用于航天器密封舱压力防护系统的测试系统及测试方法与流程

本发明一般涉及航天器地面试验技术领域，具体涉及一种用于航天器密封舱压力防护系统的测试系统及测试方法。

背景技术：

载人航天器在轨失压是严重危害航天员生命安全的故障之一，其原因包括：1)微流星、空间碎片击穿；2)加工缺陷；3)环控生保系统本身故障。其中环控生保系统故障本身所引起的失压往往无法对漏洞进行封堵，难以对系统进行修复，是最严重的故障类型之一。在目前载人航天器在近地轨道发生失压时，一般由航天员穿着应急压力服，启动应急供氧系统，其中压力服压力制度、供氧量随座舱压力下降逐渐变化，最后稳定至27-40kpa的纯氧。同时，启动飞船与空间站的分离程序，开启自主返航系统，一般而言，从失压发生至返回地面仅需要不足1个小时，远远小于应急压力服的最大允许工作时间。

在载人登月任务中，飞行时间远远长于近地轨道空间站任务，在全任务周期中，最长可能需要接近10天的时间进行返回，目前基于舱内压力服的方案无法满足未来登月任务中的压力防护需求，目前压力防护方案充分利用舱内环控生保系统，对舱内、舱外宇航服系统进行改进，开发充气舱等新型硬件等。然而，目前对于新型应急压力防护系统测试尚无成熟的方案，现有的方案是在空间环境模拟容器上开发可控快速泄压系统和载人航天器泄复压模拟系统，前者可模拟组件的快速泄压过程，后者可模拟载人航天器在轨道的不同工作压力。而对于登月飞行器长达10天左右的工作状态进行模拟，其主要问题在于：

目前的快速泄压系统主要用于模拟航天器主动段的快速压力变化过程，是根据现有的压力下降曲线进行模拟，而压力防护系统测试中，尽管通过热工基本公式可以对舱内压力曲线-漏孔直径间建立理论联系，但在地面试验环境中，由于系统管路沿程阻力损失等因素，很难通过压力对漏孔直径进行等效，不能确定阀门开度与等效漏孔直径的关系，无法得到有效的测试结果。

因此，设计一种可在使用环境下对登月飞行器压力防护系统进行测试的系统具有积极的现实意义。

技术实现要素：

鉴于现有技术中的上述缺陷或不足，期望提供一种用于航天器密封舱压力防护系统的测试系统及测试方法。

为了克服现有技术的不足，本发明所提供的技术方案是：

第一方面，本发明提供一种用于航天器密封舱压力防护系统的测试系统，其特殊之处在于，包括第一空间环境模拟设备、第二空间环境模拟设备、模拟舱体、应急压力防护系统、进气管路组件、泄压管路组件和终端设备，所述应急压力防护系统设于所述模拟舱体内，所述模拟舱体设于所述第二空间环境模拟设备内，所述模拟舱体内设有用于测量环境参数的多个传感器，所述多个传感器分别通过数据采集器与所述终端设备电连接；

所述进气管路组件包括进气管路，所述进气管路的入口与出口之间设有第一程控开度阀门，所述进气管路的入口与所述第一程控开度阀门之间设有流量计，所述进气管路的入口连接有供气组件，出口穿过所述第一空间环境模拟设备伸入所述模拟舱体内，所述泄压管路组件包括泄压管路，所述泄压管路上设有第二程控开度阀门，所述泄压管路的入口伸入所述模拟舱体内，出口穿过所述第一空间环境模拟设备伸入所述第二空间环境模拟设备内，所述第一程控开度阀门和所述第二程控开度阀门分别与所述终端设备电连接。

进一步地，所述供气组件包括第一供气管路和第二供气管路，所述第一供气管路上连接有气瓶和压力表，所述第二供气管路与空气连通；所述第一供气管路上设有第一控制阀门，所述第二供气管路上设有第二供气阀门。

进一步地，所述多个传感器包括温度传感器、压力传感器和湿度传感器。

进一步地，所述进气管路与所述泄压管路通过管路法兰连接并分别引入所述第一空间环境模拟设备内。

进一步地，所述第一空间环境模拟设备包括第一空间环境模拟容器和第一抽气泵，所述第二空间环境模拟容器和第二抽气泵。

进一步地，所述第一抽气泵和所述第二抽气泵均为机械泵。

第二方面，本发明提供一种用于航天器密封舱压力防护系统测试的验证方法，其特殊之处在于，所述方法包括：

步骤s10：拟定要模拟的漏孔等效直径，计算不同漏孔等效直径所引起的泄压质量流量，分别调整第一程控开度阀门和第二程控开度阀门的开度，保持所述模拟舱体内压力传感器读数不变，使得压力处于第一设定值，所述泄压管路泄压质量流量与所述进气管路进气质量流量相同，标定每个计算所得的泄压质量流量与所述第二程控开度阀门的开度之间的对应关系，从而建立所述第二控制阀门的阀门开度与漏孔等效直径之间的对应关系；

步骤s20：按照标定的对应关系设定所述第二程控开度阀门的开度，记录所述模拟舱体内的环境参数；

步骤s30：压力下降至第三设定值时，启动应急压力防护系统，通过所述多个传感器对模拟舱体内的环境参数进行监测，判断所述应急压力防护系统是否满足设计要求。

进一步地，所述步骤s30还包括：压力下降至第二设定值时，开启所述第一程控开度阀门，根据设定的进气质量流量通过所述进气管路给所述模拟舱体补气，记录所述模拟舱体内的环境参数变化，所述第二设定值大于所述第三设定值。

进一步地，在步骤s10中，所述模拟舱体内压力传感器的读数与所述第一空间环境模拟设备内的压力相同。

进一步地，步骤s10进气管路中的气体是通过第二供气管路供给的，具体供给过程包括：关闭第一控制阀门，打开第二控制阀门；

步骤s30进气管路中的气体是通过第一供气管路供给的，具体供给过程包括：关闭第二控制阀门，打开第一控制阀门。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

本发明的用于航天器密封舱压力防护系统的测试系统包括第一空间环境模拟设备、第二空间环境模拟设备、模拟舱体、应急压力防护系统、进气管路组件和泄压管路组件，所述泄压管路组件包括泄压管路，所述泄压管路上设有第二程控开度阀门，所述进气管路组件包括进气管路，所述进气管路上设有第一程控开度阀门；拟定要模拟的漏孔等效直径，计算不同漏孔等效直径的泄压质量流量，分别调整第一程控开度阀门和第二程控开度阀门的开度，使得泄压管路泄压质量流量与进气管路进气质量流量相同，根据每个计算所得的泄压质量流量建立所述第二控制阀门的阀门开度与漏孔等效直径之间的对应关系，能够得到有效的测试结果。

附图说明

通过阅读参照以下附图所作的对非限制性实施例所作的详细描述，本申请的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本发明实施例提供的用于航天器密封舱压力防护系统的测试系统的结构示意图；

图2为本发明实施例提供的用于航天器密封舱压力防护系统的测试方法的一种流程框图；

图3为本发明实施例提供的用于航天器密封舱压力防护系统的测试方法的另一种流程框图。

图中：1-第一空间环境模拟设备，101-第一空间环境模拟容器，102-第一抽气泵，2-第二空间环境模拟设备，201-第二空间环境模拟容器，202-第二抽气泵，3-模拟舱体，4-应急压力防护系统，501-进气管路，502-第一程控开度阀门，503-流量计，504-第一供气管路，505-第一控制阀门，506-气瓶，507-压力表，508-第二供气管路，509-第二控制阀门，601-泄压管路，602-第二程控开度阀门，7-终端设备，8-多个传感器，9-数据采集器，10-管路法兰。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关发明，而非对该发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与发明相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。

如背景技术中提到的，目前的快速泄压系统主要用于模拟航天器主动段的快速压力变化过程，是根据现有的压力下降曲线进行模拟，而压力防护系统测试中，尽管通过热工基本公式可以对舱内压力曲线-漏孔直径间建立理论联系，但在地面试验环境中，由于系统管路沿程阻力损失等因素，很难通过压力对漏孔直径进行等效，不能确定阀门开度与等效漏孔直径的关系，无法得到有效的测试结果。

因此通过其他参数对漏孔直径进行等效，确定阀门开度与等效漏孔直径的关系是得到有效测试结果的改进方向。本申请实施例提供一种用于航天器密封舱压力防护系统的测试系统及测试方法来有效解决上述问题。

参见图1，本发明提供一种用于航天器密封舱压力防护系统的测试系统，包括第一空间环境模拟设备1、第二空间环境模拟设备2、模拟舱体3、应急压力防护系统4、进气管路组件、泄压管路组件和终端设备7，所述应急压力防护系统4设于所述模拟舱体内，所述模拟舱体设于所述第二空间环境模拟设备2内，所述模拟舱体3内设有用于测量环境参数的多个传感器8，所述多个传感器8分别通过数据采集器9与所述终端设备7电连接；

所述进气管路组件包括进气管路501，所述进气管路501的入口与出口之间设有第一程控开度阀门502，所述进气管路501的入口与所述第一程控开度阀门502之间设有流量计503，所述进气管路501的入口连接有供气组件，出口穿过所述第一空间环境模拟设备1伸入所述模拟舱体3内，所述泄压管路组件包括泄压管路601，所述泄压管路601上设有第二程控开度阀门602，所述泄压管路601的入口伸入所述模拟舱体3内，出口穿过所述第一空间环境模拟设备1伸入所述第二空间环境模拟设备2内，所述第一程控开度阀门502和所述第二程控开度阀门602分别与所述终端设备7电连接。

需要说明的是，所述第一空间环境模拟设备1包括第一空间环境模拟容器101和第一抽气泵102，用于承载模拟舱体3并提供真空背景。模拟舱体3用于模拟载人飞行器舱体的边界。所述第二空间环境模拟设备2包括第二空间环境模拟容器201和第二抽气泵202，用于提供近似无限大的真空背景。所述第一抽气泵102和所述第二抽气泵202均为机械泵。

进气管路501用于将气瓶506内的气体或空气引入模拟舱体3，泄压管路601用于将模拟舱体3内的气体泄压至第二空间环境模拟设备2内，所述进气管路501与所述泄压管路601通过管路法兰10连接并分别引入所述第一空间环境模拟设备1内，并保证其气密性。第一程控开度阀门502可以调节进气流量，模拟泄压时环控生保系统对模拟舱体3内进行的补气操作，第二程控开度阀门602通过调整其开度模拟不同漏孔的等效直径。

终端设备7用于控制第一程控开度阀和第二程控开度阀，并对模拟舱体3内的环境参数进行监视和储存，环境参数通过所述多个传感器8采集获得，环境参数包括温度、压力和湿度，多个传感器8包括温度传感器、压力传感器和湿度传感器，温度传感器采集温度，压力传感器采集压力，湿度传感器采集湿度。数据采集仪器，用于采集模拟舱体3内的温度、湿度、压力并传输至终端设备7。温度传感器、压力传感器和湿度传感器通过各自的信号线连接至数据采集仪器，第一空间环境模拟容器101处设有对应于各信号线的穿墙电连接器组合。

所述供气组件包括第一供气管路504和第二供气管路508，所述第一供气管路504上连接有气瓶506和压力表507，所述第二供气管路508与空气连通；所述第一供气管路504上设有第一控制阀门505，用于控制第一供气管路504的开闭，所述第二供气管路508上设有第二供气阀门，用于控制第二供气管路508的开闭。流量计503，分别适用于气瓶506压力和大气压力，使用气瓶506时，结合压力表507可对气瓶506的进气质量流量进行测量，使用空气时，可对常压的进气质量流量进行测量。

参见图2，本发明实施例提供的用于航天器密封舱压力防护系统测试的验证方法的流程示意图。如图2所示，该测试方法可以由如图1所示的测试装置实现，该测试方法可以包括：

步骤s10中，拟定要模拟的漏孔等效直径，计算不同漏孔等效直径所引起的泄压质量流量，分别调整第一程控开度阀门502和第二程控开度阀门602的开度，保持所述模拟舱体3内压力传感器读数不变，使得压力处于第一设定值，所述泄压管路601泄压质量流量与所述进气管路501进气质量流量相同，标定每个计算所得的泄压质量流量与所述第二程控开度阀门602的开度之间的对应关系，从而建立所述第二控制阀门509的阀门开度与漏孔等效直径之间的对应关系；

在步骤s20中，按照标定的对应关系设定所述第二程控开度阀门602的开度，记录所述模拟舱体3内的环境参数；

在步骤s30中，压力下降至第三设定值时，启动应急压力防护系统4，通过所述多个传感器8对模拟舱体3内的环境参数进行监测，判断所述应急压力防护系统4是否满足设计要求。

该测试方法根据每个计算所得的泄压质量流量建立所述第二控制阀门的阀门开度与漏孔等效直径之间的对应关系，能够得到有效的测试结果。

参见图3，在上述实施例的基础上，所述步骤s30还包括：压力下降至第二设定值时，开启所述第一程控开度阀门502，根据设定的进气质量流量通过所述进气管路501给所述模拟舱体3补气，记录所述模拟舱体3内的环境参数变化，所述第二设定值大于所述第三设定值。能同时对应急压力防护系统和环控生保系统进行测量，进而对压力防护系统工作的全寿命周期性能进行测试。

需要说明的是，第一设定值为模拟舱体内的默认压力，第二设定值：环控生保系统补压开始时的压力(即打开第一程控开度阀门502)，第三设定值为应急压力防护系统启动时的压力。

在上述实施例的基础上，在步骤s10中，所述模拟舱体3内压力传感器的读数与所述第一空间环境模拟设备1内的压力相同。

在上述实施例的基础上，步骤s10进气管路501中的气体是通过第二供气管路508供给的，具体供给过程包括：关闭第一控制阀门505，打开第二控制阀门509；步骤s30进气管路501中的气体是通过第一供气管路504供给的，具体供给过程包括：关闭第二控制阀门509，打开第一控制阀门505。

以上描述仅为本申请的较佳实施例以及对所运用技术原理的说明。本领域技术人员应当理解，本申请中所涉及的发明范围，并不限于上述技术特征的特定组合而成的技术方案，同时也应涵盖在不脱离所述发明构思的情况下，由上述技术特征或其等同特征进行任意组合而形成的其它技术方案。例如上述特征与本申请中公开的(但不限于)具有类似功能的技术特征进行互相替换而形成的技术方案。