國際空間站集成ECLSS/TCS試驗綜述

付仕明, 裴一飛, 郄殿福

（北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京100094）

0 引言

國際空間站（International Space Station，ISS）是目前人類發(fā)展最大最復(fù)雜的航天器，相對于美國Skylab和前蘇聯(lián)Salyut等早期實驗型空間站，ISS是一種長期型（也叫永久型）空間站，這類空間站通常為多艙段組合體式，具有多向?qū)幽芰?，具備較強的在軌維修和升級能力，能夠支持航天員在軌輪換和長期生活。

ISS由多個大型密封艙通過節(jié)點艙連接組成，艙體之間的熱量、空氣、污染物及濕氣等交換頻繁，這種不同艙體間存在的復(fù)雜的能量和物質(zhì)耦合關(guān)系對空間站的整體性能有重要影響。由于工作模式復(fù)雜，質(zhì)量和功耗大，可靠性要求高，因此空間站發(fā)射前必須經(jīng)歷嚴格的環(huán)境試驗的考核。

為了對永久型空間站的整體熱環(huán)境性能進行考核驗收，國際上逐步發(fā)展形成了一種稱為集成ECLSS/TCS（Environmental Control and Life Support System/Thermal Control System，環(huán)境控制與生命保障系統(tǒng)/熱控系統(tǒng)）的常壓試驗。（注：各國叫法稍有差異，但內(nèi)容基本一致，這里統(tǒng)一稱之為集成試驗。）

我國目前已經(jīng)成功發(fā)射多艘載人飛船，但實驗型空間站尚處于研制階段，因此了解國外相關(guān)技術(shù)的發(fā)展情況，對我國建立永久型空間站是非常重要的。

1 ISS環(huán)境試驗要求

目前常用的環(huán)境試驗標準和試驗指導(dǎo)手冊，如美國的MIL-STD-1540C[1]、MIL-HDBK-340A[2]和中國的GJB 1027A—2005[3]等都不是專門用于載人航天器的試驗標準。為了ISS計劃的順利開展，NASA、CSA、ESA、NASDA及RSA等組織共同制定了《國際空間站計劃鑒定和驗收級環(huán)境試驗要求》（SSP41172）[4]。

SSP41172從1994年A版頒布至今，已進行了20多次修訂，該標準詳細規(guī)定了ISS部組件和發(fā)射單元（大致相當(dāng)于艙段）所必需經(jīng)歷的各種環(huán)境試驗。表1是SSP41172規(guī)定的發(fā)射單元級鑒定和驗收試驗的項目，其中R代表必做，N表示不必做。由表1 可以看到，真空熱試驗不是ISS發(fā)射單元鑒定和驗收試驗的內(nèi)容。在 SSP41172中并沒有詳細規(guī)定功能試驗內(nèi)容，但根據(jù)馬歇爾空間飛行中心檢驗手冊[5]，空氣流動和流體回路等驗證和驗收都屬于功能試驗。

表1 SSP41172中規(guī)定的發(fā)射單元級試驗Table 1 The acceptance and qualification tests specified in SSP41172

ISS主要參與國通過實施集成ECLSS/TCS試驗完成表1中密封艙毒氣排放、噪音和空間站部分功能的鑒定和驗收，下面為該試驗的相關(guān)情況。

2 ISS集成試驗的實施情況

2.1 美國艙段的集成試驗

美國參與ISS的主要地面試驗設(shè)施分布在劉易斯研究中心、約翰遜空間中心、肯尼迪空間中心和馬歇爾空間飛行中心。其中劉易斯研究中心負責(zé)電源系統(tǒng)的研制和試驗，其他試驗主要由后三者完成[6]，系統(tǒng)級（即發(fā)射單元級）熱控和環(huán)控試驗則主要由馬歇爾空間飛行中心和肯尼迪空間中心完成[7]，這與當(dāng)初“自由號”空間站的規(guī)劃基本一致[8]。

ISS美國艙段的電池主動熱控系統(tǒng)、被動熱控系統(tǒng)和外部主動熱控系統(tǒng)采用真空熱試驗驗證，其余熱試驗均采用常壓方式，特別是艙段級或多艙段級熱試驗基本為常壓條件下的集成試驗[9]。

為了驗證和檢驗空間站的性能并提供在軌服務(wù)，美國在馬歇爾空間飛行中心建造了集成ECLSS/TCS試驗平臺，圖1是該集成試驗平臺的地面布局和艙段組成示意圖。試驗平臺的目的是在地面真實地模擬ISS艙內(nèi)的空氣（成分、壓力和流動等）控制和熱量控制，評估系統(tǒng)或分系統(tǒng)的性能，同時該平臺還用于空間站的在軌運行管理，例如評估分系統(tǒng)或部組件的升級改進對整個空間站的影響等[7]。

圖1 位于馬歇爾中心的美國艙段集成試驗平臺Fig.1 ECLSS/TCS test facility of USOS located at Marshall Space Flight Center

美國試驗艙的集成環(huán)控系統(tǒng)/熱控系統(tǒng)/噪音發(fā)射試驗是其最重要的地面試驗之一。該集成試驗包括了流動平衡試驗、艙內(nèi)空氣流動試驗、噪音發(fā)射試驗和集成ECLSS/TCS試驗等內(nèi)容。其中，流動平衡試驗用于驗證艙間通風(fēng)；艙內(nèi)空氣流動試驗用于驗證艙內(nèi)通風(fēng)；噪音發(fā)射試驗用于驗證艙內(nèi)噪音是否滿足要求；而ECLSS/TCS試驗則是驗證系統(tǒng)的正常工作能力并修正分析模型[10]。通過這些試驗考核驗證了美國試驗艙生保和熱控系統(tǒng)的綜合性能。

集成試驗所需的保障設(shè)備包括各種電、機構(gòu)和結(jié)構(gòu)設(shè)備，如飛行軟件、試驗的執(zhí)行和控制系統(tǒng)、熱控系統(tǒng)的冷卻模擬器、航天員系統(tǒng)的生理模擬器、載荷模擬器及試驗數(shù)據(jù)的獲取與處理系統(tǒng)等[11]。圖2是美國試驗艙在肯尼迪空間中心做試驗的情況。

圖2 美國試驗艙在肯尼迪航天中心Fig.2 US Lab at Kennedy Space Center

美國還在肯尼迪空間中心建造了世界上第一個也是目前唯一的多艙段集成試驗平臺，對 ISS實施多艙段集成試驗（Multi-Element Integrated Test，MEIT）[12-13]。MEIT的主要目的是驗證艙段接口的相容性、系統(tǒng)功能和可操作性以及驗證乘員和控制中心的在軌程序等。MEIT驗證的分系統(tǒng)包括導(dǎo)航和控制、控制與數(shù)據(jù)處理及熱控制等分系統(tǒng)，顯然多艙集成試驗的系統(tǒng)級別要比集成ECLSS/TCS試驗高。

MEIT共分3個階段實施，MEITⅠ的主要試驗硬件包括 USL（U.S.Lab，USL）和 MPLM（Mini-Pressurized Logistics Module，MPLM）等；MEITⅡ增加了8 A、9 A及11 A等飛行計劃所需的設(shè)備（主要為桁架結(jié)構(gòu)）；MEIT Ⅲ則主要針對Node2和日本艙段[12,14-15]，。

2.2 歐洲Columbus艙的集成試驗

集成系統(tǒng)試驗是Columbus艙鑒定和驗收的主要試驗之一，集成系統(tǒng)試驗的重要內(nèi)容就是集成試驗（歐洲稱為環(huán)境控制系統(tǒng)試驗，包括ECLSS和TCS），Columbus沒有開展整艙的真空熱試驗[16-17]。歐洲艙的總裝和試驗驗證主要由Astrium公司承擔(dān)（注：其TCS和ECLSS的設(shè)計和制造商是Alenia公司）。

歐洲艙集成試驗主要用于考核環(huán)境控制系統(tǒng)，修正并驗證空間站集成全局熱數(shù)學(xué)模型（Integrated Overall Mathematical Model, IOTMM）的有效性和正確性。該試驗的主要內(nèi)容包括：溫濕度控制性能試驗驗證[18]；空氣流動試驗和氣體追蹤試驗[19]；艙內(nèi)污染試驗驗證[20]；Columbus艙熱性能驗證和IOTMM修正等[21-25]。

試驗在10萬級凈化間內(nèi)進行，沒有用到空間模擬設(shè)備，也沒有在艙壁外使用加熱片或紅外燈等外熱流模擬裝置，用到的主要試驗設(shè)備包括Columbus水服務(wù)箱、空氣服務(wù)和冷卻系統(tǒng)及空間站冷卻回路裝置等。圖 3為 Columbus艙在Astrium公司集成試驗平臺上的試驗場景。

圖3 Columbus艙在試驗平臺上Fig.3 Columbus module on the test bed

空氣流速試驗通過在 Columbus艙內(nèi)布置大量的熱線風(fēng)速儀陣列，測量并評估艙內(nèi)的空氣流速分布；氣體追蹤試驗則是在艙內(nèi)布置示蹤氣體源，通過追蹤示蹤氣體的流動來評估艙內(nèi)通風(fēng)效能和污染物排出性能。

Columbus的常壓集成試驗不但考核驗收了系統(tǒng)的綜合性能，也準確修正了 Columbus的 IOTMM。IOTMM修正后的計算值與試驗值滿足要求。

2.3 日本艙段的集成試驗

ISS日本艙段[26]主要由PM、RMS及ELM-PS等部分組成，其中PM和ELM-PS是密封艙（PM是ISS最大的艙段，而ELM-PS尺寸較?。?。集成試驗主要針對PM和ELM-PS進行通風(fēng)系統(tǒng)驗證、被動熱控系統(tǒng)驗證及主動熱控系統(tǒng)驗證。多艙段的集成試驗交由美國的肯尼迪空間中心完成。

日本艙段被動熱控系統(tǒng)驗證主要針對多層隔熱組件、艙壁及各種連接件等，尺寸較小的ELM-PS在真空容器內(nèi)做熱平衡試驗，而體積較大的PM則沒有做真空熱試驗。PM的主動熱控系統(tǒng)有幾百種運行工況，其試驗由部組件級和集成系統(tǒng)級組成，圖4為PM主動熱控系統(tǒng)的試驗順序圖。

圖4 PM主動熱控系統(tǒng)的驗證試驗順序Fig.4 Verification scenario of PM ATCS

由圖4可以看到，對于PM而言，所謂系統(tǒng)級試驗主要指的是集成系統(tǒng)試驗。

圖5給出了PM與其他艙段、空間背景、太陽及地球的熱量交換關(guān)系。

圖5 日本艙PM內(nèi)外部熱量交換關(guān)系Fig.5 Thermal interactions of PM both inside and outside the cabin

由圖可知，PM通過水回路和艙間通風(fēng)向ISS的凈排熱量為33.55 kW，而PM與其他艙段、空間背景、地球和太陽的凈輻射排熱量為1.8 kW，艙體漏熱不足流體回路排熱量的5.4%?？梢?，流體回路對于空間站的整體熱性能有絕對的影響，而空間真空低溫環(huán)境下的艙體漏熱則影響甚小。

3 ISS集成試驗的特點總結(jié)與分析

1）空間站集成試驗在常壓環(huán)境下實施。主要原因有：首先組合體模式是永久型空間的主要工作模式，地面無法建造如此巨大的空間模擬器對之進行整體的真空熱試驗考核，常壓試驗的安全性高，試驗的組織實施相對容易；其次，永久型空間站的大部分儀器設(shè)備都在常壓下工作（永久型空間站密封艙內(nèi)的空氣壓力基本維持在一個大氣壓），真空的影響甚小，而且空間站密封艙體直接向空間冷黑背景的漏熱非常小，因此常壓下試驗可以滿足考核和驗收需求。

2）集成試驗主要針對單艙或多艙組合體實施，是 ISS系統(tǒng)級別最高的試驗。單艙集成試驗的主要目的是為了考核驗收艙段的ECLSS/TCS綜合性能，特別是兩者的耦合作用性能；多艙集成試驗則是為了驗證艙體間的兼容性和組合體的整體性能。這類試驗通常由空間站抓總單位或總裝試驗單位承擔(dān)，各分系統(tǒng)的設(shè)計和研制單位參與。

3）集成試驗需要專業(yè)的試驗平臺。不論是單艙的集成試驗還是多艙的集成試驗，都必須建立專門的集成試驗平臺，集成試驗平臺的典型設(shè)備包括空氣服務(wù)系統(tǒng)、水服務(wù)系統(tǒng)、冷卻模擬器、生理模擬器及各類測控設(shè)備等。集成試驗平臺在空間站研制階段用于空間站的驗證和驗收；在空間站發(fā)射入軌后用于空間站的在軌管理，例如空間站在軌關(guān)鍵動作的預(yù)演、空間站在軌故障的演示和維護方案的研究、空間站技術(shù)和性能提升的驗證以及其他相關(guān)科學(xué)研究等。

4 結(jié)束語

縱觀ISS試驗的情況，可以看到集成試驗是考核和驗收永久型空間站的最重要的試驗之一。因此建議：

1）加強大型載人航天器常壓熱試驗技術(shù)研究

集成試驗是一種常壓下實施的多系統(tǒng)試驗。對于大型空間站組合體，一方面，地面根本無法進行整體的真空熱試驗（無法建造如此巨大的空間模擬器），另一方面，常壓試驗已可以滿足考核和驗收密封艙的要求，而且可以節(jié)約大量的試驗費用。國內(nèi)目前還沒有大型載人航天器的常壓熱試驗經(jīng)驗，試驗方法、試驗有效性、試驗邊界模擬及其影響分析等關(guān)鍵技術(shù)和難點都必須進行相關(guān)的研究和探索。

2）開展集成試驗平臺的研究

如前所述，不論單艙還是多艙的集成試驗都必須建造專門的集成試驗平臺。一方面，集成試驗平臺的研制涉及眾多學(xué)科和分系統(tǒng)，是實施集成試驗的基礎(chǔ)；另一方面，集成試驗平臺（特別是多艙集成試驗平臺）的研制還需兼顧空間站的在軌管理和應(yīng)用。因此集成試驗平臺的建造與應(yīng)用是永久型空間站必須攻克的關(guān)鍵技術(shù)之一。

3）加快相關(guān)試驗標準和試驗規(guī)范的研究與制訂

目前國內(nèi)的《運載器、上面級和航天器試驗要求》（GJB 1027A—2005）并不是專門的空間站試驗標準，我國空間站技術(shù)的發(fā)展需要研究并制訂專門的空間站試驗標準或規(guī)范，以滿足試驗覆蓋性、通用性及有效性等多方面要求。

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