一种航天推进系统的地面试验系统的制作方法

本发明属于航天推进地面试验领域，尤其涉及一种航天推进系统的地面试验系统。

背景技术：

航天推进系统，又称“动力系统”或“动力装置”，是利用自身携带的工质，依靠反作用原理直接产生推力或力矩的系统。航天推进系统是飞行器的主要组成部分。

航天推进系统在进行飞行之前需要进行大量的地面试验。然而传统的地面试验分为组件级产品试验以及系统级产品试验；组件级产品试验根据给定的试验条件对需要试验的组件产品进行单独试验，只适合组件级产品试验，而系统级产品试验要将所有的组件产品组装起来进行试验，无法对组件级产品进行单独试验，这就造成了单件产品不能结合整个系统进行性能测试，而系统级产品试验需要所有组件组装后才能试验，这就需要巨大的测试成本。

技术实现要素：

本发明实施例提供航天推进系统的地面试验系统，旨在解决如何降低航天推进系统的地面试验成本的问题。

本发明实施例是这样实现的，一种航天推进系统的地面试验系统，所述地面试验系统包括：

软件模拟子系统，用于将成熟的组件模块模拟成模拟组件模块；

实物子系统，包括各待测组件模块；

数据采集控制子系统,所述软件模拟子系统、实物子系统通过所述数据采集控制子系统实现数据交换；

所述软件模拟子系统、实物子系统和数据采集控制子系统模拟成完整的航天推进系统。

更进一步地，所述数据采集控制子系统还用于对所述实物系统中的待测组件模块参数进行采集、控制。

更进一步地，所述软件模拟子系统包括模拟管路，以及由所述模拟管路连接的模拟气瓶模块、模拟气路电爆阀模块、模拟减压阀模块、模拟贮箱模块、模拟液路电爆阀模块、模拟发动机模块，所述软件模拟子系统中的一个或多个模块被禁用时，被禁用的模块由实物子系统代替。

更进一步地，所述实物子系统包括减压阀模块、贮箱模块、发动机模块中的一个或多个模块。

更进一步地，所述数据采集控制系统用于对实物系统的减压阀模块、贮箱模块、发动机模块中任意一个或多个模块的参数进行控制、采集。

更进一步地，所述减压阀模块包括实物减压阀、减压阀进口压力传感器、减压阀出口压力传感器、减压阀气体供应部、减压阀入口、减压阀出口。

更进一步地，所述贮箱模块包括贮箱入口压力传感器，贮箱出口压力传感器，实物贮箱，贮箱气体供应部，液体回收部、贮箱入口，贮箱出口。

更进一步地，所述发动机模块包括发动机入口压力传感器，发动机，推进剂供应部、发动机入口。

本发明实施例通过软件模拟子系统将成熟的组件模块模拟成模拟组件模块，使航天推进系统在进行系统测试时不必搭建完整的系统，而采用模拟组件模块和待测组件模块模拟成完整的航天推进系统进行试验，便于检验待测组件模块在整个航天推进系统中的性能属性及对整个航天推进系统的适应性，实现待测组件模块及整机的试验，可以大大的减少整机研制周期及试验费用。

附图说明

图1是本发明实施例提供的原理方框图；

图2是本发明另一个实施例提供的方框图。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

本发明实施例设置了软件模拟子系统、数据采集控制子系统，通过软件模拟子系统将成熟的组件模块模拟成模拟组件模块，再通过所述数据采集控制子系统实现软件模拟子系统、实物子系统的数据交换，使航天推进系统在进行系统测试时不必搭建完整的系统，而采用模拟组件模块和待测组件模块模拟成完整的航天推进系统进行试验，便于检验待测组件模块在整个航天推进系统中的性能属性及对整个航天推进系统的适应性，实现待测组件模块及整机的试验，可以大大的减少整机研制周期及试验费用。

如图1所示，本发明提供一种航天推进系统的地面试验系统，该地面试验系统包括：软件模拟子系统1，用于模拟成熟的模拟组件模块；实物子系统2，包括各待测组件模块；数据采集控制子系统3,所述软件模拟子系统1、实物子系统2通过所述数据采集控制子系统3实现数据交换；所述软件模拟子系统1、实物子系统2和数据采集控制子系统3模拟成完整的航天推进系统。该数据采集控制子系统3还用于对所述实物系统2中的待测组件模块参数进行采集、控制。具体地，软件模拟子系统负责模拟成熟的组件模块的性能，在给定的参数环境中可以计算出产品的输出特性；数据采集系统可以采集实物子系统中任意待测组件模块的输入参数及输出参数，也可以采集软件模拟子系统中任意模拟组件模块的输入参数及输出参数，并将实物子系统及软件模拟子系统中的参数信息进行实时交换；实物子系统负责待测组件模块(即真实产品)的试验。

其中，该软件模拟子系统1包括模拟管路，以及由所述模拟管路连接的模拟气瓶模块11、模拟气路电爆阀模块12、模拟减压阀模块13、模拟贮箱模块14、模拟液路电爆阀模块15、模拟发动机模块16，所述软件模拟子系统1中的一个或多个模块被禁用时，被禁用的模块由实物子系统2代替。可以理解为，当需要试验某一待测组件模块时，在软件模拟子系统1中禁用相应的模块，用该待测组件模块作为实物子系统2代替软件模拟组件模块，对该待测组件模块进行测试。本发明可以应用一个待测组件模块(新研产品或者非成熟产品)结合软件模拟子系统1来实现整个航天推进系统工作流程；同时也能检验某一个待测组件模块(新研产品或者非成熟产品)在整个航天推进系统中的工作状况是否满足整个航天推进系统的性能要求。

本发明实施例通过软件模拟子系统1将成熟的组件模块模拟成模拟组件模块，再通过所述数据采集控制子系统3实现软件模拟子系统1、实物子系统2的数据交换，使航天推进系统在进行系统测试时不必搭建完整的系统，而采用模拟组件模块和待测组件模块模拟成完整的航天推进系统进行试验，便于检验待测组件模块在整个航天推进系统中的性能属性及对整个航天推进系统的适应性，实现待测组件模块及整机的试验，可以大大的减少整机研制周期及试验费用。

在本发明的一个可选实施例中，该实物子系统2只包括减压阀模块21、贮箱模块22、发动机模块23中的一个或多个模块。该数据采集控制系统3用于对实物系统2的减压阀模块21、贮箱模块22、发动机模块23中任意一个或多个模块的参数进行控制、采集。其中，该减压阀模块21包括实物减压阀211、减压阀进口压力传感器212、减压阀出口压力传感器213、减压阀气体供应部214、减压阀入口215、减压阀出口216；该贮箱模块22包括贮箱入口压力传感器221、贮箱出口压力传感器222、实物贮箱223、贮箱气体供应部224、液体回收部225、贮箱入口226、贮箱出口227；该发动机模块23包括发动机入口压力传感器231、发动机232、推进剂供应部233、发动机入口234等。本发明实施例可对减压阀模块21、贮箱模块22、发动机模块23中的一个或多个模块进行测试。

本发明实施例的具体操作方式为：

当航天推进系统中都是成熟组件时，将气瓶的性能参数输入到模拟气瓶模块11中，气路电爆阀的参数输入到模拟气路电爆阀模块12中，减压阀性能参数输入到模拟减压阀模块13、贮箱性能参数输入到模拟贮箱模块14、液路电爆阀性能参数输入到模拟液路电爆阀模块15、发动机性能参数输入到模拟发动机模块16中，然后对整个系统进行模拟计算。通过上述操作即可实现航天推进系统的系统试验。

如图2所示，当航天推进系统中减压阀模块21(或其它模块)为新研产品或者非成熟产品时，将软件模拟子系统1中模拟减压阀模块13禁用，用减压阀模块21代替模拟减压阀模块13，数据采集控制子系统13采集模拟气路电爆阀模块12的出口压力及流量，根据此压力控制减压阀气体供应部214，使得减压阀进口压力传感器212的压力参数与模拟气路电爆阀模块12的出口压力相同，减压阀入口215的流量参数与模拟气路电爆阀模块12的出口流量相同，同时采集减压阀出口压力传感器213的压力参数，减压阀出口216的流量参数，将流量参数及压力参数采集、传递给软件模拟子系统1，作为模拟贮箱模块14的入口压力参数及流量参数，这样通过软件模拟子系统1、数据采集控制子系统2以及实物子系统3的数据交换形成一个全新地面试验系统，对航天推进系统参数进行模拟。通过上述步骤测试新研产品或者非成熟产品在航天推进系统中的性能属性及对整个航天推进系统的适应性。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。