一、概述

1、方法:本方法供航天器上以電池供電的設備的設計所用。它為上述設計提供有關如何設計出安全的以電池供電的設備方面的知識。在本方法中，“安全”指地面人員和乘員組使用和處置的安全、工作于載人航天器封閉環境中的安全、以及安裝于鄰近的非充壓艙中的安全。

2、已成功使用該方法的項目:航天飛機計劃、軌道飛行器(Orbiter)、阿波羅指令和服務艙(CSM)、登月艙(LEM)、國際空間站、航天飛機有效載荷。

二、實施方法

本方法的目的主要是以安全性而非性能為內容。有效載荷用戶經常詢問，有沒有“經批準”可在航天飛機上使用的電池清單。這種清單是不存在的。在正確使用前提下可在載人航天器上安全工作的任何電池都可以采用。當然，有一些類型的電池是不適合用于充壓艙內的。例子之一是有大量富余電解液的電池對零重力環境下防止電解液溢出極為不利。例子之二是鋰二氧化硫電池，它有內建的過壓緩解結構，能在內部氣壓足夠高時泄出二氧化硫和電解液的其它組份。具有上述特性的電池在軌道飛行器的封閉環境中使用是不可接受的。下面是已經在軌道飛行器上(航天員艙或有效載荷段)飛行的電池的一張清單，包括:(1)二氧化銀一鋅原電池(一次性放電)和蓄電池(可充電)、(2)鎳鎘蓄電池、(3)鎳氫蓄電池、(4)鎳金屬氫化物原電池、(5)錳堿性原電池、(6)LeClanche(碳鋅)原電池、(7）鋅空氣原電池、(8)鉛酸性蓄電池，包括有過壓緩解的單體和有防電解液流動結構的單體、(9)氧化汞鋅原電池、(10)鋰原電池，其陰極(正)活性材料包括:(a)亞硫酰氯化物、(b)帶溴氯化物復合添加物的亞硫酰氯化物(Li-BCX)、(c)二氧化硫(在居住區以外)、(d)聚碳-氟化物、(e)二氧化錳、(f)碘、(g)銀的鉻酸鹽。鋰基電池必須經過極為嚴密的評審和需要在其使用中采取看來是過分的危險控制措施。這種電池相對于其它類型的電池能給出極高的單位重量和單位體積能量。但也存在著特有的能導致危險發生的故障模式。對于鋰電池的許多類型來說，能反映性能或反映對嚴酷或超額定外部條件的響應的全面數據是很少的。它們含有的化學物質通常是易燃、有腐蝕性和(或)有毒的。這種電池的各種故障模式多與以下因素有關:泄漏、排氣和伴隨著飛濺的碎片及有毒物質的強烈爆炸。因此，應不遺余力地做工作，直至確信對每一種已知或有疑點的故障模式都已采取有效的危險控制措施來加以防止。只要可行，強烈鼓勵采用其它類型的電池。單憑重量和體積方面的優勢不足以論證采用鋰基電池的合理性。采用任一種電池(包括上面列出的)都可能需要詳盡的試驗、評價和生產方控制。飛行前的認證總是需要的。許多與電池相關的危險控制措施同時也能提高使用可靠性，這是因為這些措施使電池設計得有利于防止危險，而危險是故障的結果。例如，防止可能導致電池爆炸的外殼內電解液泄漏和接地(Grounding)，同時也防止了對電池操作的失敗。本方法的內容并不能覆蓋每一種可想象的事故。在本方法中也不試圖提供有關電池的理論和電化學知識，除非為了講清危險及其控制的需要。一般的電池的危險源及其控制電池的危險一般可分為七類，它們是:(1)短路、(2)電解液泄漏、(3)電池氣體、(4)外部高溫、(5)環行電流、(6)結構過應力、(7)過充電。

1、方法1：飛行電池不應被短路。1）依據短路可發生于電池內部，如電池內不同單體之間由于電解液(它是導電的)泄漏形成通路，或由于不小心使單體和電池的端子相碰。單體內部的短路對于經過有效程序完成了飛行前準備的電池來說是罕見的。持續短路可導致極高的溫升。表1展示錳堿性電池及單體(其短路后果是不太嚴重的)通過30毫歐短路的效應。電流在一秒鐘內達到峰值。

高溫可導致乘員被過熱表面燙傷(可接觸表面的極限指標是118°F)、電池外、包塑料保護結構融化、有毒或易爆物質(例如氫)被釋放或著火。除熱效應外，通過泄漏出電解液的短路可將電解液中的水分解為氫和氧，然后，假如短路回路通過最后一個接觸形成時打了一個小火花，只要火花的能量達到點火能量(1~2微焦耳)，就會使氫氧混合體發生爆炸。導致阿波羅13任務失敗的原因就是這種類型的故障，它導致了地球和月球間(cis-lunar)航程中LM下降電池((LMdescentbattery)的一次瞬間短路。在阿波羅13上，一些顯然針對這種故障模式的危險控制措施被取消了，理由是這種故障不太可能發生。阿波羅14及其后型號的LM電池((LMbattery)又采取了上述危險控制措施。2)特殊考慮電池必須裝有從物理上和電氣上都靠近電池端子的電路切斷裝置，其動作電流額定值應遠低于電池的短路電流承載能力。這種電路切斷裝置可以是熔斷器、斷路器、熱開關或任何其它有效裝置。若電池有金屬外殼，電路切斷裝置應接于電池的接地一側，這樣，電池外殼內部的接地(通常是通過結構接地)將可被檢測到并被切斷。電池金屬外殼的所有內表面必須用確知為能耐受電解液的絕緣漆加以涂覆。這一措施也有利于防止由于電解液泄漏導致通過外殼接地。電池單體的端子也必須加以保護以防止與其它導電表面接觸，方法可為包封或加不導電的套(例如塑料膜)。電池端子伸入電池外殼的部分必須絕緣，以防止不慎與其它導體接觸和通過電解液泄漏構成通路。穿過電池金屬外殼的電池端子必須用絕緣套或其它有效辦法與外殼絕緣。電池端子位于電池外殼外部的部分必須加以可靠保護以防止構成通路，方法可為電連接器的插孔側、凹入的柱狀端子、加有效的絕緣套等。電池外殼內部的導線必須絕緣，還應加以限位以防止與單體端子接觸和加強對振動及沖擊的耐受能力。

2、方法2：必須采取防止電解液泄漏的措施。1）依據對于可排氣(超壓緩解)電池，電解液泄漏的原因可以是過量的富余電解液。電解液泄漏的主要原因是可排氣電池單體蓋下方的電解液收集和隔離結構設計不正確和電池單體容器破裂導致泄漏。電解液泄漏的另一個原因是密封電池的密封不良和電池過熱或過充電使密封外殼被電解液壓破。2）特殊考慮可排氣電池中過量的富余電解液應減少，減少的量應根據試驗結果，試驗內容為減少多余電解液直至電池容量開始降低。受試電池的壽命和再充電循環次數應與飛行電池接近相等。這種試驗主要對二氧化銀-鋅矩形電池單體進行。電池的制造廠通常使電解液稍微過量一些，因為大多數用戶通常要進行若干次再充電。隨著再充電循環次數的增加，過量的富余電解液通常會由于水的電解和鋅負極板逐漸膨脹造成的吸收而被消耗掉。電池在空間飛行中通常只是進行第一到第五個再充電循環，因而不需要過量的多余電解液。電池單體的蓋宜設計為帶一個圓柱形“立管”，它裝于蓋的排氣孔處，從蓋的下表面向下朝著電池單體極板延伸。當電池在有重力環境中被倒置時，在蓋朝下的電池單體外殼中電解液的液面應不高于“立管”的口。上述情況是最壞情況，所有其它電池位置(包括零重力環境下)都更好。有富余電解液的電池單體，其排氣道中必須裝減壓閥，而不能只有一個排氣孔和(或)吸收材料。減壓閥的開啟壓力為3~15磅/平方英寸(壓差)，具體數值應為電池單體抗內壓而不破裂的強度的函數。有些鋼外殼的鎳鎘電池單體被視為密封的，因為它們所用的減壓閥被設置于100~200磅/平方英寸(壓差)才開啟。這里所說的電池單體還不是那種可能也會用到的氣密的空間用鎳鎘電池單體。假如在電池單體的設計階段認為可行，還可在排氣口的電池單體蓋的下表面處加多孔的聚四氟乙烯塞或膜。由于這種材料具有多孔性和不浸濕性，在不被電解液淹沒時將允許氣體逸出而防止電解液逸出。假如以上控制措施不可能采取，應采用諸如非編織聚丙烯或棉制品填料這樣的吸收材料來填充電池容器中的空隙或將這類吸收材料直接置于電池單體排氣口上方。這種控制措施的效果是比較差的，因為電解液有可能被吸收材料收集而接觸導電的部分，而吸收材料本身又可能是易燃的。金屬電池蓋的內表面也必須用可耐受電解液的漆加以涂覆。在任何航天器中，電池在發射前的放置方向必須為“頂朝上”(以重力方向為下)，使重力及發射過載將多余電解液壓向電池單體的極板及隔膜而遠離電池單體的密封處或排氣口。這種放置方向減小了飛行中電解液泄漏的發生概率。對于可排氣電池單體，假如設計意圖就是有多余電解液，應使隔膜擴展到高出電解液，從而形成起毛細管吸附作用的額外容積，這樣，要大于1g的加速度才能使分離出來。飛行中的機動造成的過載多遠小于1g。

3、方法3：采用含水電解液的飛行用電池不得貯存于封閉空間中。1）依據當氫氣與空氣或氧氣混合時，在一個很寬的濃度范圍內(例如空氣中的氫氣濃度3.8%~94%)都是可燃或易爆的。必須防止氫氣在封閉且含有氧氣的空間中的積累。采用含水電解液的電池，即使原來借助于氮氣吹除已經將氧氣排凈，在充電中當充電即將完成時仍會有氧氣產生。只要可燃/易爆的氫氧混合體存在，即使不能明顯察覺有點火源，但仍應認為點火源總是存在的，因為所需的點火能量僅1或2微焦耳。2）特殊考慮避免氫氣積累的傳統方法是進行速率大到足以將所產生氫氣的濃度稀釋到3.8%可燃濃度以下的連續空氣通風。例如，鉛酸性電池或二氧化銀一鋅電池在過充電時的氫氣產生速率見下式:Q=0.016NI式中Q立方英尺H2/小時((1大氣壓和77°F下)N電池中單體的數目I充電電流(安)這樣，一個有20個單體的電池當以3安電流充電時產生氫氣的速率為:Q=0.016x20x3=0.96立方英尺H2/小時欲將以上述速率產生的氫氣借助于通風稀釋到2%濃度，空氣流量應為:0.96/0.02=48立方英尺H2/小時上面的Q可乘以一個系數來實現溫度和氣壓修正，該系數為:K=1.415(T+460)/P式中:真實氣壓(mmHg)真實溫度(77°F)實際情況下，在正常的軌道飛行器(Orbiter)電池應用中借助于通風來稀釋氫氣是不太可行的。因此，不管在軌道飛行器上是否還要進行充電，都必須采取以下控制措施中的一個或多個:a.禁止在軌道飛行器的生活區域進行電池充電。b.電池外殼不得密封，也不得安裝減壓閥(3~15磅/平方英寸(壓差))。c.將電池外殼內部的空隙容積設計得最小或加入能耐受電解液且不可燃的填充料(例如封裝材料)。d.在電池外殼內部杜絕任何可能成為點火源的因素(例如繼電器觸點間的電弧)。e.當電池安裝到軌道飛行器上以后立即用干燥氮氣(或任何其它惰性氣體)進行徹底吹除。f.盡量不要使電池處于高溫下。

4、方法4：不要使電池處于高溫下。1）依據所謂高溫，指平均溫度高于120°F。有些電池可安全和成功地工作于比120°F高得多的溫度下，但有些電池，特別是二氧化銀-鋅電池，有熱失穩問題。二氧化銀在高溫下分解而產生氧，所產生的氧在負電極處使鋅氧化，導致熱量的產生和電池溫度的升高，進而增大二氧化銀分解的速率。這種機理與鎳福電池恒壓充電時可能發生的熱失穩有著不同的機理。2）特殊考慮對電池及其周邊環境進行熱分析以確定負載和空載條件下電池的溫度。這對與有關設備一同安裝在軌道飛行器有效載荷艙的高能量、高功率電池來說是特別必要的。電池的負載不得在超過電池生產廠規定的最大負載。采取適當的短路保護措施(見方法1(短路))，若對電池所作的熱分析表明溫度將會很低從而需要加熱，所采用的電加熱器必須有冗余的溫度變送器超溫控制。若熱分析發現任何可能導致超溫的內部和外部熱環境組合，必須考慮采取以下預防措施:a.采取熱吸收、熱分流或有源制冷操作。b.針對絕緣(insulation)或其它對流、輻射或傳導熱源進行熱隔離的措施。c.采用熱觸發斷路器在接近危險溫度時切斷負載電流。d.艙內布局熱性能優化。

5、方法5：電池應具有環行電流保護。1）依據環行電流是一種非預期電流，通常發生于并聯的電池單體或單體組之間。環行電流也可能發生于后備電池與它們支持的一次電源之間，或通過電解液泄漏造成的通路在電池單體間流動。環行電流導致寄生放電和(或)環行電流回路中電池單體的非預期充電。并聯的電池單體組之間的環行電流的產生原因可能是一個或多個電池單體組電壓下降，這些較低的電壓與鄰近電池單體組較高電壓的差異造成電流。通過電解液泄漏通路形成的環行電流所帶來的危險在方法2(電解液泄漏)中已有講述。并聯的電池單體組之間或后備電池與一次電源之間的環行電流帶來的危險來自非預期充電和(或)放電。在正常的有電解液的電池中，充電的導因可能是水的電解，它會產生氫(見方法3(封閉空間))。但原電池中的充電是危險的，在充電防止那部分中講述。不受控的放電可能導致過熱，在方法4(高溫)中講述。2）特殊考慮電池單體或單體組之間的環行電流必須借助于在并聯支路中加阻塞二極管的方法來防止。已經采用了電流額定值取得較保守的肖特基二極管作為阻塞二極管以減小正向壓降。另一種方案是采用一個大容量電池單體來代替多個并聯的小容量電池單體。對于蓄電池，并聯電池單體串中會存在嚴重的充電電流分配問題，從而需要采取特殊的充電電流控制措施。從一次電源向它的后備電池流動的環行電流也必須采用阻塞二極管來防止。視電路的功率大小，可能還需要采取冗余的控制措施，例如以大電阻或熔斷器與電池串聯。另一種方案是以繼電器與電池串聯，繼電器靠一次電源而處于斷開狀態。

6、方法6：不應使飛行電池受到能使電池單體外殼及電池外殼的完整性及性能降低的機械、化學和熱應力。1）依據安裝件的破裂可能導致導致電池發生不受限制的運動。電池單體的破裂可導致電池外殼中電解液及氣體泄漏。電池外殼密封處的破裂或其它故障也可導致電解液及氣體泄漏到電池外部的封閉空間內。內部載流體的斷裂可能導致電弧和爆炸。2）特殊考慮電池外殼常由輕質材料(諸如鋁合金、鎂合金、塑料等)制成。在這種情況下，應進行材料的兼容性分析和應力分析以保證在電解液、包封材料及其溶劑或電池可能接觸的任何其它材料的作用下電池單體外殼和電池外殼的材料強度及性能仍得以保持。電池外殼不得密封(指氣密密封)，還應裝有減壓閥或低壓排氣((lowpressureventing)裝置。假如不遵循以上要求而將電池外殼設計為氣密密封的，則外殼必須滿足NHB1700.7A《空間運輸系統有效載荷的安個性方針和要求》的208.4節(涉及壓力容器的安全性)的要求。假如電池外殼雖為氣密密封但已裝有低壓排氣裝置，則必須滿足NHB1700.7A的208.7節(涉及密封容器)的要求。二氧化銀-鋅電池單體會在極板(電極)的法線方向外凸。鋅-空氣鈕扣電池會在軸向外凸，例如，Duracell1200HP電池單體在放電時會在軸向伸長約0.015英寸。電池的研制試驗必須包括對這種尺寸變化進行測定的內容。在電池外殼的結構設計中必須保證由此產生的應力能被經受住或能得到緩解。假如己預知電池將遇到很低或很高的溫度(無論源于外部或內部因素)，必須對不同材料(例如電池單體的塑料外殼與電池的金屬外殼)之間熱脹冷縮性能的差異造成的影響加以考慮。不得借助于膠接劑、硬的包封材料或機械手段將電池單體的塑料外殼固連于電池的金屬外殼?？赡苄枰捎糜袕椥缘奶畛湮镆晕沾蠓秶鷾囟茸兓斐傻某叽缱兓M行認證試驗或借助于分析來驗證電池組件對以下振動頻譜的耐振動強度。

振動應對三個軸進行，每個軸15分鐘。應進行認證試驗或借助于分析來來驗證電池組件對沖擊的耐受強度。試驗按MIL-STD-810的方法516.4進行，施加鋸齒形沖擊波，峰值20g、上升沿11士1ms,下降沿lms。對正交的三個軸依次進行，總計六個沖擊脈沖。此試驗來自已廢止的MIL-STD-81OC。

7、方法7：防止飛行電池的過充電以避免熱和(或)易爆氣體的產生或電解液的排出。1）依據本方法所說的充電指對于飛行中或處于發射場臨射狀態下的軌道飛行器所裝蓄電池可能進行的充電。這種情況在卡納維拉爾角很少發生，因為蓄電池裝載難以達到的地方或根本沒有必要進行充電。假如需要充電，則大多數情況下是采用涓流充電以補充發射場階段的自放電造成的損耗。2）特殊考慮采用設計得不需要再生或涓流充電的電池。這等于說，不采用鎳鎘電池，因為它們的充電后保持壽命很短。幾乎所有其它類型的電池都具有對航天飛機任務而言足夠好的充電后保持壽命。但是，對于高功率、低能量應用而言，就可能需要采用鎳鎘電池。請注意，密封鎳鎘電池在等于或小于生產廠推薦的電流和電壓下進行充電時會使電池內產生的氫復合。因此，在這種情況下電池將不會排出任何氣體，也不會發生明顯的內部氣壓升高。地面服務用或航天器所載充電器必須用對其它航天器所載設備的性能和可靠性要求來設計。電壓和電流控制必須以通過研制試驗確定的或電池生產廠規定的輸出要求為依據，以防止過充電。充電器還應具有根據溫度對電壓和電流進行調節的能力。對鋰離子電池的充電需要作特殊考慮，因為必須對各個電池單體進行分別的充電控制。發射場上，需要在航天飛機上或其中進行充電的可排氣或過壓緩解電池應直立安放(以重力方向為下，電池頂朝上)，這樣，析出的氣體較不易夾帶電解液。

充電說明書中必須包括一條正在充電的電池旁禁止任何點火源存在的安全警告，點火源可為煙、焊接、錘擊、繼電器或開關的開閉、等等。假如電池確實為氣密封裝(例如一些鎳福衛星用矩形電池單體)，只要充電電壓和電流正常工作，氣體的析出不會造成任何問題。充電說明書中必須提出充電后對電池端子(已與外部電路斷開)和電池外殼進行地面檢查的要求，并應規定適用儀表。最小電阻應大于1M。假如設備用電池必須在飛行中充電，這個程序應在該設備的安全分析報告中寫明。