張海峰，孫立臣，劉恩均，史紀軍，任國華

（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。每個密封艙都至少包括一個艙門，艙門是航天員出入密封艙的唯一通道，需要反復開關，艙門關閉后的密封性能至關重要，一旦發(fā)生泄漏，將導致密封艙艙內(nèi)壓力下降，影響載人航天器的正常運行，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。

在神舟飛船研制過程中，孫立臣等[1-2]進行了飛船艙門檢漏技術研究，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)構更復雜，該設備已經(jīng)難以滿足空間站艙門多樣化、批量化的檢漏需要，急需開發(fā)一種通用型的能夠滿足我國未來所有載人航天器艙門檢漏需要的專用設備。新研制的艙門檢漏設備主要由真空容器、熱沉、真空抽氣及檢漏系統(tǒng)、外熱流模擬系統(tǒng)、測控系統(tǒng)等組成，設備抽真空時間短、試驗溫度范圍寬、檢漏靈敏度高，性能有很大提高。主要介紹該檢漏設備研制的主要技術指標、組成系統(tǒng)、設備特點等。

1 設計原理

艙門檢漏設備原理如圖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，氦氣將通過艙門泄漏通道從充氦氣側(cè)向真空側(cè)泄漏。通過與真空側(cè)連接的氦質(zhì)譜檢漏系統(tǒng)測試氦氣泄漏量，經(jīng)過標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，真空泵對氦的抽速為SHe，真空側(cè)容器體積為V，那么在dt的時間內(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時的氦量為VdpHe，因此有：

式（4）反映了當漏孔漏入的氦氣進入真空泵內(nèi)氦分壓力的建立過程，從而實現(xiàn)真空動態(tài)氦質(zhì)譜檢漏[4]。

在實際對艙門進行檢漏時，艙門內(nèi)側(cè)充入已知濃度的氦氣，氦氣經(jīng)過艙門泄漏部位進入艙門外側(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)譜檢漏儀可以測得該側(cè)容器氦氣濃度的變化，經(jīng)過漏孔標定系統(tǒng)漏率后，即可測得艙門的漏率值，測試漏率按式（5）計算。

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

2 設備設計指標

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

（1）真空容器結(jié)構尺寸：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）其他技術參數(shù)：熱沉溫度低于100 K、試驗溫度范圍-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)組成與設計

艙門真空檢漏設備，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)容器對稱布置，可實現(xiàn)艙門雙向整體漏率動態(tài)測試。

3.1 真空容器

真空容器，設計為臥式圓筒形，容器直筒段長度為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)旋開關，真空容器結(jié)構如圖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)構圖Fig.2 The structure of vacuum chamber

圖3 艙門安裝接口結(jié)構圖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，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，熱沉由艙門內(nèi)側(cè)容器熱沉、艙門外側(cè)容器熱沉兩個部分組成，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)反應時間，s；經(jīng)計算，本系統(tǒng)反應時間τ≈2.5 s。圖4所示，每側(cè)各有一個筒體熱沉、一個大門熱沉。

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。

粗抽及前級泵：為滿足無油真空環(huán)境要求，用萊寶SP250無油螺桿干泵，作為真空系統(tǒng)的粗抽泵和高真空泵的前級泵；考慮設備長期運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，并聯(lián)使用。粗抽系統(tǒng)設計抽氣能力在30 min內(nèi)，將容器壓力抽到10 Pa。

高真空主泵：選擇對氦氣抽速、壓縮比綜合性能好的復合分子泵，每臺抽速2 000 L/s，共計6臺，艙門模擬內(nèi)側(cè)、外側(cè)各配置3臺。高真空系統(tǒng)設計抽氣能力為分子泵啟動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)采用兩臺萊寶L300型便攜式氦質(zhì)譜檢漏儀，利用真空系統(tǒng)前級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)容器上均設置一套標準漏孔，用于檢漏系統(tǒng)校準；在艙門模擬內(nèi)側(cè)和外側(cè)的抽氣管道上均設置檢漏接口，可對艙門進行正反向檢漏測試。

檢漏系統(tǒng)的反應時間和最小可檢漏率是檢漏系統(tǒng)性能的重要參數(shù)，反應時間按式（6）計算。

圖4 熱沉結(jié)構圖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)過分流后，系統(tǒng)最小可檢漏率為單臺分子泵工作時最小可檢漏率的3倍。檢漏系統(tǒng)最小可檢漏率按照式（7）進行計算。

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為前級泵對氦氣的抽速，Si為檢漏儀對氦氣的抽速。經(jīng)計算檢漏系統(tǒng)的最小可檢漏率理論上可以達到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，可實現(xiàn)艙門試驗溫度在-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)由測控計算機、溫控儀表、控制器、紅外燈等組成。測控計算機進行數(shù)據(jù)存儲與控制參數(shù)設定；溫控儀采集測溫傳感器溫度數(shù)據(jù)；同時溫控儀自動整定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 測控系統(tǒng)

測控系統(tǒng)主要功能為實現(xiàn)對設備的整體運行監(jiān)管，主要對包括真空泵、閥門、溫控儀表、檢漏儀等進行控制，以及設備溫度、真空度等參數(shù)的監(jiān)測和數(shù)據(jù)采集，總體結(jié)構如圖7所示。上位機軟件程序采用組態(tài)軟件開發(fā)，實現(xiàn)對設備的遠程控制、系統(tǒng)狀態(tài)顯示、實時數(shù)據(jù)顯示等功能。

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

4 設備性能

艙門可靠性試驗設備整體，經(jīng)過測試各項參數(shù)均達到了設計指標。在進行設備性能考核時，對環(huán)境試驗不同階段的艙門先后共進行了10次漏率測試，漏率測試分布曲線如圖8所示，漏率測試數(shù)據(jù)穩(wěn)定；艙門溫度循環(huán)試驗曲線如圖9所示，艙門升、降溫迅速，溫度保持點控制穩(wěn)定無波動。

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

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

美國也研制了國際空間站（ISS）通用艙門的檢漏設備，用于測試艙門主軸、觀察窗、艙門密封圈的漏率[5]。通過與國際空間站艙門檢漏設備主要參數(shù)進行比較，我國載人航天器艙門檢漏測試設備具有更寬的試驗溫度范圍，采用了無油真空系統(tǒng)設計，同時可以實現(xiàn)艙門雙向檢漏測試，性能指標先進。

5 結(jié)論

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