、噪声发射试验和集成ECLSS/TCS试验等。通过这些试验，对舱间通风设计的合理性、舱内通风系统设计的正确性以及舱内噪声水平进行了验证，集成ECLSS/TCS试验对系统的正常工作能力进行了验证，并利用试验数据对分析模型进行了修正[8]。此外，肯尼迪航天中心还建成了可以对 ISS多舱段进行集成试验的MEIT（Multi-Element Integrated Test）系统[9-10]，可以进行系统功能、可操作性、舱段接口相容性，以及乘员和控制中心在轨程序等的验证试验。MEIT系统的实施共分3个阶段，即MEITⅠ（USL和 MPLM 为其主要试验对象）、MEITⅡ（增加了8A、9A及11A等飞行计划所需的设备）和MEITⅢ（主要针对Node 2和日本舱段[10-12]进行设计）。

NASA马歇尔空间飞行中心的集成ECLSS/TCS试验平台主要用于对ISS舱内的空气（压力、成分和流动等）控制和热量控制进行地面模拟，评估系统性能；此外，还用于评估分系统或部组件的升级改进对整个空间站的影响[13]。

ISS哥伦布舱（COLUMBUS）未进行整舱的真空热试验[14-15]，其地面集成系统试验主要用于验证环境控制系统设计（温湿度控制性能验证[16]、流场验证[17]、舱内污染验证[18]）和对空间站集成全局热数学模型（IOTMM）进行修正和验证[19-23]。

ISS日本舱段的ELM-PS和PM是密封舱，其集成试验[24]在 NASA肯尼迪航天中心完成，进行了主/被动热控系统验证和通风系统验证。

2.2 真空热试验

1）ISS日本舱段ELM-PS的热平衡试验[24]

ISS的热真空试验设备都是针对部组件试验（有鉴定试验，也有验收试验）的。舱段级或多舱段级的热试验都是在常压条件下完成的（日本舱段ELM-PS除外），考核不同舱段间的影响时采用多舱集成试验。

NASDA对日本舱段中尺寸较小的ELM-PS进行了真空热平衡试验，而没有对尺寸较大的PM进行真空热试验。

2）欧洲ATV（自动转移飞行器）的热试验

欧洲ATV总长10.3 m，最大外径4.51 m，质量20 750 kg，分综合货运舱和推进舱2个舱段[25]。其热真空试验在欧洲LSS空间环境模拟器中进行，历时21天。

LSS是欧洲最大的真空容器，立式，高15 m，直径10 m，容积超过2300 m3。该容器建成于1986年，曾用于大型卫星的真空热试验。除常规的热沉和真空系统外，该设备还拥有太阳模拟器和运动模拟器（运动模拟器也装有热调节用的热沉）。LSS的最大吊高为7.55 m，小于ATV的总长，因此，试验时先将推进舱吊入 LSS容器内固定，再将综合货运舱吊入与推进舱连接固定（见图1）。

图1 ATV综合货运舱与推进舱在LSS内固定Fig. 1 Cargo module and propulsion module of ATV in LSS

3）美国Apollo计划的热试验

美国在开展 Apollo计划中进行了大量的真空热试验和大气环境试验，图2是S/C 008在A真空容器内（有太阳模拟器）的试验情况。

图2 S/C 008在A容器（模拟一侧被太阳正照）Fig. 2 S/C 008 in vacuum vessel A

A容器直径19.8 m，高35.66m，为立式大型空间环境试验设备，真空度 1×10-3Pa，热沉温度100～400 K可调。

4）美国Skylab计划的热试验

美国在 Skylab计划中进行了详细的污染和噪声环境的评估和试验[26]，包含大量的部组件级真空热试验，保障了该计划的开展。但 NASA马歇尔空间飞行中心 Skylab计划办公室的报告认为，对像 Skylab这样的复杂航天器进行全尺寸的热真空试验是没有权威性的。

5）俄罗斯的相关情况

ISS俄罗斯舱段遵照《国际空间站计划鉴定和验收级环境试验要求》[27]进行了相关的热试验，但目前没有证据显示Zarya和Zvezda进行了全尺寸的热真空试验。

俄罗斯建有直径17.5 m、高50 m的大型空间环境模拟器，并发射、运行了多个空间站，而且其已有的空间环境模拟器的尺寸是配合空间站单舱尺寸研制的，因此俄罗斯在早期空间站计划中应该进行了大量舱段级的真空热试验。

3 国内载人航天器热试验的现状

3.1 系统级真空热试验

为验证载人航天器热设计的正确性，并发现载人航天器在材料、工艺等方面的设计缺陷和早期失效情况，需要在真空热环境模拟容器中进行真空热试验。目前我国用于载人航天器系统级真空热试验的模拟器主要是KM6和KM8。

1）KM6真空热试验设备

KM6具备长度 15 m以下的航天器热试验能力。我国载人航天工程一期和二期的载人航天器长度为8～11 m，均在KM6空间模拟器内进行了系统级的热平衡试验和热真空试验（图3）。

图3 载人航天器在KM6内进行真空热试验Fig. 3 Manned spacecraft in the KM6 chamber

载人航天器热平衡试验尤其是整星级的热平衡试验工作量大，试验费用高，试验时间较长，但对验证航天器热设计有重要作用。

在载人航天器研制流程中，正样型号需进行热真空试验。试验中，通过提高或降低红外笼的加热功率以及开启或关闭舱内相关加热设备来进行温度拉偏。

2）KM8真空热试验设备

设计中的空间站核心舱及实验舱的舱体长度均超过了15 m的KM6试验能力上限。为满足后续空间站型号的研制需求，进行了KM8大型真空热环境模拟器（有效吊装高度为22 m）的研制。

KM8真空热环境模拟器的真空系统和低温系统建立和模拟空间站在轨运行的真空冷黑环境，根据空间站外形制作的红外笼模拟空间站在轨运行时的外热流条件。根据空间站在轨运行轨道、姿态以及站内设备开关情况确定空间站热试验的高、低温及正常运行工况，通过热平衡试验验证空间站热控系统设计的正确性，并根据试验结果修正空间站的热分析模型。在完成热平衡试验的基础上，通过拉高或降低4～7 ℃对空间站进行高低温拉偏的热真空试验，以发现空间站在设计、材料、工艺等方面的缺陷和早期失效情况。

3.2 常压集成试验

空间站常压集成试验是在常压环境（大气环境）下实施的系统级集成试验，主要包括通风流场试验、热性能试验、舱内载人环境与工效学试验、热环控集成试验。试验的主要目的是验证空间站舱段间的热管理能力、地面调温能力、通风能力、温湿度控制能力和有害气体控制能力等，以及验证空间站内的噪声控制、色彩照明、空间和界面设计等是否符合人机工效学要求。

空间站可在真空热环境模拟器内进行单舱的真空热试验，但空间站舱段之间存在通风传质传热、热控流体回路系统的耦合，只有在多舱对接状态下才能对组合体的整体热量调配能力、湿度控制能力、污染物流动与控制能力、空气压力与流动平衡能力等性能进行验证考核，而现有及在建的真空热环境模拟器都不具备支撑组合体热试验的能力，因此需进行常压状态下组合体集成试验平台的研发，以对空间站环热控等相关设计进行验证考核。

目前我国已经开展了空间站常压集成试验技术的论证攻关，通过配置一系列的外围设备形成常压试验平台，对空间站的外部环境边界进行模拟，进而对空间站在组合体状态下的通风流场设计、热设计、工效学设计、舱内大气环境（温湿度、有害气体）控制设计等进行验证。图4所示为空间站常压集成试验平台方案配置。

图4 空间站常压集成试验配置示意图Fig. 4 Configuration of ambient pressure integrated test for space station

4 我国载人航天器热试验技术展望及建议

纵观国外载人航天器地面热试验技术的研究情况，结合我国载人航天工程的发展现状，我国需要在载人航天器热试验技术方面借鉴国外先进热试验技术，针对后续的空间站工程在系统级试验方面作进一步的深入研究。

我国拥有KM6以及在建的KM8等大型真空热环境模拟设备，具备了进行舱段及部组件级真空热试验的能力。参照ISS的研制试验情况，在继续进行真空热环境试验设备技术研发的基础上，推进集成试验平台的研发是考核和验收永久型空间站的重要手段之一。为保障我国载人航天工程三期任务的成功实施，建议加强相关集成试验技术的研究，在载人航天器热试验技术方面提出以下建议：

1）突破大型载人航天器常压热试验技术

对于体积庞大的空间站组合体，由于无法建造足够大的空间环境模拟器，因而无法在地面进行组合体的真空热试验。目前常压试验技术可以满足密封舱的考核和验收要求，并且可以大大降低试验成本，是进行空间站组合体热试验的有效方法。然而，目前国内尚无进行大型载人航天器常压热试验的经验，因此需要对常压热试验的有效性、试验方法、试验边界模拟及其影响分析等技术难点进行探索研究和突破。

2）攻克集成试验平台建造与应用技术

搭建集成试验平台是进行单舱或多舱集成试验研究的前提，空间站在轨管理和应用的试验验证必须利用集成试验平台（特别是多舱集成试验平台），因此，集成试验平台的建造与应用技术必须攻克，这将涉及众多学科和分系统。

3）研究制定相关试验标准和试验规范

国内现行的《运载器、上面级和航天器试验要求》（GJB 1027A—2005）[28]未包含针对大型空间站的试验标准，也不是专门的载人航天器试验标准。为加快我国空间站技术的发展，满足试验覆盖性、通用性及有效性等方面的要求，有必要研究和制定空间站专用集成试验规范或标准。

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