CN109827718B - 航天器对接通道的保压检漏方案的验证装置和验证方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航天器对接通道保压检漏方案的验证装置，包括真空容器，用以为航天器对接通道提供真空环境；温度检测部分；气压检测部分；泄复压系统，其与真空容器相互连通，用以控制航天器对接通道的泄压和复压；特定漏率模拟系统，其与所述真空容器相互连通且用以模拟航天器对接通道在特定气压差范围内的特定漏率。本发明也提供了对应的验证方法，本发明有效地验证了保压方案的合理性，给出保压检漏的精度数据。

Description

航天器对接通道的保压检漏方案的验证装置和验证方法

技术领域

本发明涉及航天器对接通道的检漏技术领域，尤其涉及一种航天器对接通道的保压检漏方案的验证装置和验证方法。

背景技术

货运飞船要完成上行货物的任务要求，首先要与空间站交会对接，在两飞行器完成对接情况下，货运飞船作为主动方需完成对接通道复压和检漏工作，组合体连通后航天员进入货物舱，完成货物转运和废弃物的存储等任务；航天器对接通道的检漏工作需要在轨运行期间完成，受航天器重量等因素的限制，通常要求检漏系统结构简单有效。目前，保压法检漏仅需依靠航天器自身的压力、温度传感器就可以获取系统漏率，因其结构简单而应用于在轨检漏，具体的计算过程如下(参见1.《航天器对接通道泄复压和保压检漏试验方法研究》，《真空科学与技术学报》2016年6月，第36卷第6期，630～633页，武越等；2王冉,雷剑宇,杨海峰等。《载人航天器对接通道保压检漏方法》，《航天器环境工程》,2018年10月，第35卷第5期，478～482页，王冉等。

假设对接通道体积为V，在时间Δt内其压力变化为ΔP，则漏率可由下式计算：Q＝ΔP*V/Δt；考虑到Δt时间内，对接通道中的气体温度也会变化，所以在计算漏率时要考虑温度变化产生的影响；假设初始状态测出的压力P₁和T₁，经过时间Δt后测出终止状态压力P₂和温度T₂(实际计算时可以选择一定区间测量的平均压力和平均温度作为计算值)；根据理想气体状态方程可得出由于泄漏造成的压力差：ΔP＝P₁-P₂*T₁/T_2；；漏率计算公式为：Q＝(P₁-P₂*T₁/T₂)V/Δt；为了验证上述保压检漏方案的合理性，获得保压检漏的精度数据，需要设计一套验证装置和验证方法，通过地面试验验证，确保航天器在轨运行安全；

因此，有必要提供一种新的航天器对接通道保压检漏方案的验证装置和验证方法解决上述技术问题。

发明内容

本发明针对现有保压检漏方案中存在的合理性和精确性的问题，提供了一种基于标准漏孔法的用于验证航天器对接通道的保压检漏方案合理性的装置和验证方法。

为解决上述技术问题，本发明提供的航天器对接通道保压检漏方案的验证装置包括：真空容器，所述真空容器用以为航天器对接通道提供真空环境；温度检测部分，所述温度检测部分用以对航天器对接通道内的温度进行检测；气压检测部分，所述气压检测部分用以对航天器对接通道、真空容器之间的气压差进行检测；泄复压系统，所述泄复压系统与所述真空容器相互连通，泄复压系统用以控制航天器对接通道的泄压和复压；特定漏率模拟系统，所述特定漏率模拟系统与所述真空容器相互连通，特定漏率模拟系统用以模拟航天器对接通道在特定气压差范围内的特定漏率；其中，基于特定漏率模拟系统8，选取远大于系统本底漏率的两个特定漏率，认为特定漏率即为对接通道的真实漏率，分别进行航天器对接通道在特定漏率下的保压检漏试验，计算对接通道的漏率，再与真实漏率对比得到保压检漏的误差，根据误差值验证保压检漏方案的合理性。

优选的，所述航天器对接通道内的气体温度为25℃，航天器对接通道与真空容器之间的气压差为3-95kPa。

优选的，所述航天器对接通道安装于所述真空容器的内部，所述航天器对接通道两侧壁分别连通有第一接口和第二接口；所述第一接口与所述特定漏率模拟系统连通，所述第二接口与所述泄复压系统连通，且所述第二接口与所述泄复压系统之间安装有第五电磁阀；所述航天器对接通道的顶部对称开设两个工艺堵口，所述航天器对接通道的一端为被动端堵盖密封面，所述航天器对接通道的另一端为主动端堵盖密封面，所述主动端堵盖密封面的底面为对接面。

优选的，所述特定漏率模拟系统包括第一电磁阀、质量流量计、第二电磁阀、第一针阀、第三电磁阀、第二针阀以及第四电磁阀；所述第一电磁阀与所述第一接口相互连通；所述质量流量计单独为通道一；所述第二电磁阀、所述第一针阀依次串联为通道二；所述第三电磁阀、所述第二针阀依次串联为通道三；通道一、通道二以及通道三之间相互并联，且通道一、通道二以及通道三的入口端均连通至第一电磁阀、出口端均连通至第四电磁阀。

优选的，所述温度检测部分包括温度检测元件和温度数采仪；所述温度检测元件安装于所述真空容器的内部，所述温度检测元件通过通信电缆连接至所述温度数采仪。

优选的，所述气压检测部分包括第一真空检测元件、第二真空检测元件和气压数采仪；所述第一真空检测元件设于所述航天器对接通道的侧壁，所述第二真空检测元件设于所述真空容器的顶面，所述第一真空检测元件、所述第二真空检测元件相互单独设置，且所述第一真空检测元件、所述第二真空检测元件均通过通信电缆连接至所述气压数采仪。

优选的，所述真空容器一侧壁连通有第一真空法兰、第二真空法兰，且所述真空容器的另一侧壁连通第三真空法兰和穿舱电连接器；所述第一接口、所述第一真空法兰以及所述第一电磁阀依次连通；所述第四电磁阀与所述第二真空法兰连通，所述第二接口、所述第二真空法兰以及所述第五电磁阀依次连通；所述温度检测元件通过所述穿舱电连接器连接至所述温度数采仪，所述第一真空检测元件、所述第二真空检测元件均通过所述穿舱电连接器连接至所述气压数采仪。

优选的，利用上述验证装置进行航天器对接通道的保压检漏方案验证的方法，包括如下步骤：

测定航天器对接通道本底漏率Q₀；

测定航天器对接通道在标准漏孔I下漏率Q_I；

测定航天器对接通道在标准漏孔II下漏率Q_II；

利用保压法进行漏率计算以及误差计算。表格1为利用本发明装置和方法对保压检漏的验证结果。

表格1为对保压检漏的验证结果

与相关技术相比较，本发明具有如下有益效果：通过本发明专利提供的验证装置和验证方法能够对现有的保压方案进行有效的验证，并且可以给出量化精度；另外，常见的标准漏孔漏率在10^-7Pa.m3/s量级，本发明中的特定漏率模拟装置能够模拟10^-1Pa.m3/s量级的漏率，模拟的漏率更大。

附图说明

图1为本发明提供的航天器对接通道保压检漏方案的验证装置的一种较佳实施例的系统连接示意图；

图2为本发明提供的验证装置整体结构示意图；

图3为本发明提供的泄复压系统结构示意图；

图4为本发明提供的航天器对接通道保压检漏方案的验证方法的流程示意图；

图5为本发明提供的氦质谱真空喷吹法的原理图。

其中：1、真空容器；11、第一真空法兰；12、第二真空法兰；13、第三真空法兰；14、电连接器；2、航天器对接通道；21、第一接口；22、第二接口；23、工艺堵口；24、主动端堵盖密封面；241、对接面；25、被动端堵盖密封面；3、第一真空检测元件；4、第二真空检测元件；5、温度检测元件；6、气压数采仪；7、泄复压系统；71、第五电磁阀；8、特定漏率模拟系统；81、第一电磁阀；82、质量流量计；83、第二电磁阀；84、第一针阀；85、第三电磁阀；86、第二针阀；87、第四电磁阀；9、温度数采仪。

具体实施方式

下面结合附图和实施方式对本发明作进一步说明。

请结合参阅图1和图2，其中，图1为本发明提供的航天器对接通道保压检漏方案的验证装置的一种较佳实施例的系统连接示意图；图2为本发明提供的验证装置整体结构示意图；航天器对接通道保压检漏方案的验证装置包括：

真空容器1，真空容器1用以为航天器对接通道2提供真空环境；航天器对接通道2内的气体温度为25℃，航天器对接通道2与真空容器1之间的气压差为3-95kPa；使气体的流量稳定在Q_I＝3×10^-2Pa.m³/s和Q_II＝5.5×10^-2Pa.m³/s两个特定漏率值；航天器对接通道2安装于真空容器1的内部，航天器对接通道2两侧壁分别连通有第一接口21和第二接口22；第一接口21与特定漏率模拟系统8连通，第二接口22与泄复压系统7连通，且第二接口22与泄复压系统7之间安装有第五电磁阀71；航天器对接通道2的顶部对称开设两个工艺堵口23，航天器对接通道2的一端为被动端堵盖密封面25，航天器对接通道2的另一端为主动端堵盖密封面24，主动端堵盖密封面24的底面为对接面241。

温度检测部分，温度检测部分用以对航天器对接通道2内的温度进行检测；温度检测部分包括温度检测元件5和温度数采仪9；温度检测元件5安装于真空容器1的内部，温度检测元件5通过通信电缆连接至温度数采仪9；温度检测元件5为铂电阻，型号为PT100，测量精度为0.1℃，用于测量对接通道内气体温度。

气压检测部分，气压检测部分用以对航天器对接通道2、真空容器1之间的气压差进行检测；气压检测部分包括第一真空检测元件3、第二真空检测元件4和气压数采仪6；第一真空检测元件3设于航天器对接通道2的侧壁，第二真空检测元件4设于真空容器1的顶面，第一真空检测元件3、第二真空检测元件4相互单独设置，且第一真空检测元件3、第二真空检测元件4均通过通信电缆连接至气压数采仪6；第一真空检测元件3、第二真空检测元件4为真空规，型号为CMR361，测量精度为读数的0.2％，用于测量对接通道的压力。

特定漏率模拟系统8，特定漏率模拟系统8与真空容器1相互连通，特定漏率模拟系统8用以模拟航天器对接通道2在特定气压差范围内的特定漏率；特定漏率模拟系统8包括第一电磁阀81、质量流量计82、第二电磁阀83、第一针阀84、第三电磁阀85、第二针阀86以及第四电磁阀87；第一电磁阀81与第一接口21相互连通；质量流量计82单独为通道一；第二电磁阀83、第一针阀84依次串联为通道二；第三电磁阀85、第二针阀86依次串联为通道三；通道一、通道二以及通道三之间相互并联，且通道一、通道二以及通道三的入口端均连通至第一电磁阀81、出口端均连通至第四电磁阀87；通道一为质量流量计82完成在10～95kPa压差范围内的特定漏率模拟；通道二、通道三完成在3～10kPa压差范围内的特定漏率模拟；通道一分别和通道二、通道三配合，完成特定漏率Q_I、Q_II的模拟；基于特定漏率模拟系统8，选取远大于系统本底漏率Q₀的特定漏率Q_I、Q_II，认为特定漏率即为对接通道的真实漏率，分别进行航天器对接通道在特定漏率下的保压检漏试验，获得保压检漏的计算误差，从而验证航天器对接通道保压检漏方案的合理性；所有的电磁阀以及质量流量计均由计算机通过PLC控制器控制；质量流量计采用江苏金湖黄河自动化仪表厂生产的TMF-5型，电磁阀均采用采用上海永星科技发展有限公司提供的ASCO电磁阀；针阀均是采用江苏中泰仪表阀门有限公司生产的J23W型。

真空容器1一侧壁连通有第一真空法兰11、第二真空法兰12，且真空容器1的另一侧壁连通第三真空法兰13和穿舱电连接器14；第一接口21、第一真空法兰11以及第一电磁阀81依次连通；第四电磁阀87与第二真空法兰12连通，第二接口22、第二真空法兰12以及第五电磁阀71依次连通；温度检测元件5通过穿舱电连接器14连接至温度数采仪9，第一真空检测元件3、第二真空检测元件4均通过穿舱电连接器14连接至气压数采仪6；通过真空法兰和穿舱电连接器14能够实现真空容器1的真空密封连接，保证即可密封真空又能够实现电性连接和气体输送。

请结合参阅图3，图3为本发明提供的泄复压系统结构示意图；

泄复压系统7，泄复压系统7与真空容器1相互连通，泄复压系统7用以控制航天器对接通道2的泄压和复压；载人航天器的泄复压功能是通过配置排气泄压组件和复压供气组件实现的；泄复压系统7分为排气调压组件和负压供气组件，为现有成熟技术，直接应用于本检测装置即可。

请结合参阅图4，图4为本发明提供的航天器对接通道保压检漏方案的验证方法的流程示意图；包括如下步骤：

步骤一、系统漏率测定；

搭建漏率检测系统，即将航天器对接通道2安装于真空容器1内，然后安装上对应的温度检测部分、气压检测部分，并将真空容器1与泄复压系统7、特定漏率模拟系统8连接，并外部连接上控制管路，用以对各个设备进行控制、监测，分别对航天器对接通道2的主动端堵盖密封面24、对接通道的对接面241、被动端堵盖密封面25以及堵盖上的两个工艺堵口23进行检漏；

管路检漏，包括外接控制系统测压管路、泄复压系统管路及特定漏率模拟系统管路的检漏测试，采用氦质谱真空喷吹法进行检漏，对所有连接点进行氦气喷吹；氦质谱真空喷吹法的原理如图5所示，为现有成熟技术，是一个以一定速度移动的喷枪通过喷咀将具有一定压力的氦气(或混合气)喷向被检容器的可疑部位，如果氦气通过漏孔进入被检容器后，进入质谱室产生讯号，可检示漏孔的存在，对于判定漏孔的位置是很方便适用的。

记录系统漏率，要求各单点漏率优于10^-7Pa.m³/s。

步骤二、对接通道本底漏率Q₀测定；

关闭特定漏率模拟系统管路内的各个阀门，打开第五电磁阀71，通过泄复压系统7完成航天器对接通道2的复压，使压力达到95kPa；

静置1h，航天器对接通道2内空气温度变化率优于0.005℃/min，开始保压；

保压24h，记录航天器对接通道2内压力和气体温度，即为温度检测元件5、第一真空检测元件3以及第二真空检测元件4的数值，最后计算航天器对接通道2的本底漏率Q_0，cal(对接通道的本底漏率约为1×10^-3Pa.m³/s)。

步骤三、对接通道在标准漏孔I下漏率Q_I测定；

示例性的标准漏孔I为第一个工艺堵口23-1，关闭特定漏率模拟系统管路内的各个阀门，通过泄复压系统7完成航天器对接通道2的复压，使压力达到95kPa；

静置1h，航天器对接通道2内空气温度变化率优于0.005℃/min，打开特定漏率模拟系统管路，并设定特定漏率模拟系统8的漏率为Q_I＝3×10-2Pa.m3/s；此过程中，打开第一电磁阀81、第二电磁阀83、第一针阀84以及第四电磁阀87，通过质量流量计82的数值来改变各个电磁阀、针阀的开口大小，进而控制通道一、通道二内的流量，完成特定漏率Q_I的模拟；

保压24h，设置15min、30min、1h、2h、12h和24h作为关键试验点，记录航天器对接通道2内外温度、压力等数据及其变化情况，计算航天器对接通道2测量漏率Q_I，cal以及测量误差E_I。

步骤四、对接通道在标准漏孔II下漏率Q_II测定；

示例性的标准漏孔II为第二个工艺堵口23-2，关闭特定漏率模拟系统管路内的各个阀门，通过泄复压系统7完成航天器对接通道2的复压，使压力达到95kPa；

静置1h，对接通道内空气温度变化率优于0.005℃/min，打开特定漏率模拟系统管路，并设定特定漏率模拟系统的漏率为Q_II＝5.5×10-2Pa.m3/s；此过程中，打开第一电磁阀81、第三电磁阀85、第二针阀86以及第四电磁阀87，通过质量流量计82的数值来改变各个电磁阀、针阀的开口大小，进而控制通道一、通道三内的流量，完成特定漏率Q_II的模拟；

保压1h，设置5min、10min、15min、30min、45min和1h作为关键试验点，记录对接通道内外温度、压力等数据及其变化情况，计算对接通道测量漏率Q_i，call以及测量误差E_II。

步骤五、选取远大于系统本底漏率Q₀的特定漏率Q_I、Q_II，认为特定漏率即为对接通道的真实漏率，保压法漏率计算以及误差计算；

考虑到气体温度对压力的影响，根据测得的数据，按下面的公式计算由于泄漏造成的压力差ΔP：ΔP＝P₁-P₂*T₁/T₂；

假设对接通道体积为V，在时间Δt内，其压力变化为ΔP，根据测得的数据，按下面的公式计算漏率Q_i，cal；Q_i，cal＝(P₁-P₂*T₁/T₂)V/□t(i＝0、1、2)；

根据测得的数据，按下面的公式计算保压检漏方案的测量误差E_i，判断保压检漏方案合理可行；E_i＝(Q_i，cal–Q_i)/Q_i(i＝1，2)。

与相关技术相比较，本发明提供的航天器对接通道保压检漏方案的验证装置和验证方法具有如下有益效果：

本发明提供一种航天器对接通道保压检漏方案的验证装置和验证方法，可以有效地验证了保压方案的合理性，给出保压检漏的精度数据。

以上所述仅为本发明的实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其它相关的技术领域，均同理包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (8)

1.航天器对接通道保压检漏方案的验证装置，其特征在于，包括：

真空容器，所述真空容器用以为航天器对接通道提供真空环境；

温度检测部分，所述温度检测部分用以对航天器对接通道内的温度进行检测；

气压检测部分，所述气压检测部分用以对航天器对接通道、真空容器之间的气压差进行检测；

泄复压系统，所述泄复压系统与所述真空容器相互连通，泄复压系统用以控制航天器对接通道的泄压和复压；

特定漏率模拟系统，所述特定漏率模拟系统与所述真空容器相互连通，特定漏率模拟系统用以模拟航天器对接通道在特定气压差范围内的特定漏率；其中，基于特定漏率模拟系统，选取远大于系统本底漏率的两个特定漏率，认为特定漏率即为对接通道的真实漏率，分别进行航天器对接通道在特定漏率下的保压检漏试验，计算对接通道的漏率，再与真实漏率对比得到保压检漏的误差，根据误差值验证保压检漏方案的合理性。

2.根据权利要求1所述的航天器对接通道保压检漏方案的验证装置，其特征在于，所述航天器对接通道内的气体温度为25℃，航天器对接通道与真空容器之间的气压差为3-95kPa。

3.根据权利要求2所述的航天器对接通道保压检漏方案的验证装置，其特征在于，所述航天器对接通道安装于所述真空容器的内部，所述航天器对接通道两侧壁分别连通有第一接口和第二接口；所述第一接口与所述特定漏率模拟系统连通，所述第二接口与所述泄复压系统连通，且所述第二接口与所述泄复压系统之间安装有第五电磁阀；所述航天器对接通道的顶部对称开设两个工艺堵口，所述航天器对接通道的一端为被动端堵盖密封面，所述航天器对接通道的另一端为主动端堵盖密封面，所述主动端堵盖密封面的底面为对接面。

4.根据权利要求3所述的航天器对接通道保压检漏方案的验证装置，其特征在于，所述特定漏率模拟系统包括第一电磁阀、质量流量计、第二电磁阀、第一针阀、第三电磁阀、第二针阀以及第四电磁阀；所述第一电磁阀与所述第一接口相互连通；所述质量流量计单独为通道一；所述第二电磁阀、所述第一针阀依次串联为通道二；所述第三电磁阀、所述第二针阀依次串联为通道三；通道一、通道二以及通道三之间相互并联，且通道一、通道二以及通道三的入口端均连通至第一电磁阀、出口端均连通至第四电磁阀。

5.根据权利要求4所述的航天器对接通道保压检漏方案的验证装置，其特征在于，所述温度检测部分包括温度检测元件和温度数采仪；所述温度检测元件安装于所述真空容器的内部，所述温度检测元件通过通信电缆连接至所述温度数采仪。

6.根据权利要求5所述的航天器对接通道保压检漏方案的验证装置，其特征在于，所述气压检测部分包括第一真空检测元件、第二真空检测元件和气压数采仪；所述第一真空检测元件设于所述航天器对接通道的侧壁，所述第二真空检测元件设于所述真空容器的顶面，所述第一真空检测元件、所述第二真空检测元件相互单独设置，且所述第一真空检测元件、所述第二真空检测元件均通过通信电缆连接至所述气压数采仪。

7.根据权利要求6所述的航天器对接通道保压检漏方案的验证装置，其特征在于，所述真空容器一侧壁连通有第一真空法兰、第二真空法兰，且所述真空容器的另一侧壁连通第三真空法兰和穿舱电连接器；所述第一接口、所述第一真空法兰以及所述第一电磁阀依次连通；所述第四电磁阀与所述第二真空法兰连通，所述第二接口、所述第二真空法兰以及所述第五电磁阀依次连通；所述温度检测元件通过所述穿舱电连接器连接至所述温度数采仪，所述第一真空检测元件、所述第二真空检测元件均通过所述穿舱电连接器连接至所述气压数采仪。

8.根据权利要求1-7中任一项的航天器对接通道保压检漏方案的验证装置进行航天器对接通道的保压检漏方案验证的方法，其特征在于，包括：

测定系统漏率；

测定航天器对接通道本底漏率Q₀；

测定航天器对接通道在标准漏孔下漏率Q；

测定航天器对接通道在标准漏孔下漏率Q；

利用保压法进行漏率计算以及误差计算。