陳聯(lián)，趙瀾，孫冬花，孫雯君，丁棟，黃宏，馮天佑

（蘭州空間技術(shù)物理研究所真空技術(shù)與物理重點實驗室，蘭州730000）

航天器推進劑泄漏檢測技術(shù)研究進展

陳聯(lián)，趙瀾，孫冬花，孫雯君，丁棟，黃宏，馮天佑

（蘭州空間技術(shù)物理研究所真空技術(shù)與物理重點實驗室，蘭州730000）

推進劑是確保航天器正常運行的動力來源，需要使用密封容器進行貯存，發(fā)生泄漏將嚴重影響航天器的工作性能，航天任務(wù)中開展推進劑泄漏檢測是一種提高航天器可靠性的有效手段。從航天器中常用的常溫液體、低溫液體、氣體等三種推進劑的特點出發(fā)，介紹了航天器推進劑泄漏檢測需求和常用泄漏檢測方法分析等內(nèi)容，分析了不同泄漏檢測方法的適用場合和國內(nèi)外研究進展，為后續(xù)航天器用推進劑泄漏檢測技術(shù)研究提供參考。

推進劑；泄漏檢測；檢測方法；航天器

0 引言

推進劑是航天器的動力來源。目前，國內(nèi)外在航天任務(wù)中經(jīng)常使用到推進劑，按照推進劑物質(zhì)狀態(tài)的不同，分為常溫液體推進劑、低溫液體推進劑和氣體推進劑。常溫液體推進劑主要包括無水肼、甲基肼、偏二甲肼、四氧化二氮等，是航天器使用的主要燃料，在各種衛(wèi)星、導彈和運載火箭的發(fā)射中廣泛使用，但是上述種類推進劑均為易燃、易爆介質(zhì)，且毒性較大，是潛在致癌物[1-2]。低溫液體推進劑主要包括液氫、液氧等，具有易燃、易爆、溫度極低等特點。氣體推進劑用于電推進技術(shù)中，主要有氙氣、氪氣等，具有高比沖、小推力、長壽命等特點。使用氣體推進劑可大幅降低衛(wèi)星推進劑攜帶量，提高衛(wèi)星有效載荷比，延長在軌壽命和降低發(fā)射重量，是未來深空探測任務(wù)和長壽命航天器研制過程中的首選推進劑[3]。航天器的高可靠性和長壽命對貯存推進劑的貯箱、氣瓶、管道和閥門等部件提出了嚴格的漏率要求，易燃、易爆和毒性較大的特點對推進劑的運輸、貯存和加注過程也提出了嚴格的漏率要求。從航天器用推進劑泄漏檢測需求角度出發(fā)，分析航天器在生產(chǎn)、貯存、發(fā)射和在軌運行過程中，采用的常用推進劑泄漏檢測方法。

1 泄漏檢測需求分析

1.1 常溫液體推進劑泄漏檢測需求分析

為了滿足航天器在軌飛行需要，所有種類的推進劑均需要采用貯箱或氣瓶進行貯存，當所用的貯存容器發(fā)生泄漏，會直接影響航天器的使用壽命。因此，航天器研制全過程應(yīng)考慮和評估推進劑貯存系統(tǒng)泄漏帶來的影響，應(yīng)根據(jù)航天器的種類、使用壽命來預(yù)估和分析容許漏率指標，并采用相應(yīng)的漏率檢測手段來評估指標是否實現(xiàn)。

無水肼、甲基肼、偏二甲肼等常溫液體推進劑屬于有毒有害介質(zhì)，具有沸點低、飽和蒸氣壓高、易蒸發(fā)的特點，在常溫、常壓下容易擴散，人員暴露于含有推進劑蒸氣的環(huán)境容易中毒，國家標準GB16221-1996《車間空氣中肼衛(wèi)生標準》和GB18060-2000《居住區(qū)大氣中肼衛(wèi)生標準》中均已經(jīng)規(guī)定了大氣環(huán)境中肼類氣體的最高容許濃度。在推進劑加注過程中，如果出現(xiàn)泄漏，推進劑會在航天器內(nèi)部、周圍環(huán)境或加注間環(huán)境的空氣中形成積累，達到一定濃度，就有可能會對現(xiàn)場操作人員造成傷害或引起爆炸事故。從人員安全角度出發(fā)，在推進劑生產(chǎn)、運輸、貯存和使用過程中，應(yīng)對作業(yè)環(huán)境中推進劑含量進行現(xiàn)場連續(xù)檢測。四氧化二氮常溫液體推進劑具有強氧化性，與甲基肼、偏二甲肼等肼類推進劑混合后會發(fā)生自燃，因此對于使用雙組元推進劑的航天器應(yīng)著重加強推進劑泄漏情況監(jiān)測。

1.2 低溫液體推進劑泄漏檢測需求分析

以液氫、液氧為代表的低溫液體推進劑具有溫度極低、容易蒸發(fā)、難貯存的特點，一般需要采用高效真空絕熱技術(shù)才能實現(xiàn)長期貯存。真空絕熱技術(shù)是指采用雙層金屬容器結(jié)構(gòu)，在雙層容器之間形成的夾層內(nèi)填充絕熱材料，并將夾層抽真空的一種絕熱方式，夾層的泄漏量將直接影響使用過程中的夾層真空度，進而影響絕熱效果。為了確保航天器用低溫液體推進劑的長期、可靠貯存，需要對所使用的真空絕熱貯存容器進行夾層泄漏量檢測。

低溫液體推進劑屬于易燃、易爆的介質(zhì)，氫氣和氧氣及空氣混合均有爆炸的危險。從安全角度出發(fā)，在低溫液體推進劑生產(chǎn)、運輸、貯存和使用過程中，有必要對作業(yè)環(huán)境中的氫氣含量進行嚴格的現(xiàn)場連續(xù)檢測，防止爆炸，確保安全。

1.3 氣體推進劑泄漏檢測需求分析

電推進技術(shù)中使用大分子量氣體作為工作介質(zhì)氣體，如氙氣、氪氣等，在航天應(yīng)用中，為了降低系統(tǒng)體積和質(zhì)量，需要采用高壓貯存技術(shù)實現(xiàn)這些氣體推進劑的貯存，且最終用氣環(huán)境處于真空條件下，導致航天用氣體推進劑需要復(fù)雜的貯供系統(tǒng)，涉及到多種不同壓力要求的氣瓶、閥門和管路，容易產(chǎn)生泄漏[4]。為了確保氣體推進劑長期、可靠貯存，需要對氣體推進劑貯供系統(tǒng)進行漏率檢測。

目前，在國內(nèi)電推進技術(shù)中使用的氣體推進劑主要是氙氣。雖然氙氣是一種無色、無味的惰性氣體，不會引起燃燒、爆炸的危險，但是在常壓條件下，當空氣中氙氣含量到達一定濃度時，氙氣可對人體具有麻醉作用。在氣體推進劑的使用過程中，也有必要對作業(yè)環(huán)境中的氙氣濃度進行監(jiān)測，確保人身安全。

2 泄漏檢測方法分析

2.1 常溫液體推進劑泄漏檢測方法分析

2.1.1 貯存容器制造過程泄漏檢測

航天用推進劑貯存容器主要采用強度高、密度低的材料制作，常用的有鋁合金和鈦合金。國內(nèi)已經(jīng)掌握了航天用推進劑貯存容器制作的關(guān)鍵工藝和技術(shù)，在泄漏檢測方面通常包括射線檢測、氣密性試驗和氦質(zhì)譜檢測三個流程。其中氦質(zhì)譜檢測主要用于產(chǎn)品在力學、真空、溫度等環(huán)境試驗完成后，以找到產(chǎn)品的微小泄漏量以及環(huán)境試驗中產(chǎn)生的次生泄漏缺陷，屬于產(chǎn)品出廠前的最終合格檢驗，可檢測漏率下限為10-8Pa·m3/s量級。目前，在氦質(zhì)譜泄漏檢測方面，已經(jīng)制定了相關(guān)國家標準和行業(yè)標準。例如，用于氦泄漏檢測的通用國家標準GB/T15823-2009《無損檢測氦泄漏檢測方法》，用于真空條件下的QJ3123-2000《氦質(zhì)譜真空檢漏方法》，用于壓力條件下的QJ3089-1999《氦質(zhì)譜正壓檢漏方法》等。

2.1.2 發(fā)射場燃料加注過程泄漏檢測

20世紀70年代以來，隨著衛(wèi)星、航天器和導彈發(fā)射次數(shù)的增加，以美國為首的航天發(fā)達國家對推進劑類物質(zhì)，在其檢測方法驗證、檢測濃度范圍確定、檢測設(shè)備研制和校準技術(shù)研究等方面開展了大量工作[5-6]。NASA設(shè)置了一個專門用于有毒氣體檢測的實驗室，多年來一直致力于開展無水肼、甲基肼、偏二甲肼和四氧化二氮等推進劑氣體的泄漏檢測技術(shù)研究工作，先后開展了質(zhì)譜分析、電化學、化學比色等原理的推進劑泄漏檢測儀器和檢測系統(tǒng)的研制和技術(shù)研究。如在開展肼類氣體檢測技術(shù)研究的過程中，為了提高檢測結(jié)果的準確性，20世紀90年代，該實驗室研制了一套專門用于肼類有毒氣體產(chǎn)生的數(shù)據(jù)采集和控制系統(tǒng)（PCDAS）[7]，該系統(tǒng)可以獲得設(shè)定溫度和濕度下的指定氣體濃度，如肼、甲基肼、四氧化二氮等，其中甲基肼的最小配氣濃度可以達到10-8（V/V）量級。為了實現(xiàn)更加精確的檢測，美國Honeywell公司和NASA合作研制了一種TLD-1型有毒氣體檢測儀，該儀器配有專用的化學試劑紙帶實現(xiàn)泄漏量檢測[8]。商業(yè)化的有毒氣體檢測儀對無水肼、甲基肼的濃度檢測下限可達到2× 10-8（V/V）量級。

隨著航天技術(shù)發(fā)展，日?？蒲猩a(chǎn)大量使用到肼類推進劑，自20世紀90年代以來，國內(nèi)也逐步加大了液體推進劑的泄漏檢測技術(shù)研究工作，研究重點主要集中在電化學、化學比色、光電離、質(zhì)譜分析、光吸收等原理的肼類氣體檢測方法方面[9-10]。如國內(nèi)開展了肼類電化學式氣體傳感器的研究工作[11]。其中，利用庫侖滴定原理研制的肼類燃料及硝基氧化劑濃度監(jiān)測儀，對肼類氣體靈敏度為1× 10-7（V/V）量級，用于發(fā)射場火箭燃料加注過程的推進劑泄漏檢測工作。采用小型四極質(zhì)譜計作為主要檢測傳感器的便攜式推進劑泄漏檢測儀已研制成功[12]，該裝置采用質(zhì)譜分析方法實現(xiàn)微量推進劑泄漏檢測，對甲基肼、無水肼的檢測靈敏度為1×10-6（V/V）量級。

2.1.3 在軌使用過程泄漏檢測

長期在軌飛行器由于受到微流星體和空間碎片的撞擊、密封材料性能老化以及一些其他偶然事故，必然會導致一些泄漏事件的發(fā)生。為了預(yù)防航天器泄漏事故對宇航員的人身安全造成影響，所有從事航天活動的國家都非常重視推進劑在軌泄漏檢測工作。如NASA已研制成功一種微量氣體分析儀（Trace Gas Analyzer，TGA），用于空間站宇航員出艙活動過程中的泄漏檢測工作，能實現(xiàn)空間站艙外冷卻系統(tǒng)氨泄漏、推進劑泄漏、空間站密封艙體泄漏等檢測工作。該儀器由NASA噴氣推進劑實驗室研制，于2001年在STS-98飛行任務(wù)時送到國際空間站[13]。

目前，國際空間站正在開展一種簡稱為COTS RGA的艙外在軌泄漏自動檢測儀器，主要包含用于分壓力檢測的殘余氣體分析儀和用于全壓力檢測的寬量程真空計[14]。在實現(xiàn)途徑上，對地面使用的商業(yè)化測試儀器進行航天適應(yīng)性改造。圖1給出了儀器的外形圖，原計劃于2014年10月送到國際空間站上，但是火箭發(fā)射失敗，第二次發(fā)射原定于2015年底完成，目前未見到相關(guān)報道。此外，美國空軍火箭推進實驗室資助并研制了一種基于超聲波的泄漏檢測系統(tǒng)已經(jīng)應(yīng)用于火箭液體推進系統(tǒng)上，該系統(tǒng)對氦氣的最小可檢漏率為8.3×10-5Pa·m3/s。 2001年7月12日，超聲檢漏儀作為專門配置儀器帶到國際空間站上[15]。

圖1 COTSRGA外形圖Fig.1 Outline draw ing of COTSRGA1.支撐結(jié)構(gòu)；2.探測器電子箱；3、6.溫控模塊；4.JEM滑塊界面；5.冷陰極-皮拉尼復(fù)合真空計；7.殘余氣體分析儀探頭

總之，國外將地面泄漏檢測方法向空間在軌泄漏檢測方面移植，探究現(xiàn)有泄漏檢測方法在軌應(yīng)用的可行性，針對航天器在軌運行的特殊環(huán)境和資源補給條件，開展如流速測量、氮氣補給量累積、姿態(tài)響應(yīng)、氣體熒光等漏率檢測方法研究[16-18]，但相對于傳統(tǒng)的地面航天器漏率檢測方法，航天器在軌漏率檢測技術(shù)還不成熟，存在可靠性差、測量不確定度大的缺點，部分泄漏檢測方法尚停留在理論驗證階段。國內(nèi)長期載人航天尚處于起步階段，在軌泄漏檢測方面，開展了部分原理性驗證工作，缺少滿足長期在軌檢漏需求的泄漏檢測儀[19]。

2.2 低溫液體推進劑泄漏檢測方法分析

2.2.1 貯存容器制造過程泄漏檢測

低溫液體推進劑需要采用真空絕熱結(jié)構(gòu)的深冷低溫壓力容器進行貯存，典型的貯存容器結(jié)構(gòu)包括外殼體、內(nèi)筒體、兩者之間形成的真空夾層、夾層內(nèi)填充的絕熱材料。為了保證低溫液體在貯存和運輸過程中的安全性、可靠性，必須在出廠前對貯存容器的各項性能進行檢測。表征低溫液體貯存容器絕熱性能的指標有很多，主要包含夾層漏率、夾層漏放氣速率、靜態(tài)蒸發(fā)率、漏熱量等。在國內(nèi)，早期深冷低溫壓力容器主要用在航天領(lǐng)域，已制定了專用的檢測標準QJ2675-1994《低溫容器性能試驗方法》和性能判別標準QJ2475-1993《低溫容器通用技術(shù)條件》。目前，隨著深冷低溫壓力容器在民用行業(yè)的推廣和使用，已經(jīng)制定了多項國家標準，現(xiàn)行有效的真空絕熱性能檢測標準是GB/T18443-2010《真空絕熱深冷設(shè)備性能試驗方法》，可以用于深冷低溫壓力容器制作過程中的泄漏檢測。

在衛(wèi)星發(fā)射場建設(shè)中，研制了多種型號的固定式和移動式壓力容器，用于貯存和運輸液氫、液氧和液氮介質(zhì)。深冷低溫壓力容器在出廠前，按照設(shè)計要求，依照GB/T18443-2010規(guī)定的方法，對所有產(chǎn)品的夾層真空度、漏率、漏放氣速率和靜態(tài)蒸發(fā)率進行了逐一測試。此外，用于存貯低溫液體的火箭箱體，由于箱體總?cè)莘e非常大、總質(zhì)量控制嚴，貯存低溫液體時間相對短，仍采用鋁合金材料制作箱體和外部包裹泡沫來實現(xiàn)短期低溫液體貯存。在火箭箱體制作中對于漏率也有著非常嚴格的要求，總漏率一般采用壓降法進行，為了實現(xiàn)微小泄漏部位的準確定位，制定了適用于焊縫泄漏檢測的試驗標準QJ2862-1996《壓力容器焊縫氦質(zhì)譜吸槍罩盒檢漏試驗方法》。

國際ISO/TC 220（國際標準化組織低溫容器技術(shù)委員會）在已制定的IS020421-1：2006《低溫容器—大型移動式真空絕熱容器第1部分：設(shè)計、制造、檢驗和試驗》、ISO21009-1：2008《低溫容器—固定式真空絕熱容器第1部分：設(shè)計、制造、檢驗和試驗》中也對深冷低溫容器制造過程中的漏率檢測進行了規(guī)定。歐盟低溫容器技術(shù)委員會（CEN/TC268）、美國機械工程師學會（ASME）、美國壓縮氣體協(xié)會（GA）和美國國家防火協(xié)會（NFPA）等也制定了部分低溫容器標準，規(guī)定了深冷低溫壓力容器制作過程中的泄漏檢測要求[20]。

2.2.2 貯存容器地面使用過程中的泄漏檢測

深冷低溫壓力容器采用真空夾層結(jié)構(gòu)制作，出廠前雖然進行了嚴格的漏率檢測，但是在貯存和使用過程中，微量空氣和貯存介質(zhì)氣體漏入真空夾層中，破壞夾層真空度，影響真空絕熱性能。低溫狀態(tài)、高壓貯存、意外事故等因素會使微量泄漏得到加強，因此深冷低溫壓力容器使用過程中也應(yīng)進行泄漏檢測。由于深冷低溫壓力容器主要用在航天領(lǐng)域，為了確保低溫容器使用過程中的產(chǎn)品安全和人身安全，制定了專用的航天標準，如在QJ2768-1995《低溫容器檢修技術(shù)要求》中就規(guī)定了深冷壓力容器檢修過程中應(yīng)進行夾層漏率、漏放氣速率和真空度測試工作。目前，已制定了TSGR0005-2011《移動式壓力容器安全技術(shù)監(jiān)察規(guī)程》、TSGR7001-2013《壓力容器定期檢驗規(guī)則》、TSG 21-2016《固定式壓力容器安全技術(shù)監(jiān)察規(guī)程》。在這些規(guī)程中，為確保壓力容器在檢驗周期內(nèi)的安全，壓力容器應(yīng)每年至少進行一次在線檢查，對于低溫壓力容器而言，檢查重點是通過測試夾層真空度判別真空絕熱性能是否良好，根據(jù)壓力容器的安全狀況等級，每隔3～5年內(nèi)進行一次全面檢驗，對于低溫壓力容器應(yīng)重點檢查夾層漏率、漏放氣速率和真空度等參數(shù)。

國際ISO/TC 220委員會，已制定了貯存容器使用過程中的運行要求，如在ISO20421-2：2005《低溫容器一大型移動式真空絕熱容器第2部分：運行要求》和IS021009-2：2006《低溫容器一固定式真空絕熱容器第2部分：運行要求》中都規(guī)定了泄漏檢測方面的要求[21]。

2.2.3 發(fā)射場燃料加注過程泄漏檢測

發(fā)射場低溫燃料加注過程一般涉及到液氧和液氫介質(zhì)，為預(yù)防氫氣和空氣混合產(chǎn)生爆炸，對加注環(huán)境中的氫氣含量進行嚴格的現(xiàn)場連續(xù)檢測。為了滿足航天飛機發(fā)射場液氫、液氧燃料加注過程的泄漏安全要求，美國肯尼迪航天中心在發(fā)射架上安裝了一套危險氣體檢測系統(tǒng)（HGDS），可在航天飛機燃料加注過程中，進行燃料泄漏檢測[22]。該系統(tǒng)可對5個檢測點進行巡檢，同時檢測8種氣體組份的濃度變化，其中對氫氣的檢測范圍為0.5%～5%。同時還可以檢測微量無水肼、四氧化二氮和氨等組份的濃度變化。

長征三號火箭的低溫級采用液氫、液氧作為燃料，液氫、液氧貯箱共用封頭的共底為真空絕熱空間，在火箭低溫燃料加注過程中，必須對共底空間的壓力及氫、氧氣體濃度進行實時監(jiān)測，防止由于氫、氧泄漏而造成災(zāi)難性事故發(fā)生。根據(jù)發(fā)射場火箭檢測的要求，研制了火箭危險氣體共底安全監(jiān)測系統(tǒng)，作為專用設(shè)備安裝在發(fā)射塔架上。在檢測過程中，共底的氫、氧濃度是通過取樣管將共底內(nèi)氣體引入質(zhì)譜室，利用四極質(zhì)譜計進行檢測，氫氧濃度的檢測數(shù)據(jù)由計算機處理。該監(jiān)測系統(tǒng)的氫濃度檢測范圍0.1%～15%。所研制的共底安全監(jiān)測系統(tǒng)自從1980年提出論證和概念設(shè)計以來，在30多年時間里，隨著任務(wù)需求變化、真空技術(shù)和計算機技術(shù)的發(fā)展，先后共進行了4次系統(tǒng)設(shè)計更新和改造[23]。

2.2.4 在軌使用過程泄漏檢測

美國航天局曾研制過一種應(yīng)用于地面和在軌航天飛機上的，采用傳感器陣列技術(shù)實現(xiàn)氫泄漏自動檢測的系統(tǒng)，這種方法比較靈敏、可靠，不僅能檢測漏率大小，而且能知道泄漏的大致位置。目前，國際空間站上配置了用于氮氣、氧氣、氫氣、甲烷、二氧化碳等五種主要氣體成分及其他部分微量有害氣體檢測的氣體監(jiān)測系統(tǒng)（Major Constituent Ana?lyzer，MCA）。該系統(tǒng)檢測有害氣體濃度最小可達到1×10-6（V/V）量級，可實現(xiàn)艙內(nèi)氫氣和氧氣泄漏監(jiān)測工作[24]。

國內(nèi)低溫液體推進劑尚未用作衛(wèi)星燃料，因而低溫推進劑的在軌泄漏檢測工作也未開展。

2.3 氣體推進劑泄漏檢測方法分析

2.3.1 貯存容器制造過程泄漏檢測

氣體推進劑貯存容器在制造過程中需要按照壓力容器的技術(shù)要求進行泄漏檢測，與常溫液體推進劑的貯存容器制造過程中涉及到的泄漏檢測方法基本一致，采用氦質(zhì)譜泄漏檢測方法實現(xiàn)微小泄漏量的檢測。

2.3.2 燃料加注過程泄漏檢測

氣體推進劑加注過程中的泄漏檢測需要根據(jù)氣體的種類和加注量選擇泄漏檢測方法。國內(nèi)選用的氣體推進劑主要是氙氣，在發(fā)射場氙氣加注過程中，加注管路的密封性能、氙氣的純度均由氙氣供給子系統(tǒng)保證。現(xiàn)已經(jīng)設(shè)計了一種基于四極質(zhì)譜計的氙氣泄漏檢測設(shè)備，如圖2所示，包括四極質(zhì)譜計、高真空抽氣系統(tǒng)、進樣系統(tǒng)、標準氣體校準系統(tǒng)和計算機等5部分。設(shè)備靈敏度范圍在1×10-7～1×10-1（V/V）量級之間，此靈敏度范圍可以檢測出小于1×10-6Pa·m3/s的氙氣泄漏，滿足氙氣供給子系統(tǒng)漏率指標要求[25]。并開發(fā)一種基于氣相色譜法的電推進航天器氙氣泄漏檢測系統(tǒng)，可實現(xiàn)加注間環(huán)境中濃度范圍1×10-7～5×10-4（V/V）量級內(nèi)的氙氣泄漏檢測工作[26]。

圖2 氙氣泄漏檢測設(shè)備結(jié)構(gòu)圖Fig.2 Schematic diagram of Xenon leak detection equipment1.四極質(zhì)譜計電源；2.四極質(zhì)譜計探頭；3.PKR251型真空規(guī)；4.質(zhì)譜室；5.針閥；6.標準氣體；7.取樣管；8.切換閥門；9.機架；10.取樣泵；11.前級泵；12.渦輪分子泵；13.真空計；14.計算機

2.4 常用泄漏檢測設(shè)備特點分析

適用于航天器推進劑泄漏檢測的方法主要有使用氦氣作為示漏氣體的氦質(zhì)譜檢漏法、基于質(zhì)譜計的分壓力檢漏法、基于化學分析方法的電傳感器法以及其他特殊場合使用的檢漏方法。主要三種檢漏方法的特點比較，如表1所列。

表1 航天器推進劑泄檢測方法比較表Table1 Com parison ofmeasurementm ethods for spacecraft propellant leakage

由表1可以看出，在開展航天器推進器泄漏檢測過程中，為了確保檢測結(jié)果的準確性，需要采用量值溯源的方法，對檢測設(shè)備進行計量。在推進劑泄漏檢測設(shè)備的使用過程中，可根據(jù)檢測設(shè)備所使用示漏氣體種類和漏率大小的不同配置泄漏模擬源，確保檢測結(jié)果的準確性。

在氦質(zhì)譜檢漏方法中，采用氦標準漏孔的方式配置泄漏模擬源。氦標準漏孔可以分為滲透型標準漏孔和物理標準漏孔兩種，其中滲透型標準漏孔最小的漏率可以達到10-12Pa·m3/s量級，物理標準漏孔的漏率可以達到10-8Pa·m3/s量級。而在電化學傳感器檢漏法中，采用配置微量混合氣體的方法獲得泄漏模擬源。如美國Dynacalibrator公司生產(chǎn)的校準氣體發(fā)生器和滲透管，可用于實驗室和現(xiàn)場氣體分析的數(shù)據(jù)精確校正，可溯源于美國國家標準技術(shù)研究院NIST（National Institute of Standards Technology），提供從10-9～10-6（V/V）量級的精確濃度[27]。國內(nèi)為解決航天用推進劑泄漏檢測過程中的準確性和進口儀器的標定問題，進入21世紀后，從事推進劑泄漏檢測工作的主要單位，也逐漸開展了相關(guān)泄漏模擬源配置方法研究工作，集中在滲透管研制和動態(tài)配氣系統(tǒng)設(shè)計方面[28]。

3 結(jié)論

航天器推進劑泄漏是航天技術(shù)發(fā)展中必然會遇到的難題。隨著航天技術(shù)的發(fā)展，目前航天用推進劑泄漏檢測的對象，已經(jīng)涵蓋常溫液體、低溫液體和氣體推進劑等航天器中使用到的所有介質(zhì)，在檢測時機上已覆蓋了推進劑貯存容器制造、發(fā)射場推進劑加注和在軌推進劑使用等各個環(huán)節(jié)，提出了滿足不同場合使用的泄漏檢測方法，基本解決航天技術(shù)發(fā)展的需要。但在軌泄漏檢測技術(shù)發(fā)展相對滯后，無法有效解決航天器在軌運行過程中的推進劑泄漏檢測問題，特別是未來長壽命航天技術(shù)發(fā)展的迫切需求。

[1]夏本立，曹曄.我國推進劑污染監(jiān)測與防護研究現(xiàn)狀及發(fā)展趨勢[J].解放軍預(yù)防醫(yī)學雜志，2006，24（4）：309-311.

[2]吳福麗，張光友，延璽，等.肼類火箭推進劑分析檢測技術(shù)研究進展[J].現(xiàn)代儀器與醫(yī)療，2001（6）：13-17.

[3]杭觀榮，梁偉，張巖，等.大功率等離子體電推進研究進展[J].載人航天，2016，22（2）：175-185.

[4]王祥龍，程彬，劉志棟.復(fù)合材料纏繞氙氣瓶研制技術(shù)[J].纖維復(fù)合材料，2015，32（2）：3-6.

[5]HunterGW，Xu JC，Neudeck PG，etal.Intelligentchemical sensor systems for in-space safety applications[C]//NASA 2014，GlennResearchCenter，2006：1-6.

[6]左明聰，張少博，王偉.氣體濃度檢測儀在推進劑檢測中的應(yīng)用[J].火箭推進，2014，40（1）：92-96.

[7]Mattson CB，Hammond TA，SchwindtCJ.Automated testsys?temsfortoxicvapordetectors[R].KennedySpaceCenter，1997.

[8]YoungRC，Mcbrearty CF，Curran D J.Activehydrazinevapor sampler（AHVS）NASA N93-22165[R].Florida：Kennedy SpaceCenter，1993.

[9]曹曄，張光友.肼類推進劑氣體傳感技術(shù)研究進展[J].導彈與航天運載技術(shù)，2004（2）：25-29.

[10]劉志娟，郭斌.肼類火箭推進劑氣體檢測技術(shù)[J].低溫與特氣，2007，25（2）：37-42.

[11]曹曄，張光友，李珍.液體推進劑系列毒氣監(jiān)測儀器的研究[J].醫(yī)療衛(wèi)生裝備，2012，33（10）：7-9.

[12]王榮宗，趙忠，孫天輝.便攜式推進劑泄漏檢測儀[J].導彈與航天運載技術(shù)，1999（3）：55-62.

[13]Chutjian A，Darrach M R，Holland PM，et al.Aminiature Quadrupole Mass Spectrometer Array and GC for Space Flight：Astronaut EVA and Cabin-Air Monitoring[C]//30thIntConfEnvironmentalSystems，Toulouse，F(xiàn)rance，2000.

[14]KowittM，Hawk D，RossettiD，etal.The Deployment of a Commercial RGA to the International Space Station[C]//62ndInternationalSymposium&Exhibition San Jose，2015：1-15.

[15]Hardy JE，Hylton JO，Joy RD，etal.Real-TimeMeasure?mentofVehicle ExhaustGas Flow[C]//International Sympo?sium on Fluid FlowMeasurement，1999：1-13.

[16]Kim JW，Crassidis JL，VadaliSR，etal.ISSleak localization using attitude response[C]//AIAA Guidance，Navigation，and ControlConference，2001.

[17]GrafJC，KittrellC，ArepalliS.Mir Leak Detection Using Flu?orescentTracerGases[C]//InternationalConferenceOn Envi?ronmentalSystems，1999.

[18]WilsonWC，CoffeyNC，MadarasE I.Leak Detection and Lo?cation Technology Assessment for Aerospace Applications [R].NASA/TM，LangleyResearchCenter，2008：1-18.

[19]Rongxin Y，LeiQ.TheGas Leak Detection Technology of the Spacecrafton orbitBased on Acoustic SensorArray[J].Phys?icsProcedia，2015，70：384-387.

[20]周偉明，滕俊華.國內(nèi)外低溫絕熱容器法規(guī)標準情況介紹[J].壓力容器，2009，26（8）：44-52.

[21]薛小龍，羅曉明，顧福明.國內(nèi)外低溫容器定期檢驗標準的比對分析[J].壓力容器，2008，25（11）：49-53.

[22]ShoemakerMD，CrimiT.SSV LaunchMonitoring Strategies：HGDSDesign Implementation through System Maturity[R]. American InstituteofAeronauticsand Astronautics，2010.

[23]陳聯(lián)，孫冬花，王愛民，等.遠程傳輸型共底安全監(jiān)測系統(tǒng)設(shè)計及特性[J].真空，2014，51（6）：39-42.

[24]DauesKR.AHistoryofSpacecraftEnvironmentalControland LifeSupportSystems[R].Johnson SpaceCenter，2006：1-13.

[25]丁棟，陳聯(lián)，孫冬花.氙氣泄漏檢測設(shè)備的性能測試[J].真空與低溫，2015，21（1）：20-22.

[26]竇仁超，喻新發(fā)，孫立臣，等.基于氣相色譜法的電推進航天器氙氣泄漏檢測系統(tǒng)[J].航天器環(huán)境工程，2016，33（4）：446-449.

[27]Sato T.Safety assessmentof hazards due to bi-proppellant system[C]//54thInternational Astronautical Congress of the InternationalAstronauticalFederation，2003：1-5.

[28]張光友，曹曄，胡文祥，等.肼類動態(tài)標準氣體發(fā)生裝置的設(shè)計[J].上海航天，2003，20（1）：53-55.

RESERACH PROGRESSON LEAK DETECTION TECHNOLOGY OFSPACECRAFT PROPELLANT

CHEN Lian，ZHAO Lan，SUN Dong-hua，SUNWen-jun，DING Dong，HUANG Hong，F(xiàn)ENG Tian-you
（Scienceand Technology on Vacuum Technology and Physics Laboratory，Lanzhou Instituteof Physics，Lanzhou 730000，China）

Propellant is the power source to ensure the normal operation of spacecraft.It should be stored in sealed containers for leakage can seriously affectswork performance of spacecraft.The leak detection is an effectiveway to improve reliability of spacem ission.Based on the characteristics of three kinds of propellants，such as room temperature liquid propellant，cryogenic liquid propellant，gas propellant，this paper introduced the requirementanalysis of leak detection for spacecraft propellant and themethod analysis of common leak detection，analyzed the application situation and research progress of different leak detectionmethods athome and abroad.Itprovides a reference for technology research of leak detection on spacecraftpropellantin future.

propellant；leak detection；measurementmethods；spacecraft

TB774

A

1006-7086（2017）03-0125-06

10.3969/j.issn.1006-7086.2017.03.001

2017-03-13

國防973項目（613322）

陳聯(lián)（1979-），男，安徽省廬江縣人，高級工程師，主要從事航天產(chǎn)品泄漏檢測和低溫絕熱壓力容器絕熱性能檢測工作。E-mail：yf_rr@sina.com。