俄载人飞船与ISS“探索”号试验舱首次对接

1月21日,俄罗斯地面飞行控制中心发言人伦金宣布,与国际空间站“星辰”号服务舱对接的俄载人飞船当天成功对接到空间站“探索”号小型试验舱上,这是“探索”号实验舱首次对接飞船,俄地面专家以此来检验“探索”号试验舱的对接效果。     

波音完成国际空间站第一个舱段的外部结构

波音完成国际空间站第一个舱段的外部结构波音公司完成的第一个国际空间站舱段的外部结构波音公司已完成国际空间站的第一个增压舱的外部结构。这段舱体将连接实验舱和航天员舱，并可与航天飞机对接。该舱体为圆筒形，长５．４米，直径４．２米。它将首先用于压力和渗漏等...     

空间站实验舱对接与转位机构分系统技术及研制

受运载工具运载能力的限制，大型空间站须在太空对接组装。对接与转位机构在空间站组建过程中具有关键作用，用于实验舱与核心舱的对接及转位，实现空间站实验舱的组装。空间站实验舱对接与转位机构分系统是实施对接与转位任务的主动端，为复杂的空间机电热一体化机构产品，在正常模式下，由主动端实施分系统所有动作。在研制过程中，分系统充分论证系统方案，集中攻克关键技术，充分试验产品样机，并先后在轨圆满完成了实验舱Ⅰ和实验舱Ⅱ的对接与转位任务。论述空间站实验舱对接与转位机构分系统的研制技术，对后续空间机构产品研制具有启示作用。     

千呼万唤始出来──国际空间站恒星号舱发射并对接成功

姗姗来迟 经过多次推迟，举世瞩目的国际空间站第３个舱段──恒星号服务舱终于升空了。莫斯科时间７月１２日上午８时５６分，俄质子号运载火箭在拜科努尔航天中心点火升空。发射进行得很顺利，服务舱于火箭起飞约１０分钟后进入低地轨道。星箭分离后３分钟内，科斯交会系统的天线及两个太阳能机板顺利展开。按预定计划，恒星号在自由飞行两周后，于７月 ２６日凌晨３时４５分利用自动对接系统同国际空间站已经入轨的两个舱段──曙光号功能货舱和团结号节点舱顺利实现了对接。如自动对接不成，俄还做好了另一手准备，即在８月 １０日派出…     

航天员的太空“舞台”

国际空间站上航天员的工作生活情形,我们已有所了解。所有这些活动,都在国际空间站这个高高的舞台上进行,因此我们有必要向大家详细介绍一下这个高台的种种情况,方便大家更全面更直观地了解其中所发生的事情。因此,在新的一年里,本栏目除继续推出有关国际空间站所发生的各种事情外,还将推出空间站的总体介绍,以及各主要舱段的结构与功能,包括各个不同国家的各功能货舱、服务舱、实验舱、居住舱、节点舱的介绍,敬请读者朋友们关注。新年第一期,我们先来看看国际空间站的整体模样。     

第一座“空间大厦”概貌

礼炮1号试验性空间站质量约18吨,总长16米（包括交会对接天线在内,但不包括与其对接的联盟号飞船）,最大直径4.1米,可居住空间85米3,太阳能电池阵的翼展11米。它由对接过渡舱、轨道舱（又叫工作／生活舱）和服务舱（又叫仪器／推进舱）3个部分组成,其中对接舱和轨道舱是密封舱,服务舱为非密封舱。     

图片新闻

2008年7月10日和15日,国际空间站第17长期考察团两位俄罗斯航天员出色地完成了两次太空行走。期间,他们冒险拆除了“联盟”飞船的一个爆炸螺栓,在“星辰”号服务舱外部安装了“俄罗斯实验室”对接泊位,并回收了地震预报实验装置。     

日本实验舱的进展

日本实验舱的进展范剑峰１９８７年７月，日本空间活动委员会特设的空间站委员会向日本政府提交了一份日本参加国际空间站计划的政策报告。１９８８年９月２９日，日美政府签署了国际空间站计划的政府间协议。按照协议，日本将研制一个实验舱与美国的核心舱对接。由美国、...     

航天医学空间实验研究设计与管理

<正>2022年10月底至11月初,随着“梦天”实验舱的成功发射和对接转位以及“神舟”十四号乘组首次亮相“梦天”实验舱,标志着我国空间站全面建成,中国载人航天进入一个全新的时代。空间站是承载、展示我国航天科技发展实力的重要窗口,更是一个真正独特的研究平台,在空间站上科学实验研究新发现的可能性无穷无尽,有可能为地球上的生命作出更大的贡献,并激励一代又一代的研究人员。充分利用空间站国家级太空实验室平台开展航天医学等科学研究,获取最大的科学回报,是我国空间站及载人航天事业未来发展的重要目标之一。然而,在空间开展航天医学研究受到很多因素的制约。我国自“神舟”六号任务以来,坚持不懈地充分利用各次飞行机会开展航天医学探索,持续积累了航天医学数据成果,探索了独具特色的航天医学研究路径。     

空天了望

船站对接出险情 俄去年11月16日向国际空间站发射了进步M1-4号货运飞船，为站上的第一任长期机组送去了2吨重的后勤物资。但飞船在2天后与空间站对接时出现了险情。按计划，这艘飞船要对接在空间站朝下的一个对接口上。但当与空间站相距350米时，处于自动对接方式下的飞船开始出现摇摆，地面控制人员只好命令站上机组转向手动对接状态。 手动对接时，站上的吉德津科可利用服务舱内的操纵杆、仪表和电视图像如同坐在船内一样操纵飞船。进入手动状态后，飞船的摆动立即停了下来，吉德津科开始启动船上的推力器使飞船向空间站靠近。但随着飞船…     

空间站在轨密封检漏技术研究

空间站除了在地面需要进行充分的总装检漏试验之外,还必须进行在轨运行时的密封检漏,这对于保证航天员的安全和飞行任务的成功非常重要。文章提出了空间站总漏率实时监测技术、空间站结构泄漏点定位与定量检测技术、航天员舱外检漏技术,以及空间站结构泄漏堵漏技术的具体方案和技术途径,并对关键技术做了比较充分的分析。该系统技术的研究与发展能为空间站的在轨泄漏检测提供可靠的保障。     

非接触式超声泄漏检测系统设计及试验验证

非接触式超声泄漏检测方法在国外已应用于载人航天器在轨检漏。文章基于气体泄漏超声产生机理及声压与泄漏量的关系,搭建了一套超声泄漏检测系统,研究了泄漏判断及漏孔评估算法,并进行了综合试验测试。结果表明,该方法能有效地对泄漏是否发生进行判断,并可粗略评估泄漏量的大小和漏孔直径,为我国空间站密封舱在轨泄漏检测提供参考。     

基于圆形超声阵列传感器的在轨泄漏定位方法

随着空间碎片数量的不断增加,载人航天器在轨泄漏定位问题成为一个亟待解决的问题。文章研究了一种基于圆形超声阵列传感器的在轨泄漏定位方法,利用互相关原理计算泄漏超声信号传播到不同测试单元的时间差,从而确定泄漏所在的方向,并根据三角定位方法确定漏孔的具体位置。     

航天器部件真空检漏试验管理系统的设计

航天器部件真空检漏试验管理系统是航天器件特殊环境试验管理系统的一个重要组成部分。文章根据航天器部件真空检漏试验管理的需求,结合软件设计开发流程规范,对试验技术流程进行了分析,设计出系统总体框架和功能模块:系统总体框架分为数据资源层、业务逻辑层和客户层;功能模块分为试验任务管理模块、个人任务管理模块、试验数据管理模块、试验归档管理模块、试验资源管理模块、基础配置管理模块和系统管理模块。该试验管理系统将使航天器部件真空检漏试验管理工作更加高效、合理。     

航天器在轨泄漏声发射信号特征分析

载人航天器的防护要求不断增强, 在轨泄漏检测的重要性日益凸现。文章阐述了航天器在轨泄漏声发射检测的基本原理, 介绍了泄漏检测系统的基本组成及性能参数。通过泄漏声发射检测实验, 利用频谱分析法和特征参数分析法对不同孔径圆形漏孔泄漏产生的声发射信号进行研究, 得到了泄漏声发射信号的频谱和特征参数。实验结果表明, 机械泵运行产生的背景噪声信号主要分布在10 kHz以下, 而气体泄漏产生的是高频声发射信号, 且漏孔越小, 信号能量越小, 高频成分所占比例越大。该研究对于航天器在轨泄漏的检测及泄漏量评估等具有实际意义。     

超声检漏方法及应用研究

超声检漏法是一种新型可快速定位漏点的无损检测方法。文章对泄漏超声进行了理论分析,说明了方向角、检测距离等信号检出影响因素,建立了真空系统泄漏CFD模型,进行参数计算,并进行了真空系统泄漏超声检测试验和阀门内漏超声检测试验,总结出超声检漏试验方法,并初步得到声信号与泄漏量间的函数关系。     

空间站能源系统并网供电技术研究

空间站结构复杂,通常由多个舱段组成,与飞船等飞行器进行交会对接后,各舱段和对接飞行器自有的能源系统可能会由于空间位置及相互遮挡等原因而无法满足自身供电需求,这就需要对舱体电源系统进行并网供电。文章论述了“天宫一号”目标飞行器与“神舟”飞船采用的并网供电方案,通过并联冗余及自动均流控制实现不同舱体间的功率传输;在此基础上,通过调研国外空间站并网供电技术,比较了空间飞行器组合体并网供电中的技术方案及特点,总结了目前空间站并网供电模式可采用的类型,最后提出了我国未来空间站并网供电可采取的方案。     

空间站有效载荷真空支持系统方案评述

有效载荷真空支持系统是空间有效载荷支持系统的重要组成部分,为空间有效载荷实验的顺利进行提供真空环境支持和保证。文章详细分析了国际空间站包括美国“命运号”实验舱（USL）、欧空局哥伦布轨道舱（APM）及日本实验舱（JEM）内的有效载荷真空支持系统方案及使用情况;对美国实验舱内的一号微重力材料科学机柜及微重力燃烧科学机柜内部专用的真空支持系统作了主要介绍;最后提出了我国空间站有效载荷真空支持系统的初步方案设想,即合理安排有效载荷实验进行次序,将废气排放子系统及真空资源子系统合二为一,以节约资源,提高可靠性。     

空间站热收集方式的气压适应性研究

热管理系统是保障空间站正常运行的关键系统,其热量收集通常涉及多种传热方式。 空间站舱内气压下降将削弱空气的对流换热能力,从而造成热收集方式的气压适应性差异。 分析了这种差异及其对空间站热管理的影响。设计了两种针对密封舱的热量收集方式,第 一种单纯用空气强制对流,第二种通过在密封舱内加装冷板,同时采用强制对流、导热和辐 射进行热量收集。首先利用简化的密封舱换热模型给出了描述两种热量收集方式气压适应性 的分析解,然后利用集成全局热数学模型分析给出了热管理系统采用这两种热量收集方式时 压力下降对空间站温度控制的影响。结果表明,当热管理系统以空气对流为主进行热 量收集时,气压下降可能导致舱内温度大幅升高;当同时采用导热、辐射及对流等多种途径 收集热量时,热管理系统的气压适应性较强,有利于空间站的稳定运行。
     

温度场对飞船压降检漏的影响与优化测试方法

文章建立了基于FLUENT平台的飞船密封舱体压降检漏的模型;计算并研究了密封舱内气体温度随环境温度的变化规律和气体温度在稳态下的空间分布规律,试验、计算结果表明了计算模型与试验模型的一致性;温度场对压降检漏影响很大,越接近平均温度的测点修正压降线性越明显,计算漏率的误差越小。