载人航天器密封舱泄复压地面模拟试验系统

摘要

本发明涉及一种载人航天器密封舱泄复压地面模拟试验系统，包括：真空容器(1)，为航天器密封舱提供真空环境；低温容器(2)，位于所述真空容器(1)内部，为航天器密封舱提供低温环境；空间热流单元(3)，为航天器密封舱提供空间热流环境；泄复压单元(4)，为航天器密封舱泄压和/或复压。根据本发明的载人航天器密封舱泄复压地面模拟试验系统能够正确模拟密封舱在轨空间环境及热边界条件，获得有效的泄复压试验数据。

说明书

技术领域

本发明涉及载人航天器地面试验技术领域，尤其涉及一种载人航天器密封舱泄复压地面模拟试验系统。

背景技术

不同于其他类型的航天器，载人航天器密封舱具备泄复压功能，保障航天员在出舱活动时，安全、方便的进出航天器。为验证密封舱泄复压功能，需要在地面模拟的空间环境中，开展密封舱泄复压试验。单机级的泄复压试验设备，受限于设备尺寸，无法用于整舱级的泄复压试验。传统的航天器整舱热试验，真空容器内模拟航天器在轨时的真空、低温背景和空间辐照环境，将航天器置于容器内，验证航天器的热设计。如果直接使用航天器地面热试验系统，开展真空低温环境下的泄复压试验，舱内气体向真空容器内泄压时，容器绝对压力将处于真空放电区，可能会使真空容器内的带电设备发生真空放电现象。真空容器内的带电设备主要是模拟空间热流的红外笼，若舱内气体向真空容器内泄压时，使红外笼处于断电状态，则泄复压试验不能正确模拟密封舱的热边界条件，无法达到试验效果。

发明内容

本发明的目的在于解决上述问题，提供一种能够正确模拟航天器密封舱的在轨空间环境，达到试验效果的载人航天器密封舱泄复压地面模拟试验系统。

为实现上述目的，本发明提供一种载人航天器密封舱泄复压地面模拟试验系统，包括：

真空容器，为航天器密封舱提供真空环境；

低温容器，位于所述真空容器内部，为航天器密封舱提供低温环境；

空间热流单元，为航天器密封舱提供空间热流环境；

泄复压单元，为航天器密封舱泄压和/或复压。

根据本发明的一个方面，所述真空容器提供10-3pa量级的真空环境。

根据本发明的一个方面，所述低温容器采用液氮循环系统，其外表面喷涂吸收率优于0.9的热控涂层。

根据本发明的一个方面，所述空间热流单元包括：

红外笼，位于所述低温容器内部，用于包围航天器密封舱，为航天器密封舱提供空间热流环境；

测控机构，与所述红外笼电连接，用于测量和控制所述红外笼内的热流环境。

根据本发明的一个方面，所述测控机构包括与所述红外笼电连接的容器内电缆、位于所述真空容器外的通过设置在所述真空容器上的第一穿墙法兰与所述容器内电缆电连接的容器外电缆、与所述容器外电缆电连接的测控计算机以及与所述容器外电缆和所述测控计算机电连接的用于供电的电源。

根据本发明的一个方面，所述泄复压单元包括为所述航天器密封舱泄压的泄压机构和置于航天器密封舱内部用于复压的复压气瓶。

根据本发明的一个方面，所述泄压机构包括置于航天器密封舱内部的排气泄压组件以及与所述排气泄压组件相连的压力控制组件。

根据本发明的一个方面，所述压力控制组件包括与所述排气泄压组件连接的容器内管道、位于所述真空容器外的通过设置在所述真空容器上的第二穿墙法兰与所述容器内管道连通的容器外管道、连接所述容器外管道的泄压装置、设置在所述容器外管道上的用于启闭管路的控制阀门、置于航天器密封舱内用于测量真空度的真空规、以及与所述真空规连接并且通过设置在所述真空容器上的第三穿墙法兰与所述泄压装置连接的压力测量线路。

根据本发明的一个方面，所述排气泄压组件与所述容器内管道通过隔热垫隔热相连。

根据本发明的一个方面，所述泄压装置包括设置在所述容器外管道上的阀门和冷阱、与所述容器外管道连接的低温泵以及与所述压力测量线路连接的真空计。

根据本发明的一个方案，本发明的载人航天器密封舱泄复压地面模拟试验系统的设置是为了测试载人航天器密封舱具有正常的泄复压功能，使得载人航天器在实际上行在轨工作时具备正常的泄复压功能，保障航天员在出舱活动时，安全方便地进出航天器。

根据本发明的一个方案，为载人航天器密封舱提供空间热流环境的红外笼是位于低温容器内部的，并且包围着参加试验的载人航天器密封舱，而测量和控制红外笼提供的空间热流环境的测控机构的测控设备(测控计算机)是位于真空容器的外侧的，连接电缆(容器内电缆和容器外电缆)贯穿于容器(真空容器和低温容器)的内外。如此设置使得试验系统的空间热流测控更加简单方便，测控过程可以全程监控，使得测控精准，达到载人航天器密封舱模拟试验的效果。

根据本发明的一个方案，用于测量载人航天器密封舱内真空度的真空规和用于泄除密封舱内气压的排气泄压组件设置在参加试验的载人航天器密封舱内部。而用于测控并排除载人航天器密封舱内气压的泄压装置设置在真空容器的外测。连接管路(容器内管道、容器外管道和压力测量线路)贯穿于容器(真空容器、低温容器和红外笼)设置。如此设置使得根据本发明的泄复压单元的泄压过程可以全程实时得到监控，使得泄压精准，保证载人航天器密封舱内部的压力气体抽至真空容器之外，保证真空容器内带电设备不发生真空放电，达到最佳的试验效果。

根据本发明的一个方案，排气泄压组件与容器内管道是通过隔热垫隔热相连的。如此可以保证压力控制组件的受热低，保证具有足够长的寿命，使得根据本发明的模拟试验系统可以长时间无障碍工作，寿命长，节约维修成本。

根据本发明的一个方案，根据本发明的泄压装置的结构设置，使得其结构简单，能够实时测量并且泄除载人航天器密封舱内的气压，从而保证真空容器内的带电设备不发生真空放电。

根据本发明的一个方案，载人航天器密封舱泄复压地面模拟试验系统即可用于载人航天器低气压常温泄复压试验，也可用于载人航天器真空低温泄复压试验；此外，开展真空低温泄复压试验时，密封舱内气体通过压力控制管路泄压至真空容器外部，避免真空容器内带电设备在泄压过程发生真空放电；而且，该试验系统可在载人航天器地面泄复压试验过程中，正确模拟密封舱在轨空间环境及热边界条件，获得有效的泄复压试验数据。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1示意性表示根据本发明的一种实施方式的载人航天器密封舱泄复压地面模拟试验系统的结构布置图；

图2示意性表示根据本发明的一种实施方式的泄压装置的结构布置图。

具体实施方式

此说明书实施方式的描述应与相应的附图相结合，附图应作为完整的说明书的一部分。在附图中，实施例的形状或是厚度可扩大，并以简化或是方便标示。再者，附图中各结构的部分将以分别描述进行说明，值得注意的是，附图中未示出或未通过文字进行说明的元件，为所属技术领域中的普通技术人员所知的形式。

此处实施例的描述，有关方向和方位的任何参考，均仅是为了便于描述，而不能理解为对本发明保护范围的任何限制。以下对于优选实施方式的说明会涉及到特征的组合，这些特征可能独立存在或者组合存在，本发明并不特别地限定于优选的实施方式。本发明的范围由权利要求书所界定。

图1示意性表示根据本发明的一种实施方式的载人航天器密封舱泄复压地面模拟试验系统的结构布置图。如图1所示，根据本发明的载人航天器密封舱泄复压地面模拟试验系统包括真空容器1、低温容器2、空间热流单元3和泄复压单元4。在本实施方式中，真空容器1是为参加试验的载人航天器密封舱提供真空环境，模拟上行空间的真空环境。低温容器2设置在真空容器1内部，其实为参加试验的载人航天密封舱提供低温环境，模拟上行空间的低温环境。空间热流单元3是为参加试验的载人航天器密封舱提供空间热流环境，模拟载人航天器上行在轨的空间热流环境。而泄复压单元4，则是为载人航天器密封舱泄压和/或复压，模拟载人航天器上行空间时的泄复压功能。上述试验系统的设置是为了测试载人航天器密封舱具有正常的泄复压功能，使得载人航天器在实际上行在轨工作时具备正常的泄复压功能，保障航天员在出舱活动时，安全方便地进出航天器。

根据本发明的一种实施方式，真空容器1可以为试验系统和位于系统中的载人航天器密封舱提供10^-3pa量级的真空环境，这样的真空环境满足载人航天器上行时所处于的上行空间真空环境。

根据本发明的一种实施方式，低温容器2采用液氮循环系统，其外表面喷涂吸收率优于0.9的热控涂层，为载人航天器密封舱泄复压试验系统及其中的密封舱提供低温环境，同时防止辐射在真空容器内多次反射。

根据本发明的一种实施方式，如图1所示，空间热流单元3包括红外笼301和测控机构302。在本实施方式中，红外笼301位于低温容器2的内部，其是用于包围载人航天器密封舱，为载人航天器密封舱提供空间热流环境。当然，红外笼301为载人航天器密封舱提供空间热流环境的过程中是与测控机构302相互配合的。测控机构302是与红外笼301电连接的，用于测量和控制红外笼301可以提供的空间热流环境。

如图1所示，测控机构302包括容器内电缆3021、容器外电缆3022、测控计算机3023和电源3024。在本实施方式中，容器内电缆3021设置在真空容器1和低温容器2中，其与红外笼301电连接。容器外电缆3022设置在真空容器1的外侧，其通过设置在真空容器1侧壁上的第一穿墙法兰5与容器内电缆3021连接。测控计算机3023和电源3024同样设置在真空容器1的外侧，两者均与容器外电缆3022电连接，并且相互电连接。在本实施方式中，测控计算机3023和电源3024通过容器外电缆3022和容器内电缆3021与红外笼301以及红外笼301上的测温点相连接，由此实现对红外热流的控制和对温度的测量。

由上述设置可知，为载人航天器密封舱提供空间热流环境的红外笼301是位于低温容器2内部的，并且包围着参加试验的载人航天器密封舱，而测量和控制红外笼301提供的空间热流环境的测控机构302的测控设备(测控计算机3023)是位于真空容器1的外侧的，连接电缆(容器内电缆3021和容器外电缆3022)贯穿于容器(真空容器1和低温容器2)的内外。如此设置使得试验系统的空间热流测控更加简单方便，测控过程可以全程监控，使得测控精准，达到载人航天器密封舱模拟试验的效果。

根据本发明的一种实施方式，如图1所示，泄复压单元4包括泄压机构401和复压气瓶402。在本实施方式中，泄压机构401为参加试验的载人航天器密封舱泄除内部压力，排出气体。复压气瓶402设置于参加试验的载人航天器密封舱的内部用于恢复正常压力。

在本实施方式中，泄压机构401包括排气泄压组件4011和压力控制组件4012。如图1所示，排气泄压组件4011设置在参加试验的载人航天器密封舱的内部，用于为载人航天器密封舱排气泄压。而压力控制组件4012与排气泄压组件4011相连接，用于实时监控测量载人航天器密封舱内的气压，然后通过与排气泄压组件4011的配合将载人航天器密封舱内部的气体抽至真空容器1的外部，保证真空容器1内的带电设备不发生真空放电。

如图1所示，压力控制组件4012包括容器内管道4012a、容器外管道4012b、泄压装置4012c、控制阀门4012d、真空规4012e以及压力测量线路4012f。在本实施方式中，容器内管道4012a的一端与排气泄压组件4011相连接，其贯穿于真空容器1、低温容器2、红外笼301和参加试验的载人航天器密封舱。容器外管道4012b位于真空容器1的外侧，其通过设置在真空容器1侧壁上的第二穿墙法兰6与容器内管道4012a的另一端连通。泄压装置4012c与容器外管道4012b相连接，用于将气压排除。控制阀门4012d设置在容器外管道4012b上，用于开启或者关闭容器外管道4012b，实现连通或者关闭泄压机构401的管路，如此进行气压的排除或者停止排除。真空规4012e设置在参加试验的载人航天器密封舱的内部，用于测量密封舱内的真空度。压力测量线路4012f的一端与真空规4012e连接，如图1所示，压力测量线路4012f整体贯穿于真空容器1、低温容器2和红外笼301。压力测量线路4012f的另一端与通过设置在真空容器1上的第三穿墙法兰7与泄压装置4012c相连接。

由上述设置可知，用于测量载人航天器密封舱内真空度的真空规4012e和用于泄除密封舱内气压的排气泄压组件4011设置在参加试验的载人航天器密封舱内部。而用于测控并排除载人航天器密封舱内气压的泄压装置4012c设置在真空容器1的外测。连接管路(容器内管道4012a、容器外管道4012b和压力测量线路4012f)贯穿于容器(真空容器1、低温容器2和红外笼301)设置。如此设置使得根据本发明的泄复压单元4的泄压过程可以全程实时得到监控，使得泄压精准，保证载人航天器密封舱内部的压力气体抽至真空容器1之外，保证真空容器1内带电设备不发生真空放电，达到最佳的试验效果。

此外，在本实施方式中，排气泄压组件4011与容器内管道4012a是通过隔热垫8隔热相连的。如此可以保证压力控制组件4012的温度变化不会影响排气泄压组件4011，保证载人航天器密封舱泄复压试验的热边界条件正确，试验有效。

图2示意性表示根据本发明的一种实施方式的泄压装置的结构布置图。如图2所示，泄压装置4012c包括阀门4012c1、冷阱4012c2、低温泵4012c3和真空计4012c4。在本实施方式中，阀门4012c1设置在容器外管道4012b上，用于启闭容器外管道4012b的管路。冷阱4012c2设置在容器外管道4012b上，并且临近阀门4012c1设置，用于吸附来自密封舱内的水蒸气，同时保证密封舱内部不会受到来自外部低温泵4012c3的气体污染。低温泵4012c3与容器外管道4012b的端部相连接。真空计4012c4与压力测量线路4012f相连接，用于实时测量载人航天器密封舱内的气压。

根据本发明的泄压装置的结构设置，使得其结构简单，能够实时测量并且泄除载人航天器密封舱内的气压，从而保证真空容器1内的带电设备不发生真空放电。

根据本发明的上述设置，载人航天器密封舱泄复压地面模拟试验系统即可用于载人航天器低气压常温泄复压试验，也可用于载人航天器真空低温泄复压试验；此外，开展真空低温泄复压试验时，密封舱内气体通过压力控制管路泄压至真空容器1外部，避免真空容器1内带电设备在泄压过程发生真空放电；而且，该试验系统可在载人航天器地面泄复压试验过程中，正确模拟密封舱在轨空间环境及热边界条件，获得有效的泄复压试验数据。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。