下载掌阅APP，畅读海量书库
立即打开
飞行构件验收试验基线方案包括在表3-3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。另外，还应验证功能要求。
表3-3 飞行构件验收试验
3.2.1.1 目的
本试验验证飞行构件的电气和机械性能是否满足规定的性能要求，并检测任何异常情况。
3.2.1.2 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，并且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。应使用标准计量或接口组件，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。除非在相关的主项目开发规范中另有规定，否则只需要在标称性能要求和环境条件下进行试验。
3.2.1.3 电气功能试验
飞行构件应处于其飞行配置，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，并应执行所有命令。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。除非在相关的主项目开发规范中另有规定，否则只需要在标称性能要求和环境条件下进行试验。
3.2.1.4 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。
应对飞行构件进行有限电磁兼容性验收试验，以便对飞行构件电磁兼容性鉴定试验过程中给出的电磁兼容性结论进行检验（参见2.4.2节），并验证连续生产设备没有发生变化。此有限试验应包括测量电力总线纹波、峰值瞬态，并监控关键电路参数。
3.2.3.1 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。
3.2.3.2 试验说明
在操作相关的阀门、泵和电机时，应量度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。除了高压力试验外，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。
3.2.3.3 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。接下来，应将压力降低到最大设计压力。耐压应符合SSP 30559 第3章的要求。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：PG2-151。
3.2.3.4 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。为达到所需的精度，泄漏检测和测量流程可能需要使用真空室、整个飞行构件的外壳或局部区域，或其他特殊技术。
3.2.4.1 目的
有毒气体排放试验的目的是证明飞行构件在积累后不会排放出对人体构成危害的有毒气体。本试验适用于处于密封状态，在航天员进入之前没有大气清洗的可居住加压构件。
3.2.4.2 试验说明
应从构件内具有代表性的位置采集空气样本，并成对采集。如有可能，应从一个外部采样端口采集所有样本。在构件舱闭合（内部空间密封）后，应立即采集一对基线方案样本，表示试验开始。应提供无清洗功能的空气循环装置。如果有一个外部采样端口，则应在试验进行到一半时采集第二对样本。应在试验结束时以及进行任何空气清洗之前采集最后一对样本。如果通过一个外部采样端口来采集样本，则应提供不带清洗功能的内部大气循环系统，以确保空气样本的均质性。在采集第一个样本之前，应验证气压是否为一个标准大气压。如果没有可用的外部采样端口，则应采集两对样本：其中一对在马上就要关闭构件舱时采集，另外一对在构件马上就要结束试验时采集。所有样本都要从相同的位置采集。
3.2.4.3 试验量级和持续时间
试验时间应至少应为最终构件闭合和在轨航天员进入间隔时间的1/5。如有可能，应采集三对样本。采集每两对样本之间的时间间隔不应超过5min。从打开舱（打开密封）到采集最后一对样本的时间间隔不应超过15s。
3.2.4.4 补充要求
飞行构件应尽最大可能提供本试验所需的所有配置。如果在试验时，构件缺少25%以上（按照重量）的硬件，那么应记录估算的缺失硬件重量，并与空气样本一起提供。在试验期间，应尽最大可能为飞行构件的系统、子系统和元器件提供动力。应使用350毫升或500毫升体积的内部表面钝化小筒来采集样本。每个小筒应至少包含3个拟似标准品，以便评估采样和分析流程的精度。小筒应进行清洁，并检验采集样本时可能存在的每种污染物浓度是否超过十亿分之五。如果需要通过样本管线采集样本，则样本管线应用惰性材料制造，并在回收空气样本之前进行全面净化。应记录试验持续时间，如果时间达到五天或更长，则按小时数进行舍入；如果时间不到五天，则按分钟数进行舍入。
样本应在采集后的三天内返回给美国航空航天局/JSC毒性试验室进行分析。分析方法至少应等效美国环保局TO14方法中所规定的标准。不过，在化合物列表中，应包含飞行样本分析目标列表中给出的所有内容。在样本中发现的任何污染物都应与在JSC 20584中给出的七天航天器最高允许浓度进行比较。在试验过程中，应针对每个试验点计算 T 值。
3.2.5.1 目的
声噪音试验的目的是证明飞行硬件不会产生对航天员健康和安全有害的声噪音。
3.2.5.2 试验说明
应操作载人舱的系统和子系统，以复制具有最严格的声噪音环境的任务剖面。声噪音测量应能复制在MIL-STD-1474 “仪器和测量”一节中所规定的飞行条件。
3.2.6.1 目的
质量属性试验的目的是记录重量和重心数据。
3.2.6.2 试验说明
每个集成子构件都应通过实际测量验证质量，测量精度为实际测量重量的±0.2%以内。每个集成子构件应通过实际测量验证（至少）两轴重心，其精度在距离坐标原点±0.5in范围内。
3.2.6.3 补充要求
在完成试验后，应进行一次误差分析，以记录测量精度。