郝亞新，劉 敏，孫玉瑋,3*，張 羽

（1. 北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所； 2. 北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部；3. 北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所 可靠性與環(huán)境工程技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室：北京 100094）

0 引言

國際空間站是目前在軌運(yùn)行最大的空間平臺，主要由美國航空航天局（NASA）、歐洲航天局（ESA）、俄羅斯國家航天集團(tuán)（Roscosmos）、加拿大空間局（CSA）以及日本宇宙航空研究開發(fā)機(jī)構(gòu)（JAXA）共建。從1998 年正式建站至2010 年全面投入使用，歷時10 多年。

國際空間站采用了桁架掛艙式結(jié)構(gòu)[1]，由桁架、太陽電池陣、航天員居住艙、實(shí)驗(yàn)艙、服務(wù)艙及對接過渡艙等組成[2]，可供多名航天員長期居住和生活。

國際空間站具有系統(tǒng)體積龐大、構(gòu)型復(fù)雜、接口眾多、載荷種類不確定的特點(diǎn)，其結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的正確性、制造工藝的合理性、承受振動噪聲環(huán)境的能力、熱控設(shè)計(jì)的正確性、熱控系統(tǒng)在各種模式下的工作性能、熱分析數(shù)學(xué)模型等均需要驗(yàn)證。這些驗(yàn)證需求給地面試驗(yàn)帶來了巨大的挑戰(zhàn)。本文調(diào)研了國際空間站各艙段的系統(tǒng)級力學(xué)試驗(yàn)、熱試驗(yàn)以及組件環(huán)境試驗(yàn)情況，以期為我國空間站的地面試驗(yàn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)、研制提供參考。

1 環(huán)境試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)及要求

《國際空間站計(jì)劃鑒定和驗(yàn)收級環(huán)境試驗(yàn)要求》（2003）[3]作為各艙段進(jìn)行地面試驗(yàn)驗(yàn)證的依據(jù)，是國際空間站各設(shè)計(jì)參與機(jī)構(gòu)都應(yīng)遵守的通用空間站環(huán)境試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)[4-11]，從1994 年A 版初次頒布至今，一共進(jìn)行了20 多次修訂，目前已修訂到U 版。其具有以下特點(diǎn)：

1）試驗(yàn)項(xiàng)目覆蓋航天器經(jīng)歷的全部環(huán)境

航天器經(jīng)歷的環(huán)境包括地面的存儲環(huán)境、氣候環(huán)境、運(yùn)輸環(huán)境；發(fā)射過程的力學(xué)環(huán)境和軌道運(yùn)行中的空間環(huán)境[12]。要確保航天器能夠經(jīng)受各種預(yù)期的環(huán)境，在要求的壽命期內(nèi)正常工作，就必須在研制過程中在不同的裝配級別（元器件、部件、組件、系統(tǒng)或艙段）進(jìn)行相應(yīng)的環(huán)境試驗(yàn)。

2）試驗(yàn)條件盡量接近實(shí)際

航天器研制過程中對重量的限制較嚴(yán)格，設(shè)計(jì)的余量很小，因此要求試驗(yàn)條件盡量接近實(shí)際，才能避免因試驗(yàn)條件過于苛刻導(dǎo)致過試驗(yàn)，使航天器受到損害；同時，試驗(yàn)條件也不能太過寬松導(dǎo)致欠試驗(yàn)，使試驗(yàn)達(dá)不到驗(yàn)證效果。只有充分了解航天器在壽命期間所經(jīng)受的環(huán)境效應(yīng)，才能制定合理和符合實(shí)際的試驗(yàn)條件。

3）試驗(yàn)方法能真實(shí)再現(xiàn)或模擬實(shí)際環(huán)境

環(huán)境模擬是指在環(huán)境效應(yīng)和環(huán)境預(yù)示研究的基礎(chǔ)上，使試驗(yàn)設(shè)備模擬出的環(huán)境與實(shí)際的產(chǎn)品環(huán)境接近，從而使試驗(yàn)足夠有效，能充分暴露產(chǎn)品在設(shè)計(jì)和制造過程中存在的問題。

SSP 41172[3]主要規(guī)定了部組件和發(fā)射單元（大致相當(dāng)于艙段）所必須經(jīng)歷的各種環(huán)境試驗(yàn)，表1是其規(guī)定的發(fā)射單元級鑒定和驗(yàn)收試驗(yàn)的項(xiàng)目，其中R 代表必做，N 代表非必做。

表1 SSP 41172 中規(guī)定的發(fā)射單元級鑒定和驗(yàn)收試驗(yàn)[13]Table 1 The acceptance and qualification tests for launch unit specified in SSP 41172

2 國際空間站力學(xué)試驗(yàn)

由于地面力學(xué)試驗(yàn)設(shè)備能力有限，空間站無法以整艙狀態(tài)進(jìn)行鑒定、驗(yàn)收試驗(yàn)，表2 匯總了國際空間站已發(fā)射入軌的各艙段所開展力學(xué)試驗(yàn)的簡要信息[14-15]。

國際空間站各單艙艙段均開展了模態(tài)試驗(yàn)，主要采用固定夾具方式與自由懸吊技術(shù)進(jìn)行系統(tǒng)級試驗(yàn)。模態(tài)試驗(yàn)的目的是從激勵輸入和響應(yīng)輸出數(shù)據(jù)中識別結(jié)構(gòu)的數(shù)學(xué)模型和特性參數(shù)，用試驗(yàn)結(jié)果來驗(yàn)證和修正數(shù)學(xué)模型和綜合試驗(yàn)?zāi)Ｐ?，進(jìn)一步校核動態(tài)分析結(jié)果的有效性，檢查結(jié)構(gòu)中的薄弱部位，鑒定結(jié)構(gòu)的動態(tài)特性能否滿足設(shè)計(jì)要求。

2.1 NASA 的艙段模態(tài)試驗(yàn)

國際空間站的美國艙段均由航天飛機(jī)搭載裝配完成；航天飛機(jī)搭載的艙段或結(jié)構(gòu)有效載荷也稱飛行單元（flight element）。通常首先通過固支狀態(tài)的模態(tài)試驗(yàn)和整艙模型修正進(jìn)行飛行單元-航天飛機(jī)耦合分析；然后通過柔性支承模態(tài)試驗(yàn)驗(yàn)證飛行單元與國際空間站連接界面處模型的正確性，作為系統(tǒng)建模的基礎(chǔ)。

1996 年12 月—2001 年5 月，NASA 的馬歇爾空間飛行中心（Marshall Space Flight Center, MSFC）針對國際空間站的7 個飛行單元開展了模態(tài)試驗(yàn)。這7 個飛行單元包括3 個艙段——節(jié)點(diǎn)艙（Node）、實(shí)驗(yàn)艙（Laboratory）和氣閘艙（Airlock），以及4 個桁架模塊——P6、P3/P4、S1/P1 和P5。每個飛行單元都在MSFC 的航天飛機(jī)有效載荷模態(tài)試驗(yàn)臺（shuttle payload modal test bed, SPMTB）上進(jìn)行測試，這一獨(dú)特設(shè)備可以對任意航天飛機(jī)貨運(yùn)單元進(jìn)行模態(tài)測試鑒定，故又稱通用試驗(yàn)裝置（universal test fixture, UTF），如圖1[16]所示。

圖1 航天飛機(jī)有效載荷模態(tài)試驗(yàn)臺Fig. 1 Shuttle Payload Modal Test Bed (SPMTB)

1996 年12 月資源節(jié)點(diǎn)艙在該試驗(yàn)臺上進(jìn)行了測試，隨后7 個主要的國際空間站飛行單元均在試驗(yàn)臺上進(jìn)行了測試。表3 給出了相關(guān)試驗(yàn)信息。圖2 和圖3 分別為公共艙原型和節(jié)點(diǎn)艙進(jìn)行模態(tài)試驗(yàn)的情況[17]。

圖2 國際空間站公共艙原型模態(tài)試驗(yàn)Fig. 2 Prototype of the public cabin of International Space Station during modal test

圖3 國際空間站節(jié)點(diǎn)艙模態(tài)試驗(yàn)Fig. 3 The node cabin of International Space Station during modal test

表3 國際空間站主要飛行單元的結(jié)構(gòu)模態(tài)試驗(yàn)列表Table 3 List of modal test for main structures of International Space Station

MSFC 所進(jìn)行的飛行單元模態(tài)試驗(yàn)主要采用的激勵方法是隨機(jī)振動和正弦掃描激勵。全部儀器設(shè)備都在試驗(yàn)前進(jìn)行標(biāo)定和安裝，加速度傳感器粘貼在試件上，且結(jié)構(gòu)部件的每個測量點(diǎn)上都有Kapton條標(biāo)記來辨識位置，也便于試驗(yàn)后移動儀器設(shè)備。由于需要測量大量的加速度響應(yīng)信號，所以在每次數(shù)據(jù)采集中都要記錄多個批次（分組測量）的測量數(shù)據(jù)，直至全部通道測量完畢。將傳感器的標(biāo)定值從數(shù)據(jù)庫輸入到相應(yīng)的設(shè)備通道，激振器安裝在激振器支架上或懸吊安裝在選定的位置，載荷加載單元通過鋁箔安裝在試件上。隨機(jī)振動試驗(yàn)的輸入激勵均方根值一般在15～20 lbf（67～89 N）。

2.2 ESA 的艙段模態(tài)試驗(yàn)

ESA 承擔(dān)了國際空間站長期在軌的Columbus和Node 2 等艙段的研制，針對這些艙段數(shù)學(xué)模型的驗(yàn)證同樣進(jìn)行了模態(tài)試驗(yàn)。其中最早的模態(tài)試驗(yàn)是由Alenia 團(tuán)隊(duì)針對多功能后勤艙（multi-purpose logistics module, MPLM）開展的，并研制了相應(yīng)的試驗(yàn)裝置。1999 年Alenia 團(tuán)隊(duì)開發(fā)了Alenia 移動模態(tài)試驗(yàn)系統(tǒng)[17]，該系統(tǒng)安裝于可移動箱體內(nèi)，可提供896 個測量通道，這些通道可以同時采集、處理和顯示試驗(yàn)數(shù)據(jù)；試驗(yàn)激勵由8 個閉環(huán)控制激勵通道提供。

Columbus 艙采用模擬發(fā)射段的固支模態(tài)試驗(yàn)裝置，如圖4[18]所示。在通用對接機(jī)構(gòu)的被動部分增加一個精心設(shè)計(jì)的附加質(zhì)量，將連接的局部模態(tài)頻率降低到結(jié)構(gòu)整體模態(tài)的頻率范圍內(nèi)，以便驗(yàn)證結(jié)構(gòu)整艙的主要模型。經(jīng)調(diào)研，Columbus 艙模態(tài)試驗(yàn)共安裝了20 個激勵裝置（其中外部安裝9 個，艙內(nèi)安裝11 個），采用了702 個測量通道（對應(yīng)234 個測點(diǎn)），并最終獲取了26 個“目標(biāo)”振型（“target” modes）。Node 2 艙模態(tài)試驗(yàn)選取了25 個“目標(biāo)”振型，安裝了23 個激勵裝置（7 個外部，16 個內(nèi)部），采用了783 個測量通道（對應(yīng)261 個測點(diǎn)）。針對于這2 次模態(tài)試驗(yàn)，還安裝了35 個特定的加速度計(jì)用于確保飛行邊界條件的質(zhì)量。Columbus 和Node 2艙分別獲取了36 和33 個模態(tài)振型，并針對在軌約束結(jié)構(gòu)的數(shù)學(xué)模型進(jìn)行了驗(yàn)證，如圖5[18]所示。

圖4 Columbus 艙模態(tài)試驗(yàn)裝置Fig. 4 Modal test device for the Columbus cabin

圖5 Columbus 艙模態(tài)試驗(yàn)裝置數(shù)學(xué)模型Fig. 5 Mathematical model of modal test device for the Columbus cabin

2.3 小結(jié)

NASA 和ESA 對國際空間站艙段進(jìn)行的力學(xué)試驗(yàn)有很多值得學(xué)習(xí)的經(jīng)驗(yàn)，如通用試驗(yàn)裝置的研制、試驗(yàn)裝置的可移動以及為確保飛行邊界條件所做的特殊設(shè)計(jì)。我國的空間站艙段力學(xué)試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)不僅要按照艙段的飛行邊界條件考慮激勵裝置、采集通道和配重等問題，也要考慮試驗(yàn)裝置的通用性和可移動性。

3 國際空間站熱試驗(yàn)

國際空間站通過單艙、多艙常壓熱試驗(yàn)對單艙、多艙組合體的空氣流動、熱流調(diào)配、艙段的兼容性等進(jìn)行驗(yàn)證，同時利用試驗(yàn)平臺進(jìn)行空間站在軌的管理和支持試驗(yàn)，通過系統(tǒng)級真空熱試驗(yàn)考核氣閘艙、艙段間連接處的真空適應(yīng)能力和熱保持能力；通過組件級熱試驗(yàn)，對艙外大型部組件（如輻射器、太陽電池陣等）進(jìn)行熱考核[19]。

3.1 美國艙段的熱試驗(yàn)

圖6[13]是位于MSFC 的美國艙段集成試驗(yàn)平臺的平面布局和艙段組成示意。在國際空間站運(yùn)行過程中，該試驗(yàn)平臺提供了一個與飛行狀態(tài)一致的集成地面測試平臺，幫助技術(shù)人員解決組裝和運(yùn)行過程中的問題，起到優(yōu)化系統(tǒng)性能，驗(yàn)證系統(tǒng)改進(jìn)和升級，驗(yàn)證工程分析和模型，發(fā)展后續(xù)的環(huán)控生保/艙內(nèi)熱控系統(tǒng)技術(shù)的作用。該技術(shù)支撐試驗(yàn)平臺配套的環(huán)控生保/艙內(nèi)熱控系統(tǒng)與在軌運(yùn)行狀態(tài)一致。

圖6 MSFC 美國艙段集成試驗(yàn)平臺的平面布局Fig. 6 Layout of integrated test platform for the US cabin in MSFC

美國艙段（USL）的集成環(huán)控系統(tǒng)/熱控系統(tǒng)/噪聲發(fā)射試驗(yàn)是驗(yàn)證熱控和環(huán)控生保系統(tǒng)綜合性能最重要的地面試驗(yàn)，包括了集成ECLSS/TCS 試驗(yàn)、艙內(nèi)空氣流動試驗(yàn)、流動平衡試驗(yàn)和噪聲發(fā)射試驗(yàn)等。其中，ECLSS/TCS 試驗(yàn)用于驗(yàn)證系統(tǒng)的正常工作能力并修正分析模型[20]；艙內(nèi)空氣流動試驗(yàn)用于驗(yàn)證艙內(nèi)通風(fēng)；流動平衡試驗(yàn)用于驗(yàn)證艙間通風(fēng)；噪聲發(fā)射試驗(yàn)用于驗(yàn)證艙內(nèi)噪聲是否滿足要求。

集成試驗(yàn)所需的保障設(shè)備包括機(jī)構(gòu)和結(jié)構(gòu)設(shè)備，如試驗(yàn)的執(zhí)行和控制系統(tǒng)、飛行軟件、航天員系統(tǒng)的生理模擬器、熱控系統(tǒng)的冷卻模擬器、載荷模擬器及試驗(yàn)數(shù)據(jù)的獲取與處理系統(tǒng)等[21]。圖7[13]是USL 在肯尼迪航天中心進(jìn)行試驗(yàn)的情況。

圖7 USL 在肯尼迪航天中心進(jìn)行試驗(yàn)Fig. 7 USL during test in Kennedy Space Center

NASA 還在肯尼迪航天中心建造了世界上第一個多艙段集成試驗(yàn)平臺，對國際空間站實(shí)施多艙段集成試驗(yàn)，可對導(dǎo)航和控制、控制與數(shù)據(jù)處理及熱控制等分系統(tǒng)進(jìn)行驗(yàn)證。其主要目的是驗(yàn)證艙段接口的相容性、系統(tǒng)功能和可操作性以及乘員和控制中心的在軌程序正確性等。

3.2 日本艙段的熱試驗(yàn)

日本艙段主要由PM、RMS、ELM-PS、EF 及ELM-ES 等5 部分組成，其中PM 和ELM-PS 是密封艙，且PM 為國際空間站最大的艙段（ELM-PS 的尺寸較?。Ｒ虼薐AXA 主要針對PM 和ELM-PS進(jìn)行了熱相關(guān)的集成試驗(yàn)[22]。

PM 的熱試驗(yàn)主要包括主動熱控系統(tǒng)驗(yàn)證、被動熱控系統(tǒng)驗(yàn)證和通風(fēng)系統(tǒng)分析驗(yàn)證。通風(fēng)系統(tǒng)的驗(yàn)證包括散流器的驗(yàn)證、艙內(nèi)空氣流速的分析與驗(yàn)證等。熱數(shù)學(xué)模型交由第三方審查后，再進(jìn)行試驗(yàn)的考核修正。由于PM 的體積太大，JAXA 的空間模擬設(shè)備無法容納，所以只有尺寸較小的ELMPS 在真空容器內(nèi)進(jìn)行了熱平衡試驗(yàn)。PM 的主動熱控系統(tǒng)有幾百個工況模式，為了節(jié)約經(jīng)費(fèi)和時間并能全面驗(yàn)證，JAXA 通過分析驗(yàn)證對試驗(yàn)驗(yàn)證工況進(jìn)行了篩選。

3.3 歐洲艙段的熱試驗(yàn)

歐洲艙段的集成試驗(yàn)主要目的是考核環(huán)境控制系統(tǒng)，驗(yàn)證并修正空間站集成全局熱數(shù)學(xué)模型的正確性和有效性。由于技術(shù)和經(jīng)費(fèi)方面的原因，熱試驗(yàn)并沒有在真空容器中進(jìn)行，而是在常壓集成試驗(yàn)系統(tǒng)中完成。

Astrium 公司主要承擔(dān)歐洲艙段的總裝和試驗(yàn)驗(yàn)證，包括集成試驗(yàn)。圖8[13]展示了Columbus 艙在集成試驗(yàn)平臺上進(jìn)行試驗(yàn)的場景。歐洲艙段的常壓熱試驗(yàn)在10 萬級潔凈房間內(nèi)進(jìn)行，沒有使用空間模擬設(shè)備，也沒有在艙壁外使用加熱片和紅外燈等外熱流模擬裝置；集成試驗(yàn)直接在總裝大廳的常壓大氣環(huán)境下實(shí)施，采用了與國際空間站美國艙段和日本艙段相同的熱試驗(yàn)技術(shù)。主要外圍試驗(yàn)設(shè)備包括空氣服務(wù)和冷卻系統(tǒng)、空間站冷卻回路裝置及Columbus 艙水服務(wù)箱等。

圖8 Columbus 艙在集成試驗(yàn)平臺上進(jìn)行試驗(yàn)Fig. 8 The Columbus cabin on the integrated test platform during test

通風(fēng)系統(tǒng)試驗(yàn)主要考核艙內(nèi)空氣流場，驗(yàn)證主動模式下的艙內(nèi)污染氣體排放情況等。試驗(yàn)驗(yàn)證了系統(tǒng)的眾多工況模式，其中僅溫濕度控制性能的驗(yàn)證就進(jìn)行了幾十個工況。

3.4 俄羅斯艙段的熱試驗(yàn)

俄羅斯建有直徑17.5 m、高40 m 的大型空間環(huán)境模擬器。國際空間站俄羅斯艙段的試驗(yàn)項(xiàng)目設(shè)計(jì)遵循《國際空間站計(jì)劃鑒定和驗(yàn)收級環(huán)境試驗(yàn)要求》的規(guī)定，但目前沒有找到Zarya 和Zvezda 艙段進(jìn)行全尺寸熱真空試驗(yàn)的相關(guān)文獻(xiàn)。由于蘇聯(lián)/俄羅斯發(fā)射并運(yùn)行了眾多空間站，而且其已有的空間環(huán)境模擬器的尺寸是針對空間站單艙尺寸研制的，據(jù)推測應(yīng)該進(jìn)行了大量艙段級的真空熱試驗(yàn)。

3.5 國際空間站部組件級熱試驗(yàn)

國際空間站的主要外露部件都進(jìn)行了嚴(yán)密的熱試驗(yàn)考核，下面列舉部分熱試驗(yàn)情況。

3.5.1 輻射器的熱真空展開試驗(yàn)和熱真空性能試驗(yàn)

國際空間站的輻射器進(jìn)行了熱真空展開試驗(yàn)和性能試驗(yàn)，試驗(yàn)現(xiàn)場情況見圖9 和圖10[23]。

圖9 國際空間站輻射器熱真空展開試驗(yàn)Fig. 9 Thermal vacuum expansion test of the radiator of International Space Station

圖10 國際空間站輻射器熱真空性能試驗(yàn)Fig. 10 Thermal vacuum property test of the radiator of International Space Station

3.5.2 太陽電池片的熱循環(huán)試驗(yàn)

為驗(yàn)證太陽電池在軌長期工作的性能退化情況，在1994 年8 月—1995 年3 月期間，NASA 進(jìn)行了太陽電池片的加速壽命試驗(yàn)。該試驗(yàn)在常壓條件下完成，進(jìn)行了24 000 個循環(huán)，相當(dāng)于在軌工作4 年多。圖11 是試驗(yàn)的裝置，試驗(yàn)結(jié)果見圖12[24]。

圖11 太陽電池片加速壽命試驗(yàn)裝置Fig. 11 Device for accelerated life test of solar cells

圖12 太陽電池片加速壽命試驗(yàn)曲線Fig. 12 The curve of the accelerated life test for solar cells

3.6 小結(jié)

國際空間站的熱試驗(yàn)主要包括真空熱試驗(yàn)和常壓下的集成試驗(yàn)。各艙段的承研國家/機(jī)構(gòu)，有些限于技術(shù)和經(jīng)費(fèi)條件不能完成整艙的真空熱試驗(yàn)，也有些認(rèn)為復(fù)雜航天器進(jìn)行全尺寸熱真空試驗(yàn)的結(jié)果并不具有權(quán)威性[25]，但都在常壓下驗(yàn)證了各艙段的熱控系統(tǒng)和環(huán)控生保的綜合性能。環(huán)控生保系統(tǒng)是空間站特有的必須得到驗(yàn)證的系統(tǒng)，其試驗(yàn)項(xiàng)目復(fù)雜，包括：艙內(nèi)氣體成分的監(jiān)測分析和內(nèi)部泄漏試驗(yàn)，空氣流動與壓力平衡試驗(yàn)，溫濕度控制性能試驗(yàn)，CO2去除性能試驗(yàn)，艙內(nèi)泄/復(fù)壓試驗(yàn)及艙內(nèi)噪聲發(fā)生與控制試驗(yàn)，甚至霉菌試驗(yàn)等。

4 結(jié)束語

本文通過對國際空間站試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)，各艙段系統(tǒng)級力學(xué)試驗(yàn)、熱試驗(yàn)以及組件環(huán)境試驗(yàn)的調(diào)研，介紹了國際空間站部分艙段及組件的試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)、試驗(yàn)方法和試驗(yàn)驗(yàn)證項(xiàng)目，可為我國空間站的地面試驗(yàn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)、研制提供參考。

結(jié)合我國載人航天工程的發(fā)展現(xiàn)狀，本文的調(diào)研內(nèi)容可以推動后續(xù)空間站工程在系統(tǒng)級試驗(yàn)方面[26]作進(jìn)一步深入研究；對其他復(fù)雜飛行器的研制，也可根據(jù)其設(shè)計(jì)特點(diǎn)，在試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)和試驗(yàn)規(guī)劃時加以借鑒。