国际空间站哥伦布舱系统级环境控制系统试验

付仕明，孙玉玮，陈金明，郄殿福

（1.北京电子工程总体研究所，北京 100854；2.北京卫星环境工程研究所，北京 100094）

0 引言

哥伦布舱是国际空间站的重要舱段，由欧洲阿斯特里姆公司（Astrium Bremen，主承包商）和阿莱尼亚公司（Alenia Spazio）开发。其直径4.5 m、长7 m、容积75 m3，空重10 t，设计寿命至少10年，可以提供10 个国际标准载荷机柜、3 个储存机柜和3 个系统机柜，供3 名航天员同时在轨工作。其舱内空气温度18～27 ℃，露点温度4.4～15.6 ℃，相对湿度25%～70%，控温精度±1 ℃[1]，为航天员提供了舒适的工作环境。该舱已于2008年2月11日由“亚特兰蒂斯”号航天飞机携带入轨并成功安装于国际空间站上。在美国实验舱的协助下，哥伦布舱可以展开微重力下的生命科学、基础材料、流体物理和空间基础研究。

哥伦布舱的环境控制系统包括环境控制与生命保障（环控生保）系统和热控系统。环控生保系统用于控制舱内的空气压力、通风和温湿度。热控系统既有主动热控也有被动热控：主动热控子系统完成热量收集以及载荷和分系统设备的冷却；被动热控子系统包括舱壁加热系统和多层隔热材料等各类被动热控设施。环控生保系统在主动热控系统的辅助下工作。哥伦布舱的环境控制系统的热设计是通过系统级集成试验来鉴定和验证的[2]。

与国内航天器系统级热试验通常依赖大型空间环境模拟设备[3]不同，哥伦布舱的系统级热试验没有使用大型空间环模设备，也没有使用太阳模拟器和红外灯等通常热平衡试验所需的外热流模拟设施，而是继承了国际空间站美国舱段和日本舱段的热试验技术[4-6]，即直接在总装大厅的常压大气环境下实施环境集成试验[7]。

1 试验目的和配套设施

哥伦布舱系统级环境控制系统（ECS）试验的主要目的是收集热数据以验证集成全局热数学模型的有效性，通过综合验证方式验证主动热控系统和环控生保系统的接口关系。设备级的真空热试验和分系统级的热/水力试验已经针对鉴定件和飞行模拟件等开展过，因此在系统级试验中没有必要重复实施[8]。

哥伦布舱集成系统级环境控制系统试验在总装大厅（洁净度10 万级）实施，试验支持设备包括：

1）哥伦布舱水服务箱，用于回路充装、排干、流体准备和试验期间主动热控子系统水回路的相关服务；

2）空气服务和冷却单元，在试验准备期间利用洁净和受控的空气对舱体进行冲刷，例如提供舱间通风的供气和回气；

3）一个换热器接口，用于代替空间站冷却回路，提供合适的水流量和压力降，并且排走规定的最大热载荷；

4）两台有效载荷模拟器，用于热和水力的模拟，能提供流量在30～190 kg/h 时的水力阻力和每台6 kW 的最大模拟热载荷。

图1是哥伦布舱在总装大厅洁净间进行环境控制系统试验的情况。试验期间使用地面支持设备实现不同系统功能的激活性能验证，并模拟所有的国际空间站机电液接口，由此向系统发布命令并监视试验运行情况。

在哥伦布舱安装了150 个额外的热电偶，以测量试验过程中的关键参数，温度测量精度为±1 ℃，右舷锥的测点位置见图2。为了存储更多的数据并便于处理，试验中使用了两套数采系统对数据进行采集、监视、显示、存储和打印。

图1 哥伦布舱的ECS 试验状态Fig.1 Columbus module ECS test configuration

图2 温度测点分布（右舷锥）Fig.2 Temperature measurement locations(starboard cone)

2 试验工况设置及实施顺序

2.1 试验工况设置

试验包含稳态试验和瞬态试验，稳态试验用于验证热数学模型的典型热导，瞬态试验用于验证系统的瞬态特性和控制系统的稳定性。试验工况除了包括热性能工况外，还包括故障工况和故障恢复工况。为了验证哥伦布舱的水力性能，还设置了有效载荷流量调节阀的试验工况[9]。

试验工况的选择基于以下假设：

1）只对几个有代表性的工况而不是对所有的运行模式和状态转变过程都进行试验，以验证主动热控系统和环控生保系统的集成性能（包括涉及的相关软件）；

2）升高舱体温度以模拟最大热工况，并造成沿结构方向的最大温度梯度；

3）忽略洁净房间环境变化（辐射和对流等引起的）的影响。

尽管试验中的某些状态特别是外表面极端温度和舱外环境温度与在轨状态不一致，但哥伦布舱ECS 试验采用了与国际空间站其他舱段通用的试验方法，因此也可以通过相似试验对哥伦布舱进行验证，例如，哥伦布舱所用的多层隔热组件与意大利多功能增压后勤舱的相同，则后者的试验结果可用于验证哥伦布舱环境控制系统的性能。基于以上考虑，设置了以下8 个工况[10]。

1）由发射状态启动（LtA）到支持模式（冷工况）

该工况是模拟热控系统由被动模式转换为支持模式，此时舱体上会出现最大温度梯度；验证主动热控系统和环控生保系统的启动性能；验证系统的瞬态热数学模型。

试验开始时，预设舱体状态（冷工况），舱间通风空气进口温度18 ℃、中间换热器温度4 ℃、调整主动热控系统水回路初始温度和舱内空气温度。试验条件满足要求时，试验开始按照预先制定的方案启动，进入支持模式，直至再次达到稳定状态。

2）由发射状态启动（LtA）到支持模式（热工况）

该工况与冷态工况类似，但在边界条件和加热器的设置上作了调整，即在舱内创造足够大的温度梯度。试验条件调整为：舱间通风空气进口温度18 ℃，舱壁温度20 ℃，中间换热器温度稳定在5.6 ℃，舱壁加热器的设定点温度为34～35 ℃。

3）舱壁温度最大/最小调节

在该工况，舱壁温度被设置为最小（18 ℃）、中间（23 ℃）和最大（27 ℃）3 种可调值，在执行过程中，通过设置舱间通风流量来验证空气服务与冷却单元的控制稳定性。该试验一方面是要验证舱壁温度控制的准确性，另一方面是要验证主动热控系统水回路在换热器接口处随载荷变化的适应能力。此外，该试验工况也可验证控温阀“振荡运行（kick operation）”和舱温控制程序的适应性，但是基于冷凝换热器最新的鉴定试验结果，并且温度控制阀的周期性“振荡运行”和舱内温度的相对扰动已被验证，因此没有进行专门的舱内潜热模拟。

4）换热器排干（CHX dry-out）性能试验

该试验工况将复现标准运行程序 环控生保系统换热器周期性排干。通过该工况验证系统保持“正常条件”的温度、湿度及空气供应条件。

该试验必须预先使舱壁处于低温状态（18 ℃）及支持模式（所有相关分系统设备开启，但有效载荷不工作）。系统达到设定条件后，控制启动换热器排干程序，程序时间特别是控制顺序和时间间隔是主动热控系统控制法则验证的重要条件。试验参数稳定后该工况结束。

5）有效载荷流量选择

哥伦布舱内部安装的有效载荷都能按预设的精度选择冷却水流量，该试验验证水流量选择阀的工作能力，即验证主动热控系统回路的水力和流量选择阀的准确性。在该工况中不需要将有效载荷产生的热量加到流体冷却系统中。由于在环境控制系统试验中只有两台有效载荷模拟器，从水力考核的角度来说必须仔细地选择极端载荷在水回路中的位置，所以把模拟器放在具有最大和最小水力阻力的流体支管上。

6）有效载荷重构（功能和热/水力）

由于试验中只有两台载荷模拟器可以利用以及试验条件的限制，所以只能实施某些特定的试验工况。基于热/水力分析的结果，从主动热控的观点来看，认为小散热量和水流量的情况最为关键；另外，也对最大散热量的情况进行了考核以验证最大热载荷的排散能力。

试验工况第一阶段从0 W 到3.0 kW（单台有效载荷模拟器），再从3.0 kW 到12.0 kW（两台有效载荷模拟器）。其目的是从主动热控系统控制律的角度实施几个有限的有效载荷配置情况，具体包括：

①有效载荷热耗从0 kW 转换为3.0 kW（单台模拟器）；

②有效载荷热耗从3.0 kW 转换为12.0 kW（两台模拟器）；

③有效载荷热耗从12.0 kW 转换回3.0 kW；

④有效载荷热耗从3.0 kW 转换回0 kW。

但是由于地面辅助设施的限制，热耗最高只有10.5 kW，而没有达到12.0 kW 的名义热耗。在重新配置后系统都稳定可控。

7）水回路重构（从正常工况到冗余工况）

试验中关掉正常运转的回路泵，冷却能力的短时丧失会导致潜在的热冲击，2 min 后重新启动回路泵，以此来验证热/水力干扰和回路的恢复情况。试验显示系统在整个过程中稳定可控。

水回路重构过程中正常的切换由程序自动控制，而在试验过程中则必须实施手动控制，以保障为分系统提供合适的冷量。在试验实施过程中，有效载荷模拟器在不同流量下可能会出现切断错误的情况，这时可以手动将其接通。

8）国际空间站中间换热器旁通（热/水力）

该试验工况再现系统失去1 台中间换热器的情况，以验证故障和维护维修状态下主动热控系统热和水力情况突然改变的补偿特性。

从主动热控的观点来看，这种补偿意味着首先改变泵的流量和相关的阀门位置。试验将以系统正常运行且舱内温度最低开始；两台有效载荷模拟器的载荷都设为最大值6 kW；换热器和舱间通风的中间温度都设为最大值。当达到稳态条件时，通过调节支持设备温度至预定的最大值来模拟国际空间站低温回路中间换热器故障；然后运行故障工况的后续程序，将有效载荷模拟器关闭，一直运行至系统稳定。

2.2 工况实施顺序

整个试验的工况实施顺序见图3，图中工况1和工况2 进行了合并。

图3 哥伦布舱环境控制系统试验流程Fig.3 The flowchart of the Columbus ECS test

3 试验结果和评价

3.1 试验结果

图4显示了工况3 下舱内空气温度随时间的变化。图中CADx是各舱内空气散流器的温度测量值，而CABIN TEMPx则是各飞行器传感器的测量值。

图4 舱内空气温度曲线Fig.4 Cabin air temperature curves

对于主动热控系统（ATCS），图5给出了系统级湿球温度传感器单元（WTSB）以及各三通调节阀（WTMO）处的测量值。该图形可用于试验结果的初步估计及试验实施期间边界参数和系统参数的调整。

图5 主动热控系统温度曲线Fig.5 ATCS temperature curves

利用不同试验工况中收集的大量参数，可以对热导和热容等热参数进行调节；而瞬态部分则利用舱体加热过程的温度数据进行修正。单独开展了水回路和舱内回路在极端接口条件和极端干扰条件下的试验，以验证控制的鲁棒性。环境控制系统的试验条件远比主动热控系统和环控生保系统的试验条件宽松，反应也比预想的慢，主要原因可能是舱体固有热容更高且环境条件也更接近真实环境。

3.2 模型修正的标准

热数学模型修正的标准类似于空间实验室（SPACE LAB）环境控制系统的试验标准[11]，具体如下：

1）试验前进行分析预示，试验结束后对试验测量结果进行对比。

2）试验结束后，必须将试验前分析预示的边界和运行条件同试验的实际测量值进行对比，一般需要评估的边界条件包括子系统和组件的激活状态，环境条件，流量、运行点和工质温度等。如果没有作专门的试验前分析，则需要对模型作一些估计。这种情况下，需要作试验后分析，将试验实际实施的边界条件和运行条件同热数学模型反映的试验状态进行对比。

3）完成试验分析，对热数学模型进行修正；之后再运行模型，对比计算结果和试验的实测结果。水回路和舱内回路经过极端接口和极端扰动情况的试验，其控制稳定性得到了验证，而在轨运行条件不会那么严酷，因此系统级试验可以验证分系统的参数。所有内部设备和结构件热数学模型的修正准则都一样，包括：

①某一区域内的温度参考点，试验与预测值温度的标准差（均方差）在±3.0 ℃之内；

②单独的温度参考点应在±5.0 ℃之内；

③考虑所有温度参考点时，预测的平均温度应该在试验平均温度的±1.5 ℃之内，预测温度的标准差小于3.0 ℃；

④对于瞬态分析中的最大和最小温度，每一工况中预测的与试验实测的最大值和最小值偏差小于5.0 ℃，即|Tmin（预测）-Tmin（试验）|＜5.0 ℃，|Tmax（预测）-Tmax（试验）|＜5.0 ℃。

3.3 模型修正结果

考虑试验的实施环境及载荷模拟器等模拟设备的不同特性等，对地面试验的热数学模型进行修正即可将该模型作为飞行状态的热数学模型使用。热数学模型所包含的子模型（水回路、舱回路）已在子系统级和设备级试验中进行了验证；系统级验证将集中在热参数（即导热和热容）以及空气和水回路的联系上。

因为模型修正过程中的大量工作是调整舱体内不同部件之间的热导，而哥伦布舱试验期间的温度梯度相对较小，所以为了减小温度传感器精度对数据的影响，有必要选择能够产生大温度梯度的试验工况以利于热导的调节[12]。该数学模型是基于修正过的设计数据（质量、材料和几何参数等），因此系统的动态特性不会出现大的偏差，但还需要利用舱壁加热升温所采集的温度数据对模型作局部调整。

3.3.1 水回路修正结果

修正后的热数学模型可以有效模拟水回路，且符合试验实测的管道压降值。

3.3.2 空气回路修正结果

将热数学模型分析结果和所有试验工况的实测结果进行对比，可以发现所有试验工况中水、被动件、设备和平均辐射温度的试验结果与热数学模型分析结果都符合良好；差异较大的是空气回路，特别是温度控制阀的位置，可能的原因如下：

1）地面试验环境中（1g）舱内回路的几何结构与飞行状态有很大差异。货架格间侧面的壁板在简化布局时用塑料板来模拟，这导致空气流动路径不可预测，自然对流和热载荷分布导致热量传递，这些空气参数没有相应的测量措施，因此无法做出合理预计。

2）由于是采用ESATAN/FHTS 构建了热数学模型，无法实施计算流体动力学（CFD）计算，所以空气在开放空间的行为无法用热数学模型准确复现。即使CFD 计算可用，不同的模型化方法、实际体积和面积的近似、CDF 和热数学模型网格的差异等也使得难以将它们导入热数学模型。

4 结束语

国际空间站哥伦布舱的系统级环境控制系统试验直接在总装大厅的大气环境下实施，而不是使用高真空热试验模拟系统；试验工况的设置涵盖发射段、在轨正常运行和故障处理等不同工作模式；有效修正了哥伦布舱的系统级热数学模型并对主动热控系统和环控生保系统的接口关系进行了验证。目前国内的载人航天器热试验都依赖于大型空间模拟器，而哥伦布舱的试验方法为我国热试验技术的发展提供了一种很重要的思路，对我国的大型航天器地面试验方法有重要的参考价值。

（References）

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[2]Szigetvari Z, Trichilo M.Columbus integrated system level ECS test, SAE2002-01-2327[R], 2002

[3]黄家荣.载人飞船热平衡试验运用降压法抑制自然对流的影响[J].航天器环境工程, 2004, 21(1)∶37-43 Huang Jiarong.The suppression of natural convection using pressure-reducing method in vacuum thermal balance test of manned spacecraft[J].Spacecraft Environment Engineering, 2004, 21(1)∶37-43

[4]Hollady A M, Sanders C B.USL integrated ECLSS/TCS performance qualification test plan overview, AIAA 96-4258[R], 1996

[5]Kitahara H.Status of Japan’s ISS program, IAF-03-T.1.03[R], 2003

[6]Ichiro A I.ECLSS and TCS design and performance verification of JEM in space station, AAS 03-412[R], 2003

[7]付仕明, 裴一飞, 郄殿福.国际空间站集成ECLSS/TCS 试验综述[J].航天器环境工程, 2010, 27(4)∶447-451 Fu Shiming, Pei Yifei, Qie Dianfu.Integrated ECLSS/TCS test review of ISS[J].Spacecraft Environment Engineering, 2010, 27(4)∶447-451

[8]Braghin M, Veneri R.System integration and verification approach for the environmental control system of the Columbus attached pressurised module, SAE921261[R], 1992

[9]Szigetvari Z, Witt J, Persson J, et al.Columbus environmental control system tests∶verification of ATCS and ECLSS performance, SAE2005-01-3117[R], 2005

[10]Szigetvari Z, Vaccaneo P.Columbus integrated system level ECS test∶preparation, conduction and summary, SAE2003-01-2514[R], 2003

[11]Szigetvari Z, Trichilo M.Columbus integrated system level ECS test, SAE2002-01-2327[R], 2002

[12]Bufano G, Prever E B, Perotto V, et al.Columbus integrated system level ECS test correlation, SAE2004- 01-2425[R], 2004