國際空間站哥倫布艙系統(tǒng)級環(huán)境控制系統(tǒng)試驗

付仕明，孫玉瑋，陳金明，郄殿福

（1.北京電子工程總體研究所，北京 100854；2.北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京 100094）

0 引言

哥倫布艙是國際空間站的重要艙段，由歐洲阿斯特里姆公司（Astrium Bremen，主承包商）和阿萊尼亞公司（Alenia Spazio）開發(fā)。其直徑4.5 m、長7 m、容積75 m3，空重10 t，設計壽命至少10年，可以提供10 個國際標準載荷機柜、3 個儲存機柜和3 個系統(tǒng)機柜，供3 名航天員同時在軌工作。其艙內(nèi)空氣溫度18～27 ℃，露點溫度4.4～15.6 ℃，相對濕度25%～70%，控溫精度±1 ℃[1]，為航天員提供了舒適的工作環(huán)境。該艙已于2008年2月11日由“亞特蘭蒂斯”號航天飛機攜帶入軌并成功安裝于國際空間站上。在美國實驗艙的協(xié)助下，哥倫布艙可以展開微重力下的生命科學、基礎材料、流體物理和空間基礎研究。

哥倫布艙的環(huán)境控制系統(tǒng)包括環(huán)境控制與生命保障（環(huán)控生保）系統(tǒng)和熱控系統(tǒng)。環(huán)控生保系統(tǒng)用于控制艙內(nèi)的空氣壓力、通風和溫濕度。熱控系統(tǒng)既有主動熱控也有被動熱控：主動熱控子系統(tǒng)完成熱量收集以及載荷和分系統(tǒng)設備的冷卻；被動熱控子系統(tǒng)包括艙壁加熱系統(tǒng)和多層隔熱材料等各類被動熱控設施。環(huán)控生保系統(tǒng)在主動熱控系統(tǒng)的輔助下工作。哥倫布艙的環(huán)境控制系統(tǒng)的熱設計是通過系統(tǒng)級集成試驗來鑒定和驗證的[2]。

與國內(nèi)航天器系統(tǒng)級熱試驗通常依賴大型空間環(huán)境模擬設備[3]不同，哥倫布艙的系統(tǒng)級熱試驗沒有使用大型空間環(huán)模設備，也沒有使用太陽模擬器和紅外燈等通常熱平衡試驗所需的外熱流模擬設施，而是繼承了國際空間站美國艙段和日本艙段的熱試驗技術[4-6]，即直接在總裝大廳的常壓大氣環(huán)境下實施環(huán)境集成試驗[7]。

1 試驗目的和配套設施

哥倫布艙系統(tǒng)級環(huán)境控制系統(tǒng)（ECS）試驗的主要目的是收集熱數(shù)據(jù)以驗證集成全局熱數(shù)學模型的有效性，通過綜合驗證方式驗證主動熱控系統(tǒng)和環(huán)控生保系統(tǒng)的接口關系。設備級的真空熱試驗和分系統(tǒng)級的熱/水力試驗已經(jīng)針對鑒定件和飛行模擬件等開展過，因此在系統(tǒng)級試驗中沒有必要重復實施[8]。

哥倫布艙集成系統(tǒng)級環(huán)境控制系統(tǒng)試驗在總裝大廳（潔凈度10 萬級）實施，試驗支持設備包括：

1）哥倫布艙水服務箱，用于回路充裝、排干、流體準備和試驗期間主動熱控子系統(tǒng)水回路的相關服務；

2）空氣服務和冷卻單元，在試驗準備期間利用潔凈和受控的空氣對艙體進行沖刷，例如提供艙間通風的供氣和回氣；

3）一個換熱器接口，用于代替空間站冷卻回路，提供合適的水流量和壓力降，并且排走規(guī)定的最大熱載荷；

4）兩臺有效載荷模擬器，用于熱和水力的模擬，能提供流量在30～190 kg/h 時的水力阻力和每臺6 kW 的最大模擬熱載荷。

圖1是哥倫布艙在總裝大廳潔凈間進行環(huán)境控制系統(tǒng)試驗的情況。試驗期間使用地面支持設備實現(xiàn)不同系統(tǒng)功能的激活性能驗證，并模擬所有的國際空間站機電液接口，由此向系統(tǒng)發(fā)布命令并監(jiān)視試驗運行情況。

在哥倫布艙安裝了150 個額外的熱電偶，以測量試驗過程中的關鍵參數(shù)，溫度測量精度為±1 ℃，右舷錐的測點位置見圖2。為了存儲更多的數(shù)據(jù)并便于處理，試驗中使用了兩套數(shù)采系統(tǒng)對數(shù)據(jù)進行采集、監(jiān)視、顯示、存儲和打印。

圖1 哥倫布艙的ECS 試驗狀態(tài)Fig.1 Columbus module ECS test configuration

圖2 溫度測點分布（右舷錐）Fig.2 Temperature measurement locations(starboard cone)

2 試驗工況設置及實施順序

2.1 試驗工況設置

試驗包含穩(wěn)態(tài)試驗和瞬態(tài)試驗，穩(wěn)態(tài)試驗用于驗證熱數(shù)學模型的典型熱導，瞬態(tài)試驗用于驗證系統(tǒng)的瞬態(tài)特性和控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性。試驗工況除了包括熱性能工況外，還包括故障工況和故障恢復工況。為了驗證哥倫布艙的水力性能，還設置了有效載荷流量調(diào)節(jié)閥的試驗工況[9]。

試驗工況的選擇基于以下假設：

1）只對幾個有代表性的工況而不是對所有的運行模式和狀態(tài)轉(zhuǎn)變過程都進行試驗，以驗證主動熱控系統(tǒng)和環(huán)控生保系統(tǒng)的集成性能（包括涉及的相關軟件）；

2）升高艙體溫度以模擬最大熱工況，并造成沿結(jié)構方向的最大溫度梯度；

3）忽略潔凈房間環(huán)境變化（輻射和對流等引起的）的影響。

盡管試驗中的某些狀態(tài)特別是外表面極端溫度和艙外環(huán)境溫度與在軌狀態(tài)不一致，但哥倫布艙ECS 試驗采用了與國際空間站其他艙段通用的試驗方法，因此也可以通過相似試驗對哥倫布艙進行驗證，例如，哥倫布艙所用的多層隔熱組件與意大利多功能增壓后勤艙的相同，則后者的試驗結(jié)果可用于驗證哥倫布艙環(huán)境控制系統(tǒng)的性能?；谝陨峡紤]，設置了以下8 個工況[10]。

1）由發(fā)射狀態(tài)啟動（LtA）到支持模式（冷工況）

該工況是模擬熱控系統(tǒng)由被動模式轉(zhuǎn)換為支持模式，此時艙體上會出現(xiàn)最大溫度梯度；驗證主動熱控系統(tǒng)和環(huán)控生保系統(tǒng)的啟動性能；驗證系統(tǒng)的瞬態(tài)熱數(shù)學模型。

試驗開始時，預設艙體狀態(tài)（冷工況），艙間通風空氣進口溫度18 ℃、中間換熱器溫度4 ℃、調(diào)整主動熱控系統(tǒng)水回路初始溫度和艙內(nèi)空氣溫度。試驗條件滿足要求時，試驗開始按照預先制定的方案啟動，進入支持模式，直至再次達到穩(wěn)定狀態(tài)。

2）由發(fā)射狀態(tài)啟動（LtA）到支持模式（熱工況）

該工況與冷態(tài)工況類似，但在邊界條件和加熱器的設置上作了調(diào)整，即在艙內(nèi)創(chuàng)造足夠大的溫度梯度。試驗條件調(diào)整為：艙間通風空氣進口溫度18 ℃，艙壁溫度20 ℃，中間換熱器溫度穩(wěn)定在5.6 ℃，艙壁加熱器的設定點溫度為34～35 ℃。

3）艙壁溫度最大/最小調(diào)節(jié)

在該工況，艙壁溫度被設置為最?。?8 ℃）、中間（23 ℃）和最大（27 ℃）3 種可調(diào)值，在執(zhí)行過程中，通過設置艙間通風流量來驗證空氣服務與冷卻單元的控制穩(wěn)定性。該試驗一方面是要驗證艙壁溫度控制的準確性，另一方面是要驗證主動熱控系統(tǒng)水回路在換熱器接口處隨載荷變化的適應能力。此外，該試驗工況也可驗證控溫閥“振蕩運行（kick operation）”和艙溫控制程序的適應性，但是基于冷凝換熱器最新的鑒定試驗結(jié)果，并且溫度控制閥的周期性“振蕩運行”和艙內(nèi)溫度的相對擾動已被驗證，因此沒有進行專門的艙內(nèi)潛熱模擬。

4）換熱器排干（CHX dry-out）性能試驗

該試驗工況將復現(xiàn)標準運行程序 環(huán)控生保系統(tǒng)換熱器周期性排干。通過該工況驗證系統(tǒng)保持“正常條件”的溫度、濕度及空氣供應條件。

該試驗必須預先使艙壁處于低溫狀態(tài)（18 ℃）及支持模式（所有相關分系統(tǒng)設備開啟，但有效載荷不工作）。系統(tǒng)達到設定條件后，控制啟動換熱器排干程序，程序時間特別是控制順序和時間間隔是主動熱控系統(tǒng)控制法則驗證的重要條件。試驗參數(shù)穩(wěn)定后該工況結(jié)束。

5）有效載荷流量選擇

哥倫布艙內(nèi)部安裝的有效載荷都能按預設的精度選擇冷卻水流量，該試驗驗證水流量選擇閥的工作能力，即驗證主動熱控系統(tǒng)回路的水力和流量選擇閥的準確性。在該工況中不需要將有效載荷產(chǎn)生的熱量加到流體冷卻系統(tǒng)中。由于在環(huán)境控制系統(tǒng)試驗中只有兩臺有效載荷模擬器，從水力考核的角度來說必須仔細地選擇極端載荷在水回路中的位置，所以把模擬器放在具有最大和最小水力阻力的流體支管上。

6）有效載荷重構（功能和熱/水力）

由于試驗中只有兩臺載荷模擬器可以利用以及試驗條件的限制，所以只能實施某些特定的試驗工況?；跓?水力分析的結(jié)果，從主動熱控的觀點來看，認為小散熱量和水流量的情況最為關鍵；另外，也對最大散熱量的情況進行了考核以驗證最大熱載荷的排散能力。

試驗工況第一階段從0 W 到3.0 kW（單臺有效載荷模擬器），再從3.0 kW 到12.0 kW（兩臺有效載荷模擬器）。其目的是從主動熱控系統(tǒng)控制律的角度實施幾個有限的有效載荷配置情況，具體包括：

①有效載荷熱耗從0 kW 轉(zhuǎn)換為3.0 kW（單臺模擬器）；

②有效載荷熱耗從3.0 kW 轉(zhuǎn)換為12.0 kW（兩臺模擬器）；

③有效載荷熱耗從12.0 kW 轉(zhuǎn)換回3.0 kW；

④有效載荷熱耗從3.0 kW 轉(zhuǎn)換回0 kW。

但是由于地面輔助設施的限制，熱耗最高只有10.5 kW，而沒有達到12.0 kW 的名義熱耗。在重新配置后系統(tǒng)都穩(wěn)定可控。

7）水回路重構（從正常工況到冗余工況）

試驗中關掉正常運轉(zhuǎn)的回路泵，冷卻能力的短時喪失會導致潛在的熱沖擊，2 min 后重新啟動回路泵，以此來驗證熱/水力干擾和回路的恢復情況。試驗顯示系統(tǒng)在整個過程中穩(wěn)定可控。

水回路重構過程中正常的切換由程序自動控制，而在試驗過程中則必須實施手動控制，以保障為分系統(tǒng)提供合適的冷量。在試驗實施過程中，有效載荷模擬器在不同流量下可能會出現(xiàn)切斷錯誤的情況，這時可以手動將其接通。

8）國際空間站中間換熱器旁通（熱/水力）

該試驗工況再現(xiàn)系統(tǒng)失去1 臺中間換熱器的情況，以驗證故障和維護維修狀態(tài)下主動熱控系統(tǒng)熱和水力情況突然改變的補償特性。

從主動熱控的觀點來看，這種補償意味著首先改變泵的流量和相關的閥門位置。試驗將以系統(tǒng)正常運行且艙內(nèi)溫度最低開始；兩臺有效載荷模擬器的載荷都設為最大值6 kW；換熱器和艙間通風的中間溫度都設為最大值。當達到穩(wěn)態(tài)條件時，通過調(diào)節(jié)支持設備溫度至預定的最大值來模擬國際空間站低溫回路中間換熱器故障；然后運行故障工況的后續(xù)程序，將有效載荷模擬器關閉，一直運行至系統(tǒng)穩(wěn)定。

2.2 工況實施順序

整個試驗的工況實施順序見圖3，圖中工況1和工況2 進行了合并。

圖3 哥倫布艙環(huán)境控制系統(tǒng)試驗流程Fig.3 The flowchart of the Columbus ECS test

3 試驗結(jié)果和評價

3.1 試驗結(jié)果

圖4顯示了工況3 下艙內(nèi)空氣溫度隨時間的變化。圖中CADx是各艙內(nèi)空氣散流器的溫度測量值，而CABIN TEMPx則是各飛行器傳感器的測量值。

圖4 艙內(nèi)空氣溫度曲線Fig.4 Cabin air temperature curves

對于主動熱控系統(tǒng)（ATCS），圖5給出了系統(tǒng)級濕球溫度傳感器單元（WTSB）以及各三通調(diào)節(jié)閥（WTMO）處的測量值。該圖形可用于試驗結(jié)果的初步估計及試驗實施期間邊界參數(shù)和系統(tǒng)參數(shù)的調(diào)整。

圖5 主動熱控系統(tǒng)溫度曲線Fig.5 ATCS temperature curves

利用不同試驗工況中收集的大量參數(shù)，可以對熱導和熱容等熱參數(shù)進行調(diào)節(jié)；而瞬態(tài)部分則利用艙體加熱過程的溫度數(shù)據(jù)進行修正。單獨開展了水回路和艙內(nèi)回路在極端接口條件和極端干擾條件下的試驗，以驗證控制的魯棒性。環(huán)境控制系統(tǒng)的試驗條件遠比主動熱控系統(tǒng)和環(huán)控生保系統(tǒng)的試驗條件寬松，反應也比預想的慢，主要原因可能是艙體固有熱容更高且環(huán)境條件也更接近真實環(huán)境。

3.2 模型修正的標準

熱數(shù)學模型修正的標準類似于空間實驗室（SPACE LAB）環(huán)境控制系統(tǒng)的試驗標準[11]，具體如下：

1）試驗前進行分析預示，試驗結(jié)束后對試驗測量結(jié)果進行對比。

2）試驗結(jié)束后，必須將試驗前分析預示的邊界和運行條件同試驗的實際測量值進行對比，一般需要評估的邊界條件包括子系統(tǒng)和組件的激活狀態(tài)，環(huán)境條件，流量、運行點和工質(zhì)溫度等。如果沒有作專門的試驗前分析，則需要對模型作一些估計。這種情況下，需要作試驗后分析，將試驗實際實施的邊界條件和運行條件同熱數(shù)學模型反映的試驗狀態(tài)進行對比。

3）完成試驗分析，對熱數(shù)學模型進行修正；之后再運行模型，對比計算結(jié)果和試驗的實測結(jié)果。水回路和艙內(nèi)回路經(jīng)過極端接口和極端擾動情況的試驗，其控制穩(wěn)定性得到了驗證，而在軌運行條件不會那么嚴酷，因此系統(tǒng)級試驗可以驗證分系統(tǒng)的參數(shù)。所有內(nèi)部設備和結(jié)構件熱數(shù)學模型的修正準則都一樣，包括：

①某一區(qū)域內(nèi)的溫度參考點，試驗與預測值溫度的標準差（均方差）在±3.0 ℃之內(nèi)；

②單獨的溫度參考點應在±5.0 ℃之內(nèi)；

③考慮所有溫度參考點時，預測的平均溫度應該在試驗平均溫度的±1.5 ℃之內(nèi)，預測溫度的標準差小于3.0 ℃；

④對于瞬態(tài)分析中的最大和最小溫度，每一工況中預測的與試驗實測的最大值和最小值偏差小于5.0 ℃，即|Tmin（預測）-Tmin（試驗）|＜5.0 ℃，|Tmax（預測）-Tmax（試驗）|＜5.0 ℃。

3.3 模型修正結(jié)果

考慮試驗的實施環(huán)境及載荷模擬器等模擬設備的不同特性等，對地面試驗的熱數(shù)學模型進行修正即可將該模型作為飛行狀態(tài)的熱數(shù)學模型使用。熱數(shù)學模型所包含的子模型（水回路、艙回路）已在子系統(tǒng)級和設備級試驗中進行了驗證；系統(tǒng)級驗證將集中在熱參數(shù)（即導熱和熱容）以及空氣和水回路的聯(lián)系上。

因為模型修正過程中的大量工作是調(diào)整艙體內(nèi)不同部件之間的熱導，而哥倫布艙試驗期間的溫度梯度相對較小，所以為了減小溫度傳感器精度對數(shù)據(jù)的影響，有必要選擇能夠產(chǎn)生大溫度梯度的試驗工況以利于熱導的調(diào)節(jié)[12]。該數(shù)學模型是基于修正過的設計數(shù)據(jù)（質(zhì)量、材料和幾何參數(shù)等），因此系統(tǒng)的動態(tài)特性不會出現(xiàn)大的偏差，但還需要利用艙壁加熱升溫所采集的溫度數(shù)據(jù)對模型作局部調(diào)整。

3.3.1 水回路修正結(jié)果

修正后的熱數(shù)學模型可以有效模擬水回路，且符合試驗實測的管道壓降值。

3.3.2 空氣回路修正結(jié)果

將熱數(shù)學模型分析結(jié)果和所有試驗工況的實測結(jié)果進行對比，可以發(fā)現(xiàn)所有試驗工況中水、被動件、設備和平均輻射溫度的試驗結(jié)果與熱數(shù)學模型分析結(jié)果都符合良好；差異較大的是空氣回路，特別是溫度控制閥的位置，可能的原因如下：

1）地面試驗環(huán)境中（1g）艙內(nèi)回路的幾何結(jié)構與飛行狀態(tài)有很大差異。貨架格間側(cè)面的壁板在簡化布局時用塑料板來模擬，這導致空氣流動路徑不可預測，自然對流和熱載荷分布導致熱量傳遞，這些空氣參數(shù)沒有相應的測量措施，因此無法做出合理預計。

2）由于是采用ESATAN/FHTS 構建了熱數(shù)學模型，無法實施計算流體動力學（CFD）計算，所以空氣在開放空間的行為無法用熱數(shù)學模型準確復現(xiàn)。即使CFD 計算可用，不同的模型化方法、實際體積和面積的近似、CDF 和熱數(shù)學模型網(wǎng)格的差異等也使得難以將它們導入熱數(shù)學模型。

4 結(jié)束語

國際空間站哥倫布艙的系統(tǒng)級環(huán)境控制系統(tǒng)試驗直接在總裝大廳的大氣環(huán)境下實施，而不是使用高真空熱試驗模擬系統(tǒng)；試驗工況的設置涵蓋發(fā)射段、在軌正常運行和故障處理等不同工作模式；有效修正了哥倫布艙的系統(tǒng)級熱數(shù)學模型并對主動熱控系統(tǒng)和環(huán)控生保系統(tǒng)的接口關系進行了驗證。目前國內(nèi)的載人航天器熱試驗都依賴于大型空間模擬器，而哥倫布艙的試驗方法為我國熱試驗技術的發(fā)展提供了一種很重要的思路，對我國的大型航天器地面試驗方法有重要的參考價值。

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