载人航天器常压热试验系统及方法技术方案

本发明专利技术公开了一种载人航天器常压热试验系统及利用其进行常压热试验的方法，该系统包括内部用于设置载人航天器的隔热密封室，其外部设置有真空机组以及真空罐，真空罐用于为载人航天器内部提供真空环境，真空罐与航天器密封舱之间设置有控制真空机组运行的控制阀，隔热密封室外部还设置有冷冻除湿机组以及制冷机组，制冷机组通过液体回路连接到待测试载人航天器自身携带的中间换热器上，液体回路在上述隔热密封室内与航天器内回路通过中间换热器进行热交换。本发明专利技术在大型载人航天器地面热试验方面提出全新的方式，可对整个空间站组合体的性能进行考核，安全性和灵活性非常高，减少试验花费，提升我国航天器热试验水平。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于载人航天器的地面热试验领域，具体涉及一种在常压环境下进行载人航天器系统级热试验的系统以及利用该系统进行试验的方法。
技术介绍
载人航天器地面热试验需要对单舱和组合体的热量管理能力、舱内通风环境、泄复压温度维持等热性能进行考核和验收，同时由于载人航天器的环控系统与热控系统之间存在着紧密的相互联系，必须考核热控系统和环控系统长期协调工作的性能。此外，空间站由多舱段组合构成组合体，各舱内部存在复杂的热量、空气和水汽的传递关系，同时，有害气体及污染物等也相互耦合，因此在地面试验时必须在组合体状态下真实、充分地考核空间站的性能。 现有的载人航天器热试验均利用大型空间环境模拟设备模拟空间真空、冷黑环境，使用红外笼或者电加热片模拟航天器在轨的外热流边界。对于组合体舱间通风采用分舱模拟的方法，飞船热试验时利用试验风机模拟目标飞行器的通风热边界，目标飞行器热试验时采用热控小舱模拟飞船的通风热边界。现有的载人航天器环控系统试验单独进行，不在热试验中进行考核。环控系统试验在常压环境下开展，采用长时间有人参与的方法，利用参试人员真实的代谢过程改变舱内大气成分，进而考核环控系统性能。现有的载人航天器热试验方法已经不能够应用于空间站级别的超大型载人航天器地面热试验，具体限制包括1)空间站组合体的尺寸超过我国现有最大空间环境模拟器的有效空间；2)真空热试验费用高，试验准备周期长；3)不能同时考核热控系统和环控系统协调工作的性能。因此，为了满足我国大型空间站的研制需求，掌握在常压环境下进行载人航天器系统级热试验的新方法具有工程意义。
技术实现思路
为了解决上述问题，本专利技术提出了一种载人航天器常压热试验系统，该系统通过常压热试验对整个空间站组合体的性能进行了考核，安全性和灵活性高，节约资源且不受真空容器的尺寸限制。此外，本专利技术也提供了一种利用该载人航天器常压热试验系统进行常压试验的方法，该常压热试验方法是发展大型载人航天器必须攻克和掌握的关键方法。为了实现上述目的，本专利技术采用了如下的技术方案一种载人航天器常压热试验系统，包括内部用于设置待测试载人航天器的隔热密封室，隔热密封室外部设置有真空机组以及与真空机组连通的真空罐，真空罐用于为待测试载人航天器内部设备提供真空环境，真空罐与航天器密封舱之间设置有控制真空机组运行的控制阀，隔热密封室外部还设置有用于为待测试载人航天器提供低温干空气的冷冻除湿机组以及制冷机组，制冷机组通过液体回路连接到待测试载人航天器自身携带的中间换热器上，液体回路在上述隔热密封室内与航天器内回路通过中间换热器进行热交换。其中，液体回路为冷却介质回路，冷却介质例如为水、乙二醇水溶液。其中，液体回路进入中间换热器的冷侧入口温度为-5°C 15°C之间。一种利用上述系统进行常压热试验的方法，包括以下步骤I)冷冻除湿机组将进入的空气冷却除湿后提供到隔热密封室与其内部的待测试载人航天器之间的空间中，该低温干空气的温度控制在5°C 20°C，相对湿度控制在15%以下；2)将制冷机组通过液体回路连接到待测试载人航天器内部自带的中间换热器上，并控制液体回路进入中间换热器的冷侧入口温度在_5°C 15°C ；3)真空机组通过真空罐为待测试载人航天器内部设备提供真空环境，真空罐内的 真空度维持在KT3Pa KT2Pa ；4)在设定好上述条件后，进行载人航天器常压热试验。本专利技术解决了现有载人航天器系统级热试验受空间环境模拟设备尺寸限制、考核不充分等问题，在大型载人航天器地面热试验方面提出全新的方式，可以对整个空间站组合体的性能进行考核，安全性和灵活性非常高，减少试验花费，提升我国航天器热试验水平。附图说明图I是本专利技术的载人航天器常压热试验系统的结构示意图。图2是本专利技术的载人航天器常压热试验方法的流程图。具体实施例方式以下介绍的是作为本专利技术所述内容的具体实施方式，下面通过具体实施方式对本专利技术的所述内容作进一步的阐明。当然，描述下列具体实施方式只为示例本专利技术的不同方面的内容，而不应理解为限制本专利技术范围。如附图I所示，本专利技术的载人航天器常压热试验系统，包括隔热密封室、真空机组、真空罐、控制阀、冷冻除湿机组、制冷机组以及液体回路等部分组成。隔热密封室内部用于设置待测试载人航天器，并为载人航天器提供可控的局部环境。隔热密封室为立方体结构，六个面由聚氨酯或聚苯隔热彩钢板构成。航天器与地面之间采用聚四氟乙烯材料支撑，确保航天器与地面隔热。隔热密封室外部设置有真空机组以及与真空机组连通的真空罐，真空罐用于为待测试载人航天器内部的CO2净化装置、微量有害气体消除装置等环境控制设备提供真空环境，满足这些设备再生解吸时需要的真空条件。真空罐与航天器密封舱之间设置有控制真空机组运行的控制阀。隔热密封室外部还设置有用于为待测试载人航天器提供低温干空气的冷冻除湿机组以及制冷机组。冷冻除湿机组将外部空气冷却除湿后提供到隔热密封室与其内部的待测试载人航天器之间的空间中，为航天器提供低温干燥的空气环境。制冷机组通过液体回路连接到待测试载人航天器自身携带的中间换热器上，液体回路在上述隔热密封室内与航天器内回路通过中间换热器进行热交换。液体回路为冷却介质回路，冷却介质例如为水、乙二醇水溶液。结合上述硬件设备，利用本专利技术的试验方法可以按照如附图2所示的载人航天器常压热试验基本流程开展试验。首先利用冷冻除湿机组，在隔热密封室内为待测试载人航天器提供可控的空气环境，低温干空气的温度控制在5°C 20°C，相对湿度控制在15%以下。此环境可以满足不同测试工况航天器热边界的模拟要求，同时保障航天器低温表面不发生结露。第二步开启制冷机组，通过液体回路连接到待测试载人航天器自身携带的中间换热器上，液体回路在隔热密封室内与航天器内回路通过中间换热器进行热交换。制冷机组控制液体回路进入中间换热器的冷侧入口温度在_5°C 15°C之间，此温度范围可以模拟不同测试工况航天器冷源的性能。第三步待测试载人航天器内部的设备开机，整个航天器按照试验工况设置运行，待到航天器温度稳定后开始测试各个设备性能。第四步开启真空机组，使真空罐内的真空度维持在10_3Pa_10_2Pa。当CO2净化装置、微量有害气体消除装置等环境控制设备需要再生解吸时，打开控制阀，为设备提供所需的真空环境。最后当试验达到工况结束要求时结束试验或者进入下一试验工况。本专利技术的试验方法适用于单个载人航天器舱段，也适用于多个载人航天器舱段组合成的组合体。本专利技术的试验流程可以根据实际试验项目灵活安排，试验系统中的各种硬件装置可以针对不同试验项目单独使用或者组合使用。尽管上文对本专利技术的具体实施方式给予了详细描述和说明，但是应该指明的是， 本领域的技术人员可以依据本专利技术的精神对上述实施方式进行各种等效改变和修改，其所产生的功能作用在未超出说明书及附图所涵盖的精神时，均应在本专利技术保护范围之内。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种载人航天器常压热试验系统，包括内部用于设置待测试载人航天器的隔热密封室，隔热密封室外部设置有真空机组以及与真空机组连通的真空罐，真空罐用于为待测试载人航天器内部设备提供真空环境，真空罐与航天器密封舱之间设置有控制真空机组运行的控制阀，隔热密封室外部还设置有用于为待测试载人航天器提供低温干空气的冷冻除湿机组以及制冷机组，制冷机组通过液体回路连接到待测试载人航天器自身携带的中间换热器上，液体回路在上述隔热密封室内与航天器内回路通过中间换热器进行热交换。

【技术特征摘要】
1.一种载人航天器常压热试验系统，包括内部用于设置待测试载人航天器的隔热密封室，隔热密封室外部设置有真空机组以及与真空机组连通的真空罐，真空罐用于为待测试载人航天器内部设备提供真空环境，真空罐与航天器密封舱之间设置有控制真空机组运行的控制阀，隔热密封室外部还设置有用于为待测试载人航天器提供低温干空气的冷冻除湿机组以及制冷机组，制冷机组通过液体回路连接到待测试载人航天器自身携带的中间换热器上，液体回路在上述隔热密封室内与航天器内回路通过中间换热器进行热交换。2.如权利要求I所述的载人航天器常压热试验系统，其中，所述液体回路为冷却介质回路。3.如权利要求2所述的载人航天器常压热试验系统，其中，所述冷却介质为水或乙二醇水溶液。4.如权利要求1-3任一项...

【专利技术属性】
技术研发人员：王晶，裴一飞，陶涛，李西园，苏新明，纪欣言，郄殿福，孙继鹏，简亚彬，
申请(专利权)人：北京卫星环境工程研究所，
类型：发明
国别省市：