專利名稱：載人航天器常壓熱試驗(yàn)系統(tǒng)及方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于載人航天器的地面熱試驗(yàn)領(lǐng)域，具體涉及一種在常壓環(huán)境下進(jìn)行載人航天器系統(tǒng)級(jí)熱試驗(yàn)的系統(tǒng)以及利用該系統(tǒng)進(jìn)行試驗(yàn)的方法。
背景技術(shù)：
載人航天器地面熱試驗(yàn)需要對單艙和組合體的熱量管理能力、艙內(nèi)通風(fēng)環(huán)境、泄復(fù)壓溫度維持等熱性能進(jìn)行考核和驗(yàn)收，同時(shí)由于載人航天器的環(huán)控系統(tǒng)與熱控系統(tǒng)之間存在著緊密的相互聯(lián)系，必須考核熱控系統(tǒng)和環(huán)控系統(tǒng)長期協(xié)調(diào)工作的性能。此外，空間站由多艙段組合構(gòu)成組合體，各艙內(nèi)部存在復(fù)雜的熱量、空氣和水汽的傳遞關(guān)系，同時(shí)，有害氣體及污染物等也相互耦合，因此在地面試驗(yàn)時(shí)必須在組合體狀態(tài)下真實(shí)、充分地考核空間站的性能。 現(xiàn)有的載人航天器熱試驗(yàn)均利用大型空間環(huán)境模擬設(shè)備模擬空間真空、冷黑環(huán)境，使用紅外籠或者電加熱片模擬航天器在軌的外熱流邊界。對于組合體艙間通風(fēng)采用分艙模擬的方法，飛船熱試驗(yàn)時(shí)利用試驗(yàn)風(fēng)機(jī)模擬目標(biāo)飛行器的通風(fēng)熱邊界，目標(biāo)飛行器熱試驗(yàn)時(shí)采用熱控小艙模擬飛船的通風(fēng)熱邊界。現(xiàn)有的載人航天器環(huán)控系統(tǒng)試驗(yàn)單獨(dú)進(jìn)行，不在熱試驗(yàn)中進(jìn)行考核。環(huán)控系統(tǒng)試驗(yàn)在常壓環(huán)境下開展，采用長時(shí)間有人參與的方法，利用參試人員真實(shí)的代謝過程改變艙內(nèi)大氣成分，進(jìn)而考核環(huán)控系統(tǒng)性能。現(xiàn)有的載人航天器熱試驗(yàn)方法已經(jīng)不能夠應(yīng)用于空間站級(jí)別的超大型載人航天器地面熱試驗(yàn)，具體限制包括1)空間站組合體的尺寸超過我國現(xiàn)有最大空間環(huán)境模擬器的有效空間；2)真空熱試驗(yàn)費(fèi)用高，試驗(yàn)準(zhǔn)備周期長；3)不能同時(shí)考核熱控系統(tǒng)和環(huán)控系統(tǒng)協(xié)調(diào)工作的性能。因此，為了滿足我國大型空間站的研制需求，掌握在常壓環(huán)境下進(jìn)行載人航天器系統(tǒng)級(jí)熱試驗(yàn)的新方法具有工程意義。

發(fā)明內(nèi)容
為了解決上述問題，本發(fā)明提出了一種載人航天器常壓熱試驗(yàn)系統(tǒng)，該系統(tǒng)通過常壓熱試驗(yàn)對整個(gè)空間站組合體的性能進(jìn)行了考核，安全性和靈活性高，節(jié)約資源且不受真空容器的尺寸限制。此外，本發(fā)明也提供了一種利用該載人航天器常壓熱試驗(yàn)系統(tǒng)進(jìn)行常壓試驗(yàn)的方法，該常壓熱試驗(yàn)方法是發(fā)展大型載人航天器必須攻克和掌握的關(guān)鍵方法。為了實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采用了如下的技術(shù)方案一種載人航天器常壓熱試驗(yàn)系統(tǒng)，包括內(nèi)部用于設(shè)置待測試載人航天器的隔熱密封室，隔熱密封室外部設(shè)置有真空機(jī)組以及與真空機(jī)組連通的真空罐，真空罐用于為待測試載人航天器內(nèi)部設(shè)備提供真空環(huán)境，真空罐與航天器密封艙之間設(shè)置有控制真空機(jī)組運(yùn)行的控制閥，隔熱密封室外部還設(shè)置有用于為待測試載人航天器提供低溫干空氣的冷凍除濕機(jī)組以及制冷機(jī)組，制冷機(jī)組通過液體回路連接到待測試載人航天器自身攜帶的中間換熱器上，液體回路在上述隔熱密封室內(nèi)與航天器內(nèi)回路通過中間換熱器進(jìn)行熱交換。其中，液體回路為冷卻介質(zhì)回路，冷卻介質(zhì)例如為水、乙二醇水溶液。其中，液體回路進(jìn)入中間換熱器的冷側(cè)入口溫度為-5°C 15°C之間。一種利用上述系統(tǒng)進(jìn)行常壓熱試驗(yàn)的方法，包括以下步驟I)冷凍除濕機(jī)組將進(jìn)入的空氣冷卻除濕后提供到隔熱密封室與其內(nèi)部的待測試載人航天器之間的空間中，該低溫干空氣的溫度控制在5°C 20°C，相對濕度控制在15%以下；2)將制冷機(jī)組通過液體回路連接到待測試載人航天器內(nèi)部自帶的中間換熱器上，并控制液體回路進(jìn)入中間換熱器的冷側(cè)入口溫度在_5°C 15°C ；3)真空機(jī)組通過真空罐為待測試載人航天器內(nèi)部設(shè)備提供真空環(huán)境，真空罐內(nèi)的 真空度維持在KT3Pa KT2Pa ；4)在設(shè)定好上述條件后，進(jìn)行載人航天器常壓熱試驗(yàn)。本發(fā)明解決了現(xiàn)有載人航天器系統(tǒng)級(jí)熱試驗(yàn)受空間環(huán)境模擬設(shè)備尺寸限制、考核不充分等問題，在大型載人航天器地面熱試驗(yàn)方面提出全新的方式，可以對整個(gè)空間站組合體的性能進(jìn)行考核，安全性和靈活性非常高，減少試驗(yàn)花費(fèi)，提升我國航天器熱試驗(yàn)水平。


圖I是本發(fā)明的載人航天器常壓熱試驗(yàn)系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)示意圖。圖2是本發(fā)明的載人航天器常壓熱試驗(yàn)方法的流程圖。
具體實(shí)施例方式以下介紹的是作為本發(fā)明所述內(nèi)容的具體實(shí)施方式
，下面通過具體實(shí)施方式
對本發(fā)明的所述內(nèi)容作進(jìn)一步的闡明。當(dāng)然，描述下列具體實(shí)施方式
只為示例本發(fā)明的不同方面的內(nèi)容，而不應(yīng)理解為限制本發(fā)明范圍。如附圖I所示，本發(fā)明的載人航天器常壓熱試驗(yàn)系統(tǒng)，包括隔熱密封室、真空機(jī)組、真空罐、控制閥、冷凍除濕機(jī)組、制冷機(jī)組以及液體回路等部分組成。隔熱密封室內(nèi)部用于設(shè)置待測試載人航天器，并為載人航天器提供可控的局部環(huán)境。隔熱密封室為立方體結(jié)構(gòu)，六個(gè)面由聚氨酯或聚苯隔熱彩鋼板構(gòu)成。航天器與地面之間采用聚四氟乙烯材料支撐，確保航天器與地面隔熱。隔熱密封室外部設(shè)置有真空機(jī)組以及與真空機(jī)組連通的真空罐，真空罐用于為待測試載人航天器內(nèi)部的CO2凈化裝置、微量有害氣體消除裝置等環(huán)境控制設(shè)備提供真空環(huán)境，滿足這些設(shè)備再生解吸時(shí)需要的真空條件。真空罐與航天器密封艙之間設(shè)置有控制真空機(jī)組運(yùn)行的控制閥。隔熱密封室外部還設(shè)置有用于為待測試載人航天器提供低溫干空氣的冷凍除濕機(jī)組以及制冷機(jī)組。冷凍除濕機(jī)組將外部空氣冷卻除濕后提供到隔熱密封室與其內(nèi)部的待測試載人航天器之間的空間中，為航天器提供低溫干燥的空氣環(huán)境。制冷機(jī)組通過液體回路連接到待測試載人航天器自身攜帶的中間換熱器上，液體回路在上述隔熱密封室內(nèi)與航天器內(nèi)回路通過中間換熱器進(jìn)行熱交換。液體回路為冷卻介質(zhì)回路，冷卻介質(zhì)例如為水、乙二醇水溶液。結(jié)合上述硬件設(shè)備，利用本發(fā)明的試驗(yàn)方法可以按照如附圖2所示的載人航天器常壓熱試驗(yàn)基本流程開展試驗(yàn)。首先利用冷凍除濕機(jī)組，在隔熱密封室內(nèi)為待測試載人航天器提供可控的空氣環(huán)境，低溫干空氣的溫度控制在5°C 20°C，相對濕度控制在15%以下。此環(huán)境可以滿足不同測試工況航天器熱邊界的模擬要求，同時(shí)保障航天器低溫表面不發(fā)生結(jié)露。第二步開啟制冷機(jī)組，通過液體回路連接到待測試載人航天器自身攜帶的中間換熱器上，液體回路在隔熱密封室內(nèi)與航天器內(nèi)回路通過中間換熱器進(jìn)行熱交換。制冷機(jī)組控制液體回路進(jìn)入中間換熱器的冷側(cè)入口溫度在_5°C 15°C之間，此溫度范圍可以模擬不同測試工況航天器冷源的性能。第三步待測試載人航天器內(nèi)部的設(shè)備開機(jī)，整個(gè)航天器按照試驗(yàn)工況設(shè)置運(yùn)行，待到航天器溫度穩(wěn)定后開始測試各個(gè)設(shè)備性能。第四步開啟真空機(jī)組，使真空罐內(nèi)的真空度維持在10_3Pa_10_2Pa。當(dāng)CO2凈化裝置、微量有害氣體消除裝置等環(huán)境控制設(shè)備需要再生解吸時(shí)，打開控制閥，為設(shè)備提供所需的真空環(huán)境。最后當(dāng)試驗(yàn)達(dá)到工況結(jié)束要求時(shí)結(jié)束試驗(yàn)或者進(jìn)入下一試驗(yàn)工況。本發(fā)明的試驗(yàn)方法適用于單個(gè)載人航天器艙段，也適用于多個(gè)載人航天器艙段組合成的組合體。本發(fā)明的試驗(yàn)流程可以根據(jù)實(shí)際試驗(yàn)項(xiàng)目靈活安排，試驗(yàn)系統(tǒng)中的各種硬件裝置可以針對不同試驗(yàn)項(xiàng)目單獨(dú)使用或者組合使用。盡管上文對本發(fā)明的具體實(shí)施方式
給予了詳細(xì)描述和說明，但是應(yīng)該指明的是， 本領(lǐng)域的技術(shù)人員可以依據(jù)本發(fā)明的精神對上述實(shí)施方式進(jìn)行各種等效改變和修改，其所產(chǎn)生的功能作用在未超出說明書及附圖所涵蓋的精神時(shí)，均應(yīng)在本發(fā)明保護(hù)范圍之內(nèi)。
權(quán)利要求
1.一種載人航天器常壓熱試驗(yàn)系統(tǒng)，包括內(nèi)部用于設(shè)置待測試載人航天器的隔熱密封室，隔熱密封室外部設(shè)置有真空機(jī)組以及與真空機(jī)組連通的真空罐，真空罐用于為待測試載人航天器內(nèi)部設(shè)備提供真空環(huán)境，真空罐與航天器密封艙之間設(shè)置有控制真空機(jī)組運(yùn)行的控制閥，隔熱密封室外部還設(shè)置有用于為待測試載人航天器提供低溫干空氣的冷凍除濕機(jī)組以及制冷機(jī)組，制冷機(jī)組通過液體回路連接到待測試載人航天器自身攜帶的中間換熱器上，液體回路在上述隔熱密封室內(nèi)與航天器內(nèi)回路通過中間換熱器進(jìn)行熱交換。
2.如權(quán)利要求I所述的載人航天器常壓熱試驗(yàn)系統(tǒng)，其中，所述液體回路為冷卻介質(zhì)回路。
3.如權(quán)利要求2所述的載人航天器常壓熱試驗(yàn)系統(tǒng)，其中，所述冷卻介質(zhì)為水或乙二醇水溶液。
4.如權(quán)利要求1-3任一項(xiàng)所述的載人航天器常壓熱試驗(yàn)系統(tǒng)，其中，所述液體回路進(jìn)入中間換熱器的冷側(cè)入口溫度為_5°C 15°C之間。
5.一種利用權(quán)利要求1-4任一項(xiàng)所述系統(tǒng)進(jìn)行常壓熱試驗(yàn)的方法，包括以下步驟 1)冷凍除濕機(jī)組將進(jìn)入的空氣冷卻除濕后提供到隔熱密封室與其內(nèi)部的待測試載人航天器之間的空間中，該低溫干空氣的溫度控制在5°C 20°C，相對濕度控制在15%以下； 2)將制冷機(jī)組通過液體回路連接到待測試載人航天器內(nèi)部自帶的中間換熱器上，并控制液體回路進(jìn)入中間換熱器的冷側(cè)入口溫度在_5°C 15°C ； 3)真空機(jī)組通過真空罐為待測試載人航天器內(nèi)部設(shè)備提供真空環(huán)境，真空罐內(nèi)的真空度維持在KT3Pa KT2Pa ； 4)在設(shè)定好上述條件后，進(jìn)行載人航天器常壓熱試驗(yàn)。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種載人航天器常壓熱試驗(yàn)系統(tǒng)及利用其進(jìn)行常壓熱試驗(yàn)的方法，該系統(tǒng)包括內(nèi)部用于設(shè)置載人航天器的隔熱密封室，其外部設(shè)置有真空機(jī)組以及真空罐，真空罐用于為載人航天器內(nèi)部提供真空環(huán)境，真空罐與航天器密封艙之間設(shè)置有控制真空機(jī)組運(yùn)行的控制閥，隔熱密封室外部還設(shè)置有冷凍除濕機(jī)組以及制冷機(jī)組，制冷機(jī)組通過液體回路連接到待測試載人航天器自身攜帶的中間換熱器上，液體回路在上述隔熱密封室內(nèi)與航天器內(nèi)回路通過中間換熱器進(jìn)行熱交換。本發(fā)明在大型載人航天器地面熱試驗(yàn)方面提出全新的方式，可對整個(gè)空間站組合體的性能進(jìn)行考核，安全性和靈活性非常高，減少試驗(yàn)花費(fèi)，提升我國航天器熱試驗(yàn)水平。
文檔編號(hào)B64F5/00GK102765488SQ20121027005
公開日2012年11月7日 申請日期2012年8月1日 優(yōu)先權(quán)日2012年8月1日
發(fā)明者孫繼鵬, 李西園, 王晶, 簡亞彬, 紀(jì)欣言, 蘇新明, 裴一飛, 郄殿福, 陶濤 申請人:北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所