CN111551369A - 一种卫星电推进系统的测试系统、方法及装置 - Google Patents

一种卫星电推进系统的测试系统、方法及装置 Download PDF

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Abstract

本申请公开了一种卫星电推进系统的测试系统、方法及装置，该系统包括：真空罐，用于为卫星电推进系统提供真空环境；所述卫星电推进系统，设置于所述真空罐内，包括电源处理单元和电推力器，所述电源处理单元用于供电，所述电推力器用于产生推力；负载模拟器，用于模拟至少一种状态下电推力器的负载特性；模拟通路转换装置，设置于所述卫星电推进系统与所述负载模拟器之间，用于将所述电源处理单元与所述负载模拟器或所述电推力器连接。本申请解决了现有技术中电推进系统热真空实验耗时较长的技术问题。

Description

一种卫星电推进系统的测试系统、方法及装置
技术领域
本申请涉及卫星测试技术领域，尤其涉及一种卫星电推进系统的测试系统、方法及装置。
背景技术
电推进系统是一种不依赖化学燃料就能产生推力的设备，被广泛应用于航天器上，作为航天器的重要的分系统之一。因此，电推进系统的性能直接影响航天器的性能。常见的对电推进系统的测试包括热真空测试，热真空测试实验不仅需要验证电推进系统相关的热控设计，还需要模拟验证在轨环境和飞行状态的整星电推力器真实点火等工作模式的性能。
由于电推力器的电极组件在高压状态下只能在真空中工作，在常温常压下针对电推力系统的测试只能借助电推力器负载模拟器进行，而电推进系统其它单元和软硬件闭路控制功能又需要在真实电推进点火实验前预先验证，因此，在电推进系统热真空测试时，贮供单元、电源处理单元和控制单元为星上正样产品，而电推力器则由模拟负载代替连入系统闭环。目前，对电推进系统进行真实点火实验的过程为：在进行点火实验前，需要断开电源处理单元与电推力器的连接，将电源处理单元与电推力器负载模拟器连接。进一步，为了提高对电推进系统进行点火实验的准确性，在对电推进系统进行点火实验时，需要星上电推进系统中真实的电推力器参与。因此，在对电推力系统进行热真空实验期间，将电源处理单元与电推力器负载模拟器连接之后，需要中途中断回温操作，在点火实验之前，需要设置电推进系统的真空设备打开，将电源处理单元切换到与电推力器连接，然后进行抽真空操作。因此，现有技术对电推力系统进行热真空和点火实验过程中，需要真空操作以及中途中断回温操作，导致电推进系统热真空实验耗时较长。
发明内容
本申请解决的技术问题是：针对现有技术中电推进系统热真空实验耗时较长的问题，提供了一种卫星电推进系统的测试系统、方法及装置，通过在真空罐外部设置模拟通路转换装置能够简单、直接的实现电源处理模块在负载模拟器或电推力器之间的连接转换，避免在对卫星推进系统进行热真空实验时，将真空罐打开实现电源处理模块在负载模拟器或电推力器之间的连接转换，减少实验耗时，提高实验效率。
第一方面，本申请实施例提供一种卫星电推进系统的测试系统，该系统包括：
真空罐，用于为卫星电推进系统提供真空环境；
所述卫星电推进系统，设置于所述真空罐内，包括电源处理单元和电推力器，所述电源处理单元用于供电，所述电推力器用于产生推力；
负载模拟器，用于模拟至少一种状态下电推力器的负载特性；
模拟通路转换装置，设置于所述卫星电推进系统与所述负载模拟器之间，用于将所述电源处理单元与所述负载模拟器或所述电推力器连接。
本申请实施例所提供的方案中，通过在卫星电推进系统与负载模拟器之间设置模拟通路转换装置，通过模拟通路转换装置实现将卫星电推进系统中电源处理单元与负载模拟器或电推力器连接，通过切换电源处理单元连接的模块来实现不同的性能测试。因此，本申请实施例所提供的方法中，通过在真空罐外部设置模拟通路转换装置能够简单、直接的实现电源处理模块在负载模拟器或电推力器之间的连接转换，避免在对卫星电推进系统进行热真空实验时，将真空罐打开，实现电源处理模块在负载模拟器或电推力器之间的连接转换，减少实验耗时，提高实验效率。
可选地，若卫星电推进系统的常规热真空实验，所述模拟通路转换装置，用于将所述电源处理单元与所述负载模拟器连接；
若卫星电推进系统的点火实验，所述模拟通路转换装置，用于将所述电源处理单元与所述电推力器连接。
可选地，所述系统还包括：上位机；所述上位机用于向所述负载模拟器发送控制指令，以使得所述负载模拟器根据所述控制指令模拟电推力器的负载特性。
可选地，所述负载模拟器，还用于采集所述电源处理单元输出的电参量，并将采集的电参量发送给所述上位机。
可选地，所述系统还包括：专用耐高压法兰；所述专用耐高压法兰设置于所述真空罐外壁，用于将所述真空罐内的所述卫星电推进系统与所述模拟通路转换装置连接。
第二方面，本申请实施例提供一种卫星电推进系统的测试方法，该方法包括：
接收卫星电推进系统的运行参数，并根据所述运行参数确定所述卫星电推进系统的测试状态；
根据所述测试状态将所述卫星电推进系统中的电源处理单元输出连接在负载模拟器或所述卫星电推进系统中的电推力器之间切换，以使得测试不同状态下所述卫星电推进系统的性能。
可选地，所述测试状态包括常规热真空测试以及真实电推力器点火实验。
可选地，根据所述测试状态将所述卫星电推进系统中的电源处理单元输出连接在负载模拟器或所述卫星电推进系统中的电推力器之间切换，包括：
若所述测试状态为常规热真空测试，所述卫星电推进系统中的电源处理单元输出与所述负载模拟器连接；
若所述测试状态为真实电推力器点火实验，所述卫星电推进系统中的电源处理单元输出与所述电推力器连接。
第三方面，本申请实施例提供一种卫星电推进系统的测试装置，参见图3，该装置包括：
确定单元，用于接收卫星电推进系统的运行参数，并根据所述运行参数确定所述卫星电推进系统的测试状态；
切换单元，用于根据所述测试状态将所述卫星电推进系统中的电源处理单元输出连接在负载模拟器或所述卫星电推进系统中的电推力器之间切换，以使得测试不同状态下所述卫星电推进系统的性能。
可选地，所述测试状态包括常规热真空测试以及真实电推力器点火实验。
可选地，所述切换单元，具体用于：
若所述测试状态为常规热真空测试，所述卫星电推进系统中的电源处理单元输出与所述负载模拟器连接；
若所述测试状态为真实电推力器点火实验，所述卫星电推进系统中的电源处理单元输出与所述电推力器连接。
第四方面，本申请实施例提供一种卫星电推进系统的测试装置，该服务器，包括：
存储器，用于存储至少一个处理器所执行的指令；
处理器，用于执行存储器中存储的指令执行第二方面所述的方法。
第四方面，本申请提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机指令，当所述计算机指令在计算机上运行时，使得计算机执行第二方面所述的方法。
附图说明
图1为本申请实施例所提供的一种卫星电推进系统的测试系统的结构示意图；
图2为本申请实施例所提供的一种卫星电推进系统的测试方法的流程图；
图3为本申请实施例所提供的一种卫星电推进系统的测试装置的结构示意图；
图4为本申请实施例所提供的一种卫星电推进系统的测试装置的结构示意图。
具体实施方式
为了更好的理解上述技术方案，下面通过附图以及具体实施例对本申请技术方案做详细的说明，应当理解本申请实施例以及实施例中的具体特征是对本申请技术方案的详细的说明，而不是对本申请技术方案的限定，在不冲突的情况下，本申请实施例以及实施例中的技术特征可以相互组合。
参见图1，本申请实施例提供了一种卫星电推进系统的测试系统。图1所示的测试系统中，包括：真空罐1，用于为卫星电推进系统提供真空环境；所述卫星电推进系统2，设置于所述真空罐1内，包括电源处理单元21和电推力器22，所述电源处理单元21用于为所述测试系统中各单元供电，所述电推力器22用于产生推力；负载模拟器3，用于模拟至少一种状态下电推力器22的负载特性；模拟通路转换装置4，设置于所述卫星电推进系统2与所述负载模拟器3之间，用于将所述电源处理单元21与所述负载模拟器3或所述电推力器22连接。
具体的，在本申请实施例所提供的方案中，真空罐1上设置有抽真空的装置(在图1中未标注)，该装置能够将真空罐1内部抽为真空环境。卫星电推进系统2设置于真空罐1的内部，即卫星电推进系统2可以处于真空环境。
为了在进行电推进系统真实点火试验前预先验证其它单元的性能和电推进系统软硬件控制功能，需要通过负载模拟器3来模拟点电推力器22的负载性能。因此，在真空罐1的之外还设置有负载模拟器3，负载模拟器3与真空罐1内部的卫星电推进系统2可以通过电缆连接。在本申请实施例所提供的方案中，对卫星电推进系统2进行热真空实验，不仅需要验证卫星电推进系统2相关的热真空实验，在进行热真空实验时需要预先验证电推进系统其它单元的性能和软硬件控制功能，故不接入实际的电推力器，而是用负载模拟器模拟电推力器的负载特性；还需要验证在轨环境和飞行状态下实际电推力器在点火工作状态下的功能和性能，即需要接入实际的电推力器。下面分别对不接入实际的电推力器的热真空实验以及接入实际电推力器的点火实验中测试系统的连接关系进行介绍。
在一种可能实现的方式中，若卫星电推进系统的常规热真空实验，所述模拟通路转换装置4，用于将所述电源处理单元21与所述负载模拟器3连接；
若卫星电推进系统的真实点火实验，所述模拟通路转换装置4，用于将所述电源处理单元21与所述电推力器22连接。
具体的，本申请实施例所提供的方案中，在真实点火实验时，为了给电推力器22提供推力剂，卫星电推力系统2还包括：推力剂贮存单元23，所述推力剂贮存单元23与电推力器22连接，所述推力剂贮存单元23用于贮存推力剂，以及将贮存的推力剂输入给电推力器22；另外，为了控制推力剂贮存单元23中推力剂输入给电推力器22，卫星电推力系统2还包括：电推进控制单元24，用于控制推力剂贮存单元23将贮存的推力剂输入给电推力器22。应理解本申请实施例所提供的方案中，电推进控制单元24可以通过有线数据通路向推力剂贮存单元23发送控制信息，以便推力剂贮存单元23根据该控制信息进行相应的操作。
进一步，在本申请实施例所提供的方案中，负载模拟器3可以模拟不同状态下的负载特性，例如，不同状态包括在轨、飞行状态或者故障状态，还可以模拟不同工作模式下的工作时序。负载模拟器3可以在不同状态的负载特性之间切换，为了便于负载模拟器3切换不同的负载特性，在本申请实施例所提供的方案中，所述系统还包括：上位机5；所述上位机5用于向所述负载模拟器3发送控制指令，以使得所述负载模拟器3根据所述控制指令模拟电推力器的负载特性。
进一步，在本申请实施例所提供的方案中，所述负载模拟器3，还用于采集所述电源处理单元21输出的电参量，并将采集的电参量发送给所述上位机5。
进一步，为了方便将真空罐1内设置的卫星电推力系统2与负载模拟器3连接，在本申请实施例所提供的系统中，还包括：专用耐高压法兰6；所述专用耐高压法兰6设置于所述真空罐1外壁，用于将所述真空罐1内的所述卫星电推进系统22与所述模拟通路转换装置4连接。
本申请实施例所提供的方案中，通过在卫星电推进系统2与负载模拟器3之间设置模拟通路转换装置4，通过模拟通路转换装置4实现将卫星电推进系统2中电源处理单元21与负载模拟器3或电推力器22连接，通过切换电源处理单元21所连接的模块来实现不同的性能测试。因此，本申请实施例所提供的方法中，通过在真空罐1外部设置模拟通路转换装置4能够简单、直接的实现电源处理模块21在负载模拟器3或电推力器22之间的连接转换，避免在对卫星电推进系统2进行不同性能测试时，将真空罐1打开实现电源处理模块21在负载模拟器3或电推力器22之间的连接转换，减少实验耗时，提高实验效率。
以下结合说明书附图对本申请实施例所提供的一种卫星电推进系统的测试方法做进一步详细的说明，该方法应用于上述图1所示的系统，该方法具体实现方式可以包括以下步骤(方法流程如图2所示)：
步骤201，接收卫星电推进系统的运行参数，并根据所述运行参数确定所述卫星电推进系统的测试状态。
具体的，在本申请实施例所提供的方案中，所述测试状态包括常规热真空测试以及真实电推力器点火实验。
步骤202，根据所述测试状态将所述卫星电推进系统中的电源处理单元输出连接在负载模拟器或所述卫星电推进系统中的电推力器之间切换，以使得测试不同状态下所述卫星电推进系统的性能。
具体的，在本申请实施例中测试状态包括常规热真空测试以及真实电推力器点火实验两种情况，下面分别对这两种情况进行简要说明。
若所述测试状态为常规热真空测试，所述卫星电推进系统中的电源处理单元输出与所述负载模拟器连接；
若所述测试状态为真实电推力器点火实验，所述卫星电推进系统中的电源处理单元输出与所述电推力器连接。
在本申请实施例所提供的方案中，对卫星电推进系统进行常规热真空测试以及真实电推进器点火实验的具体过程在上述卫星电推进系统的测试系统中已进行说明，在此不赘述。
基于与上述图2所示的方法相同的发明构思，本申请实施例提供一种卫星电推进系统的测试装置，参见图3，该装置包括：
确定单元301，用于接收卫星电推进系统的运行参数，并根据所述运行参数确定所述卫星电推进系统的测试状态；
切换单元302，用于根据所述测试状态将所述卫星电推进系统中的电源处理单元输出连接在负载模拟器或所述卫星电推进系统中的电推力器之间切换，以使得测试不同状态下所述卫星电推进系统的性能。
可选地，所述测试状态包括常规热真空测试以及真实电推力器点火实验。
可选地，所述切换单元302，具体用于：
若所述测试状态为常规热真空测试，所述卫星电推进系统中的电源处理单元输出与所述负载模拟器连接；
若所述测试状态为真实电推力器点火实验，所述卫星电推进系统中的电源处理单元输出与所述电推力器连接。
参见图4，本申请实施例提供一种卫星电推进系统的测试装置，该装置包括：
存储器401，用于存储至少一个处理器所执行的指令；
处理器402，用于执行存储器中存储的指令执行图2所述的方法。
本申请提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机指令，当所述计算机指令在计算机上运行时，使得计算机执行图2所述的方法。
本领域内的技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器和光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
本申请是参照根据本申请实施例的方法、设备(系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (10)

1.一种卫星电推进系统的测试系统，其特征在于，包括：
真空罐，用于为卫星电推进系统提供真空环境；
所述卫星电推进系统，设置于所述真空罐内，包括电源处理单元和电推力器，所述电源处理单元用于供电，所述电推力器用于产生推力；
负载模拟器，用于模拟至少一种状态下电推力器的负载特性；
模拟通路转换装置，设置于所述卫星电推进系统与所述负载模拟器之间，用于将所述电源处理单元与所述负载模拟器或所述电推力器连接。
2.如权利要求1所述的系统，其特征在于，若卫星电推进系统的常规热真空实验，所述模拟通路转换装置，用于将所述电源处理单元与所述负载模拟器连接；若卫星电推进系统的点火实验，所述模拟通路转换装置，用于将所述电源处理单元与所述电推力器连接。
3.如权利要求1所述的系统，其特征在于，所述系统还包括：上位机；所述上位机用于向所述负载模拟器发送控制指令，以使得所述负载模拟器根据所述控制指令模拟电推力器的负载特性。
4.如权利要求1所述的系统，其特征在于，所述负载模拟器，还用于采集所述电源处理单元输出的电参量，并将采集的电参量发送给所述上位机。
5.如权利要求1～4任一项所述的系统，其特征在于，所述系统还包括：专用耐高压法兰；所述专用耐高压法兰设置于所述真空罐外壁，用于将所述真空罐内的所述卫星电推进系统与所述模拟通路转换装置连接。
6.一种卫星电推进系统的测试方法，应用于如权利要求1～5任一项所述的系统，其特征在于，包括：
接收卫星电推进系统的运行参数，并根据所述运行参数确定所述卫星电推进系统的测试状态；
根据所述测试状态将所述卫星电推进系统中的电源处理单元输出连接在负载模拟器或所述卫星电推进系统中的电推力器之间切换，以使得测试不同状态下所述卫星电推进系统的性能。
7.如权利要求6所述的方法，其特征在于，所述测试状态包括常规热真空测试以及真实电推力器点火实验。
8.如权利要求7所述的方法，其特征在于，根据所述测试状态将所述卫星电推进系统中的电源处理单元输出连接在负载模拟器或所述卫星电推进系统中的电推力器之间切换，包括：
若所述测试状态为常规热真空测试，所述卫星电推进系统中的电源处理单元输出与所述负载模拟器连接；
若所述测试状态为真实电推力器点火实验，所述卫星电推进系统中的电源处理单元输出与所述电推力器连接。
9.一种卫星电推进系统的测试装置，其特征在于，包括：
确定单元，用于接收卫星电推进系统的运行参数，并根据所述运行参数确定所述卫星电推进系统的测试状态；
切换单元，用于根据所述测试状态将所述卫星电推进系统中的电源处理单元输出连接在负载模拟器或所述卫星电推进系统中的电推力器之间切换，以使得测试不同状态下所述卫星电推进系统的性能。
10.一种卫星电推进系统的测试装置，其特征在于，包括：
存储器，用于存储至少一个处理器所执行的指令；
处理器，用于执行存储器中存储的指令执行如权利要求6～8任一项所述的方法。
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