专利名称：航天器舱体差压检漏的方法
技术领域：
本发明涉及一种差压检漏方法，特别是涉及一种用于航天器舱体漏率测试的差压
检漏方法。
背景技术：
目前我国航天器舱体总漏率测试普遍采用绝对压力变化检漏方法，该方法是通过
绝对压力计测量被测航天器舱体绝对压力的变化来确定总漏率的。随着航天技术的不断发
展，航天器舱体的体积越来越大，漏率指标的要求越来越高，受到绝对压力计精度的限制，
绝对压力变化检漏方法的精度已经不能满足未来型号舱体总漏率测试的要求。 差压检漏方法以差压传感器为核心，通过测量基准物和被测物之间的差压来计算
漏率。差压传感器能够在很高的绝对压力下测量出很小的差压，因此差压检漏方法比绝对
压力变化检漏方法的精度要高。 传统的差压检漏方法主要应用于汽车行业，它要求基准物和被测物的大小、形状、 材料完全相同。航天器舱体都是单件生产，不可能为被测舱体找到一个大小、形状、材料都 完全相同的基准物，因此以前差压检漏技术在航天器检漏中从未使用过。
发明内容
本发明的目的是提供一种航天器舱体差压检漏的方法，以便快速准确测量出航天 器舱体的总漏率。
本发明所提供的具体方案如下 本发明的航天器舱体差压检漏的方法，包括以下流程 1)充气将工作气体同时充入基准物和被测航天器舱体，直到达到航天器舱体检 漏的工作压力。
2)平衡在基准物和被测航天器舱体保持连通的情况下，将基准物和被测航天器
舱体静置一段时间，直到基准物和被测航天器舱体内的压力和温度达到平衡。
3)测试将基准物和被测航天器舱体隔离开，通过差压传感器测量基准物和被测
航天器舱体之间的差压，测试结束后计算出单位时间内基准和被测之间产生的差压，从而
得出被测航天器舱体的总漏率。 4)放气测试结束后，再次使基准物和被测航天器舱体连通，将工作气体从基准 物和被测航天器舱体种放出，从而完成检漏过程。 a其中，充气步骤1)中采用的基准物体积与被测航天器舱体的体积相比很小，而 且基准物置于被测航天器舱体内部。 其中，测试步骤3)中，在测量差压的同时测量基准和被测航天器舱体内工作气体 的温度，在被测航天器舱体内部布置多个测温点，待测试结束后，用滞后一段时间的温度根 据理想气体状态方程来补偿温度引起的差压，最终计算出真实的漏率。
本发明技术方案的特点包括
1.传统的差压检漏技术要求基准物大小、形状、材料必须与被测物完全相同，本发 明突破了这个限值，用体积很小的基准物对体积很大的航天器舱体进行了差压检漏。
2.本发明将小基准物内置于被测航天器舱体内，使基准温度尽可能与被测温度一 致，从而有效减小了环境温度变化产生的差压。 3.本发明在差压检漏过程中对基准和被测舱体内的温度进行了测量，因此能够剔 除实测差压中由温度变化引起的差压，从而精确得到被测舱体的漏率。 4.本发明对于大体积的航天器舱体采用了多点测温的方法，用平均温度代表舱体
内气体的真实温度，因此能够克服被测舱体内温度梯度对检漏结果的影响。 5.本发明气路中，在差压传感器两端分别设置了一个充气隔离阀，在充气或放气
过程中，关闭两个充气隔离阀，可以使充气或放气过程中的动态差压不作用在差传感器两
:，从而避免差压传感器超量程的现象。充气结束后，打开两个充气隔离阀，用差压传感器
图1是被测航天器舱体内测温点布置图。
图2为航天器舱体差压检漏方法气路系统图。
具体实施例方式
以下介绍的是作为本发明所述内容的具体实施方式
，下面通过具体实施方式
对本 发明的所述内容作进一步的阐明。当然，描述下列具体实施方式
只为示例本发明的不同方 面的内容，而不应理解为限制本发明范围。 本发明的原理如下检漏过程中使用的基准物是已经用氦质谱等其其它检漏方法 证明是不漏的，在充气和平衡步骤，由于基准物和被测航天器舱体是连通的，所以差压传感 器读数为零。测试步骤开始时，将基准物和被测航天器舱体隔离开，此时如果被测航天器舱 体发生泄漏，差压传感器就能够测量出基准和被测舱体之间的差压。通过计算单位时间内 差压的增加量，就能够得出被测航天器舱体的总漏率。 本发明中基准物相对于被测航天器舱体来说体积很小，因此除了被测航天器舱体 泄漏会产生差压外，当环境温度变化时，由于基准和被测热容不同，两者之间也会产生差 压。为了从实测差压中剔除环境温度变化产生的差压，用高精度温度计测量基准和被测的 温度，根据理想气体状态方程可以计算出由于温度变化产生的差压。 由于基准物体积很小，在其中布置一个温度传感器就能够比较精确反映基准内气 体的真实温度。被测航天器舱体体积很大，其内部温度差较大，布置一个测温点很难真实反 映被测舱体内温度，因此在被测舱体内布置多个测温点，用各个测温点的平均值代表舱内 气体的真实温度。 对一个内容积为7m3的航天器舱体进行差压检漏。为了使基准物内气体温度与被 测航天器舱体内气体温度尽可能达到一致，选用了容积为1L的标准气瓶作为基准物。在基 准物内部中心处布置一个温度传感器，并将温度传感器的测试线通过穿舱电连接器引出。 基准物放在被测舱体的中心处。 由于被测舱体体积较大，一个测温点并不能代表整个舱体内气体的温度，因此在被测航天器舱体内布置了9个测温点(Tl-T9)。如图l所示，为了使9个测温点能够精确代表被测航天器舱体内气体真实温度，这9个测温点尽可能均匀分布在被测舱体内部空间。
差压检漏气路如图2所示，其中减压器将气瓶压力减到充气压力，其余各阀门均为针阀，差压传感器的量程为-1KPa +11^￡1，精度为0. 1% FS，绝压计量程为0 250KPa，精度为0. 01% FS。由于被测和基准体积相差悬殊，在充气和放气过程中差压传感器会承受很大差压，所以很容易出现差压传感器超量程现象。因此在差压传感器两端增加了两个充气隔离阀，充、放气时将隔离阀关闭，从而保护差压传感器。 差压检漏过程分为充气、平衡、测试和放气四个步骤。充气步骤，打开充气阀、连通阀I和连通阀II，关闭充气隔离阀1、充气隔离阀II和放气阀，向被测舱体和基准同时充入工作气体，直到达到O. lMPa(表压)。平衡步骤，关闭充气阀，打开充气隔离阀I和充气隔离阀II，使差压传感器两端达到充气压力，平衡8个小时，使被测舱体和基准的温度和压力达到平衡。测试步骤，关闭连通阀I和连通阀II，使被测舱体和基准隔离，对差压和温度进行持续不断的测量，利用计算机每5秒钟记录一次差压和温度数据，测试时间为24小时。放气步骤，打开连通阀I和连通阀II，关闭充气隔离阀I和充气隔离阀II，然后打开放气阀，将工作气体放出。 测试结束后，用理想气体状态方程对实测的差压进行温度补偿。由于温度传感器有一定的热惰性，在动态测量中实测温度比真实温度滞后一定时间，因此用滞后于差压120s的温度进行补偿计算，最后得出被测航天器舱体的总漏率。 尽管上文对本发明的具体实施方式
进行了详细的描述和说明，但应该指明的是，我们可以对上述实施方式进行各种改变和修改，但这些都不脱离本发明的精神和所附的权利要求所记载的范围。
权利要求
一种航天器舱体差压检漏的方法，包括以下流程1)充气将工作气体同时充入基准物和被测航天器舱体，直到达到航天器舱体检漏的工作压力；2)平衡在基准物和被测航天器舱体保持连通的情况下，将基准物和被测航天器舱体静置一段时间，直到基准物和被测航天器舱体内的压力和温度达到平衡；3)测试将基准物和被测航天器舱体隔离开，通过差压传感器测量基准物和被测航天器舱体之间的差压，测试结束后计算出单位时间内基准和被测之间产生的差压，从而得出被测航天器舱体的总漏率；4)放气测试结束后，再次使基准物和被测航天器舱体连通，将工作气体从基准物和被测航天器舱体中放出，从而完成检漏过程。
2. 如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述基准物置于被测航天器舱体内部。
3. 如权利要求1所述的方法，其特征在于，在差压测量的同时测量基准物和被测航天 器舱体内工作气体的温度，测试结束后，根据理想气体状态方程来补偿由于温度变化引起 的差压。
4. 如权利要求1所述的方法，其特征在于，在被测航天器舱体内部布置多个测温点，用 多个测温点的平均温度来代表被测航天器舱体内气体的真实温度。
5. 如权利要求1所述的方法，其特征在于，利用理想气体进行温度补偿计算时，并不是 用某一时刻的温度去补偿当时的差压，而是用滞后一段时间的温度来补偿差压。
6. 如权利要求1所述的方法，其特征在于，气路中在差压传感器两端分别设置了一个 充气隔离阀，在充气或放气步骤中，关闭两个充气隔离阀，可以使由于基准和被测不对称造 成得动态差压不作用在差传感器两端，从儿避免差压传感器超量程。
全文摘要
本发明提供了一种航天器舱体差压检漏的方法。该方法包括以下流程充气、平衡、测试和放气。该方法用小体积的基准物内置于大体积的航天器舱体内部，并且在测量差压的同时测量基准和被测舱体内部的温度，并根据理想气体状态方程，用滞后一段时间的温度对实测差压进行补偿，最终得到被测航天器舱体的总漏率。该方法的气路中，在差压传感器两边分别设置了一个充气隔离阀，用来避免在充、放气过程中差压传感器超量程现象。
文档编号G01M3/26GK101738296SQ200810171900
公开日2010年6月16日 申请日期2008年11月17日 优先权日2008年11月17日
发明者喻新发, 孟冬辉, 郭欣, 闫荣鑫 申请人:北京卫星环境工程研究所