2.4　飞行构件鉴定试验

飞行构件鉴定试验基线方案包括在表2-2中给出的所有所需的试验。飞行构件试验包含不将飞行构件作为一个整体进行发射的组件构件（即预集成桁架、节点、光伏组件）。如果无法对试验飞行构件进行整体试验，那么可以对构成飞行构件的主要组件进行试验，通过合适的分析、模拟和/或模拟器来满足此要求。如果飞行构件通过机载数据处理功能来控制，那么在这些试验中，飞行软件将驻留在机载计算机上。应演示如何验证操作要求。关于本要求的例外情况，请参见附录B：PG2-128和PG2-129。

2.4.1　功能试验

2.4.1.1 目的

本试验旨在验证飞行构件的机械和电气性能是否满足规格要求，验证与地面支持设备的兼容性，并检验计算机辅助指挥和数据处理功能中使用的所有试验技术和软件算法。

2.4.1.2 机械功能试验

机械设备、阀门、可展开部件和可分离实体部件应与飞行构件一起在与功能相关的上升、轨道和回收配置中进行功能试验。应进行相关的对准检查。根据力学、时间和其他相关要求，确定可接受的最大和最小性能限值。对于每个机械操作，比如展开附属结构，应通过试验证明强度和力矩有正裕度，并验证它们能在高于和低于指定操作限值的条件下正常操作。如果无法在1-G环境中操作，则可以使用一个合适的地面-试验固件，以便能操作和评估设备。应使用标准规格或接口组件，对飞行构件与其他飞行构件和运载火箭的物理接口进行匹配检查，在这些匹配检查中，应检查最不利的公差累积值。

2.4.1.3 电气功能试验

飞行构件应处于其飞行配置中，连接除了火工设备之外的所有元器件和子系统。本试验应验证飞行构件中所有电路的完整性，其中包括冗余路径，其方式是施加一个启动刺激信号，然后确认能够成功完成试验。设计的试验应能操作所有元器件，包括主元器件和冗余元器件，并可以执行所有命令。所有热控制元器件的操作（比如加热器和恒温器）都应通过试验验证。试验应证明所有带有前提条件的命令（比如启用、禁用、特殊设备配置、特殊命令顺序等）都必须在满足前提条件的情况下才能执行。应能在整个规格范围内调整设备性能参数（比如功率、电压、增益、频率、命令和数据速率）以证明性能裕度。应在相关设计条件下验证自主功能。应能通过一个动力瞬态监视器系统连续监控飞行构件总线。所有遥测监视器都应进行验证，火工电路应加电并进行监控。在本试验中，应通过一个上升和任务剖面操作飞行构件，考虑在实际飞行过程中的所有相关活动。

2.4.1.4 补充要求

应在每次飞行构件环境试验之前和之后进行机械和电气功能试验，以检测设备异常，并确保性能满足规格要求。这些试验不需要任务剖面的相关活动。应通过数据分析验证试验的合适性，并检验数据，然后再断开相关环境试验配置，从而可以随时完成任何所需的复验操作。

2.4.2　电磁兼容性试验

2.4.2.1 目的

本试验旨在证明构件的电磁兼容性，并确保构件有足够的裕度。

2.4.2.2 试验说明

应根据SSP 30243的要求定义和进行试验。应评估每个系统，以确定应根据基线方案要求进行哪些试验。

2.4.3　声振动试验

2.4.3.1 目的

本试验旨在证明飞行构件能够承受或在最大预期声环境下操作的能力。本试验也验证元器件振动鉴定标准的合适性。

2.4.3.2 试验说明

飞行构件或结构试验件应安装在一个能够产生所需声压值的回响声学单元内。它应当安装在一个飞行类支撑结构上或该结构的合理模拟物上。飞行构件的机械配置应与其上升过程中的配置一样。应安装动力仪表以测量关键和代表性元器件连接点的振动响应。

2.4.3.3 试验量级和持续时间

声压值应至少为最大预期飞行数值和频谱，但是总值不低于141dB（其频谱仪在NSTS 21000-IDD-ISS 4.1.1.5节中定义）。接触试验时间至少应为在最大飞行环境的预期飞行接触时间的3倍，或验收试验时间的3倍（如果此时间更长），但不短于3min。关于本段落的例外情况，请参见附录A：PG1-13和PG1-203。

2.4.3.4 补充要求

在环境接触之前和之后需要进行功能试验。

2.4.4　压力/泄漏试验

2.4.4.1 目的

本试验旨在证明加压结构和流体子系统能够满足在飞行构件规格中规定的流速、压力和泄漏速度要求。

2.4.4.2 试验说明

在操作相关的阀门、泵和电机时，应观测飞行构件的相关要求，其中包括流速、泄漏和调节要求。应通过流速检查来验证管道配置是否合适。应根据需要检查子系统的清洁度、湿度和pH值。如果密封或加压子系统使用非铜焊或焊接连接，那么应在泄漏试验之前验证这些连接规定的力矩值。除了高压力试验，推进剂储箱和助推器阀门应在推进剂操作条件下进行泄漏试验。应将系统泄压到正常使用推进剂装载的内部压力，并监控系统压力，以便发现任何泄漏迹象。

应根据第8章的要求采用一种合适的泄漏试验方法。

2.4.4.3 试验量级和持续时间

飞行构件应加压到耐压并保持在该压力，直到记录了所有应变和偏折数据。然后应将压力降低到最大设计压力。耐压应符合SSP 30559 第3节的要求。在耐压试验之后的泄漏检查条件应不小于14.7 psid。推进系统泄漏试验的排气时间不应超过推进剂装载过程中正常经受此条件的时间。这些构件级内部耐压和泄漏试验只适用于内部加压的飞行构件。

所有飞行构件加压流体系统应在最终系统组件级进行压力试验。所有飞行构件加压流体系统应在成功进行系统耐压试验后，在最终系统组件级的最大设计压力下进行泄漏试验。如果因为设计或制造限制而无法或不能在最终组装配置下进行系统级耐压和泄漏试验，则需要在可能的最高组件级进行压力和泄漏试验。在这种情况下，耐压系数应适合试验过程中的组件级，整体流体系统耐压和泄漏试验策略需要由国际空间站计划批准。

关于这些段落的例外情况，请参见附录B：PG2-150。

2.4.4.4 补充要求

在进行所有试验的过程中应遵循适用的安全标准。只有在顺利完成耐压试验之后，才能进行泄漏试验。达到所需的精度，泄漏检测和测量流程可能需要使用真空室，或其他特殊技术以达到的需精度。 iCBLQgslo9r1cxXvW6XVbe9W8IwTZFpO1YqrafqNvBTCRhDGWZNVDneHW3kI7LAY