CN109625347A - 一种航天推进系统的地面试验系统 - Google Patents
一种航天推进系统的地面试验系统 Download PDFInfo
- Publication number
- CN109625347A CN109625347A CN201811444889.7A CN201811444889A CN109625347A CN 109625347 A CN109625347 A CN 109625347A CN 201811444889 A CN201811444889 A CN 201811444889A CN 109625347 A CN109625347 A CN 109625347A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- module
- subsystem
- space radiation
- simulation
- data acquisition
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 238000012360 testing method Methods 0.000 title claims abstract description 63
- 230000005855 radiation Effects 0.000 title claims abstract description 41
- 238000004088 simulation Methods 0.000 claims abstract description 35
- 230000006837 decompression Effects 0.000 claims description 19
- 238000005474 detonation Methods 0.000 claims description 7
- 238000005422 blasting Methods 0.000 claims description 5
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 5
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims description 3
- 239000003380 propellant Substances 0.000 claims description 3
- 238000011084 recovery Methods 0.000 claims description 3
- 239000000463 material Substances 0.000 claims 1
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 abstract description 7
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 238000009666 routine test Methods 0.000 description 2
- 238000013480 data collection Methods 0.000 description 1
- 238000005183 dynamical system Methods 0.000 description 1
- 230000005611 electricity Effects 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000008450 motivation Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
- Management, Administration, Business Operations System, And Electronic Commerce (AREA)
Abstract
本发明适用于航天推进地面试验领域,提供了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,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。本发明实施例通过软件模拟子系统模拟成熟的模拟组件模块,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,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。
Description
技术领域
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。
发明内容
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。
Claims (8)
1.一种航天推进系统的地面试验系统,其特征在于,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。
2.如权利要求1所述的航天推进系统的地面试验系统,其特征在于,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。
3.如权利要求1所述的航天推进系统的地面试验系统,其特征在于,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。
4.如权利要求1所述的航天推进系统的地面试验系统,其特征在于,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。
5.如权利要求4所述的航天推进系统的地面试验系统,其特征在于,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。
6.如权利要求4所述的航天推进系统的地面试验系统,其特征在于,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。
7.如权利要求4所述的航天推进系统的地面试验系统,其特征在于,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、贮箱阀气体供应部、液体回收部、贮箱入口、贮箱出口。
8.如权利要求4所述的航天推进系统的地面试验系统,其特征在于,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。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201811444889.7A CN109625347A (zh) | 2018-11-29 | 2018-11-29 | 一种航天推进系统的地面试验系统 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201811444889.7A CN109625347A (zh) | 2018-11-29 | 2018-11-29 | 一种航天推进系统的地面试验系统 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN109625347A true CN109625347A (zh) | 2019-04-16 |
Family
ID=66069947
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201811444889.7A Pending CN109625347A (zh) | 2018-11-29 | 2018-11-29 | 一种航天推进系统的地面试验系统 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN109625347A (zh) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN110510157A (zh) * | 2019-08-21 | 2019-11-29 | 中国科学院力学研究所 | 一种低轨道地磁蓄能地面实验系统及方法 |
Citations (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6684182B1 (en) * | 2000-03-20 | 2004-01-27 | Hughes Electronics Corporation | Integrated spacecraft emulation system and method for operating same |
CN1890639A (zh) * | 2003-12-12 | 2007-01-03 | 韩国电子通信研究院 | 基于接口标准模型的卫星仿真建模系统 |
CN101770225A (zh) * | 2008-12-29 | 2010-07-07 | 北京卫星环境工程研究所 | 多套航天器热真空环境模拟设备集中监控系统 |
CN103204251A (zh) * | 2012-11-28 | 2013-07-17 | 北京卫星环境工程研究所 | 用于载人航天器地面综合试验的人员代谢模拟系统 |
CN106081171A (zh) * | 2016-06-07 | 2016-11-09 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 空间在轨故障解除操作地面模拟实验系统 |
CN107892000A (zh) * | 2017-10-20 | 2018-04-10 | 上海微小卫星工程中心 | 一种星地双光路对准的地面试验方法 |
CN108248901A (zh) * | 2018-02-12 | 2018-07-06 | 北京空间技术研制试验中心 | 载人航天器密封舱泄复压地面模拟试验系统 |
CN209535509U (zh) * | 2018-11-29 | 2019-10-25 | 宁波天擎航天科技有限公司 | 一种航天推进系统的地面试验系统 |
-
2018
- 2018-11-29 CN CN201811444889.7A patent/CN109625347A/zh active Pending
Patent Citations (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6684182B1 (en) * | 2000-03-20 | 2004-01-27 | Hughes Electronics Corporation | Integrated spacecraft emulation system and method for operating same |
CN1890639A (zh) * | 2003-12-12 | 2007-01-03 | 韩国电子通信研究院 | 基于接口标准模型的卫星仿真建模系统 |
CN101770225A (zh) * | 2008-12-29 | 2010-07-07 | 北京卫星环境工程研究所 | 多套航天器热真空环境模拟设备集中监控系统 |
CN103204251A (zh) * | 2012-11-28 | 2013-07-17 | 北京卫星环境工程研究所 | 用于载人航天器地面综合试验的人员代谢模拟系统 |
CN106081171A (zh) * | 2016-06-07 | 2016-11-09 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 空间在轨故障解除操作地面模拟实验系统 |
CN107892000A (zh) * | 2017-10-20 | 2018-04-10 | 上海微小卫星工程中心 | 一种星地双光路对准的地面试验方法 |
CN108248901A (zh) * | 2018-02-12 | 2018-07-06 | 北京空间技术研制试验中心 | 载人航天器密封舱泄复压地面模拟试验系统 |
CN209535509U (zh) * | 2018-11-29 | 2019-10-25 | 宁波天擎航天科技有限公司 | 一种航天推进系统的地面试验系统 |
Non-Patent Citations (2)
Title |
---|
张猛;李亚南;王平;张作琦;: "基于LabVIEW的推进系统通用试验台设计", 测控技术, no. 12 * |
陈朝;黄敏超;: "空间轨道转移飞行器推进系统静态仿真分析", 火箭推进, no. 06 * |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN110510157A (zh) * | 2019-08-21 | 2019-11-29 | 中国科学院力学研究所 | 一种低轨道地磁蓄能地面实验系统及方法 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN103970024A (zh) | 一种大型飞机液压系统实时仿真系统 | |
CN108732939A (zh) | 基于Modelica语言的航天器环热控系统建模仿真方法 | |
CN205327441U (zh) | 一种模拟高空环境下飞行器燃油系统的测试装置 | |
CN106951575A (zh) | 一种基于cosim的多学科虚拟试验仿真方法 | |
CN109625347A (zh) | 一种航天推进系统的地面试验系统 | |
CN209535509U (zh) | 一种航天推进系统的地面试验系统 | |
CN110909510B (zh) | 一种压力脉动衰减器三维仿真方法 | |
Vatsa et al. | Aeroacoustic simulation of a nose landing gear in an open jet facility using FUN3D | |
Annoni et al. | Wind farm modeling and control using dynamic mode decomposition | |
CN109783882A (zh) | 一种联合matlab与flowmaster的燃气轮机燃油系统建模仿真方法 | |
CN109543297A (zh) | 一种飞机机身对弹射座椅气动干扰的修正方法 | |
CN109634137A (zh) | 一种飞机燃油系统故障仿真方法 | |
Schneck et al. | Swirling flow evolution part 2: streamflow 2D+ t model validated with stereo PIV measurements | |
Damm | Adjoint-based aerodynamic design optimisation in hypersonic flow | |
Hällqvist et al. | Early insights on FMI-based co-simulation of aircraft vehicle systems | |
CN111008118A (zh) | 伺服系统能耗评估系统及评估方法 | |
CN105443213B (zh) | 一种基于模拟电路的氧化催化器硬件在环仿真系统 | |
Kraft | Integrated Test and Evaluation-A knowledge-based approach to system development | |
Jansson et al. | Predictive Euler CFD-Resolution of NASA Vision 2030 | |
CN206002986U (zh) | 一种试验用加油机压力流量控制装置 | |
JONES et al. | Computational simulation of flows about hypersonic geometries with sharp leading edges | |
Payo et al. | Design of a laboratory mini hydroelectric plant for educational purposes | |
CN116224830A (zh) | 一种飞机机电系统的数字孪生方法、仿真验证方法 | |
Sanfilippo | CFD modelling of an high temperature PRSOV for dynamic evaluations | |
Feng et al. | Numerical simulation of shock wave based on FLUENT |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PB01 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination |