本發(fā)明涉及運載火箭姿態(tài)控制系統(tǒng)技術領域，尤其涉及一種用于運載火箭姿態(tài)控制半物理仿真試驗的外部循環(huán)能源系統(tǒng)及其半物理仿真試驗方法。

背景技術：

姿態(tài)控制系統(tǒng)的任務是保證火箭飛行姿態(tài)的穩(wěn)定性，目前姿態(tài)控制系統(tǒng)的設計是基于系統(tǒng)動態(tài)響應的設計，它與控制對象、測量、控制執(zhí)行裝置的動特性、非線性關系及為密切，而這些特性的精確測量和分析都是非常困難的。而半物理仿真試驗中，采用的火箭發(fā)動機和伺服機構都是真實產品。因此，只能通過半物理仿真試驗才能比較真實地進行考核驗證。

現役運載火箭上伺服能源系統(tǒng)，是由發(fā)動機將運載火箭的燃料引流至伺服機構，從而為伺服機構提供工作能源，改變發(fā)動機擺角角度，實現飛行姿態(tài)的控制。真實火箭為內部循環(huán)能源系統(tǒng)，需加注液氧煤油(具有高爆性)，通過發(fā)動機引流，驅動伺服機構工作。

運載火箭姿態(tài)控制半物理仿真試驗中，火箭的伺服、動力系統(tǒng)(功放，伺服機構與發(fā)動機)均采用實物，但與火箭真實上天只是一次性發(fā)射的情況截然不同，仿真試驗中需要幾百次間斷，重復得使發(fā)動機運動，以滿足考核的需要。那么，如要與真實上天狀態(tài)一致，加注燃料進行仿真試驗，無論從經濟成本，人員安全，場地要求，節(jié)能環(huán)保等方面來考慮，都是不現實的。

技術實現要素：

本發(fā)明提供一種用于半物理仿真試驗的外部循環(huán)能源系統(tǒng)及其試驗方法，在不灌注火箭燃料，發(fā)動機不引流的情況下，采用外部循環(huán)能源系統(tǒng)，完全模擬了運載火箭真實飛行狀態(tài)下伺服能源系統(tǒng)的功能，解決了模擬運載火箭伺服機構能源的問題，真實參與了飛行姿態(tài)控制，確保了姿態(tài)控制系統(tǒng)仿真試驗的開展，并提高了仿真的置信度，節(jié)省了經濟成本，降低了人員安全風險，實現了節(jié)能環(huán)保，且對場地無特殊要求。

為了達到上述目的，本發(fā)明提供一種用于半物理仿真試驗的外部循環(huán)能源系統(tǒng)，該外部循環(huán)能源系統(tǒng)管路連接火箭伺服機構，該外部循環(huán)能源系統(tǒng)包含：

油箱，其安裝在液壓泵上方，與液壓泵之間形成正壓差，該油箱中存儲燃點低的航空液壓油；

吸油過濾器，其連接油箱的出口，對液壓油進行過濾；

液壓泵，其管路連接吸油過濾器，對航空液壓油進行加壓，輸出額定流量的液壓油，電機電性連接液壓泵，為液壓泵提供電力；

出油單向閥，其管路連接液壓泵的出口，防止液壓油回流損傷高壓過濾器和液壓泵；

高壓過濾器，其管路連接出油單向閥和火箭伺服機構的高壓油路，對加壓后的液壓油進行過濾；

回油單向閥，其管路連接火箭伺服機構的低壓油路，防止伺服機構中的液壓油回流入油箱，用于增加伺服機構回油背壓；

水冷卻器，其管路連接回油單向閥，用于冷卻回流的液壓油，冷水機組管路連接水冷卻器，用壓縮機制冷為水冷卻器提供散熱冷水；

回油過濾器，其管路連接水冷卻器和油箱，對回流的液壓油進行過濾；

所述的吸油過濾器、液壓泵、出油單向閥和高壓過濾器形成出油回路，所述的回油單向閥、水冷卻器和回油過濾器形成回油回路；

該外部循環(huán)能源系統(tǒng)還包含：

比例溢流閥，其管路連接出油回路和回油回路，用于調節(jié)系統(tǒng)供油壓力；

蓄能器，其管路連接出油回路和回油回路，用于抑制液壓泵的壓力脈動，同時補充伺服機構瞬時所需的峰值流量。

所述的油箱底部具有排油球閥。

所述的高壓過濾器具有壓差傳感器，當濾芯較臟時過濾器兩端壓差增大使壓差傳感器報警；所述的回油過濾器具有壓差傳感器，當濾芯較臟時過濾器兩端壓差增大使壓差傳感器報警。

所述的外部循環(huán)能源系統(tǒng)還包含：換向閥，其管路連接在出油回路中，用于控制液壓泵給伺服機構供油或截止。

所述的外部循環(huán)能源系統(tǒng)還包含：安全閥，其管路連接油箱和液壓泵，在非正常情況下打開卸壓，限壓保護液壓泵和伺服機構。

所述的外部循環(huán)能源系統(tǒng)還包含：控制器，其電性連接電機、換向閥和冷水機組，用于控制外部循環(huán)能源系統(tǒng)的工作。

所述的外部循環(huán)能源系統(tǒng)還包含：

液位溫度計，其設置在油箱上，用于檢測油箱中航空液壓油的溫度；

空氣過濾器，其設置在油箱上，用于過濾空氣中的塵埃，防止塵埃堵住閥門；

液位繼電器，其安裝在油箱中，用于監(jiān)測油箱中的液壓油的液位變化，超出液位范圍自動報警；

溫度傳感器，其管路連接在出油回路中，用于測量油路溫度；

壓力傳感器，其分別管路連接在吸油過濾器的出口處和高壓過濾器的出口處，用于測量油路壓力；

壓力表，其管路連接在液壓泵的出口處，用于測量液壓泵的出口壓力。

本發(fā)明還提供一種采用外部循環(huán)能源系統(tǒng)進行運載火箭姿態(tài)控制半物理仿真試驗的方法，如果火箭伺服機構是一級伺服機構，則外部循環(huán)能源系統(tǒng)采用單機分布方式，外部循環(huán)能源系統(tǒng)單獨連接一臺一級伺服機構，為一級伺服機構提供能源；如果火箭伺服機構是二級伺服機構，則外部循環(huán)能源系統(tǒng)采用多機聯動方式，外部循環(huán)能源系統(tǒng)同時連接多臺二級伺服機構，同時為多個二級伺服機構提供能源。

本發(fā)明使用燃點低的航空液壓油，通溢流閥控制壓力，蓄能器蓄能為瞬間大壓力補償，組成高低壓的循環(huán)系統(tǒng)，驅動伺服機構工作，實現對運載火箭發(fā)動機擺角的控制，在不灌注火箭燃料，發(fā)動機不引流的情況下，采用外部循環(huán)能源系統(tǒng)，完全模擬了運載火箭真實飛行狀態(tài)下伺服能源系統(tǒng)的功能，解決了模擬運載火箭伺服機構能源的問題，真實參與了飛行姿態(tài)控制，確保了姿態(tài)控制系統(tǒng)仿真試驗的開展，并提高了仿真的置信度，節(jié)省了經濟成本，降低了人員安全風險，實現了節(jié)能環(huán)保，且對場地無特殊要求。

附圖說明

圖1是本發(fā)明提供的一種用于半物理仿真試驗的外部循環(huán)能源系統(tǒng)的示意圖。

具體實施方式

以下根據圖1具體說明本發(fā)明的較佳實施例。

如圖1所示，本發(fā)明提供一種用于半物理仿真試驗的外部循環(huán)能源系統(tǒng)，該外部循環(huán)能源系統(tǒng)管路連接火箭伺服機構，該外部循環(huán)能源系統(tǒng)包含：

油箱22，其安裝在液壓泵5上方，與液壓泵5之間形成正壓差，改善液壓泵的吸油能力，該油箱22中存儲燃點低的航空液壓油，該油箱22底部具有排油球閥1；

吸油過濾器2，其連接油箱22的出口，對液壓油進行過濾；

液壓泵5，其管路連接吸油過濾器2，對航空液壓油進行加壓，輸出額定流量的液壓油，電機6電性連接液壓泵5，為液壓泵提供電力；

出油單向閥7，其管路連接液壓泵5的出口，防止液壓油回流損傷高壓過濾器和液壓泵；

高壓過濾器8，其管路連接出油單向閥7和火箭伺服機構的高壓油路，對加壓后的液壓油進行過濾，高壓過濾器的過濾精度為5um，可以滿足液壓泵的清潔度要求，該高壓過濾器8具有壓差傳感器，當濾芯較臟時過濾器兩端壓差增大使壓差傳感器報警；

回油單向閥26，其管路連接火箭伺服機構的低壓油路，防止伺服機構中的液壓油回流入油箱22，用于增加伺服機構回油背壓，使得伺服機構懸掛在發(fā)動機架上停機以后，液壓油還能充滿伺服機構內部而不至于流回油箱；

水冷卻器18，其管路連接回油單向閥26，用于冷卻回流的液壓油，冷水機組24管路連接水冷卻器18，用壓縮機制冷為水冷卻器18提供散熱冷水，以達到伺服機構對油溫的要求，確保試驗狀態(tài)與真實上天要求保持一致；

回油過濾器17，其管路連接水冷卻器18和油箱22，對回流的液壓油進行過濾，該回油過濾器17具有壓差傳感器，當濾芯較臟時過濾器兩端壓差增大使壓差傳感器報警；

所述的吸油過濾器2、液壓泵5、出油單向閥7和高壓過濾器8形成出油回路，所述的回油單向閥26、水冷卻器18和回油過濾器17形成回油回路；

比例溢流閥16，其管路連接出油回路和回油回路，用于調節(jié)系統(tǒng)供油壓力；

蓄能器15，其管路連接出油回路和回油回路，用于抑制液壓泵的壓力脈動，同時補充伺服機構瞬時所需的峰值流量。

所述的外部循環(huán)能源系統(tǒng)還包含：

換向閥23，其管路連接在出油回路中，用于控制液壓泵5給伺服機構供油或截止；

安全閥9，其管路連接油箱22和液壓泵5，在非正常情況下打開卸壓，限壓保護液壓泵和伺服機構。

所述的外部循環(huán)能源系統(tǒng)還包含：

控制器25，其電性連接電機6、換向閥23和冷水機組24，用于控制外部循環(huán)能源系統(tǒng)的工作，該控制器25的具體功能為：1、控制液壓泵5，通過電機6驅動啟動/關閉液壓泵5，調節(jié)壓力；2、打開/關閉換向閥23，使得連接伺服機構后的整個系統(tǒng)閉環(huán)成形內部流通；3、打開/關閉冷水機組24，冷水機組自帶電機(驅動風扇散熱)和控制(器)面板，內有溫度傳感器，可按預設溫度值自動啟停。

所述的外部循環(huán)能源系統(tǒng)還包含：

液位溫度計19，其設置在油箱22上，用于檢測油箱中航空液壓油的溫度；

空氣過濾器20，其設置在油箱22上，用于過濾空氣中的塵埃，防止塵埃堵住閥門；

液位繼電器21，其安裝在油箱22中，用于監(jiān)測油箱中的液壓油的液位變化，超出液位范圍自動報警；

溫度傳感器10，其管路連接在出油回路中，用于測量油路溫度；

壓力傳感器13，其分別管路連接在吸油過濾器2的出口處和高壓過濾器8的出口處，用于測量油路壓力；

壓力表4，其管路連接在液壓泵5的出口處，用于測量液壓泵的出口壓力。

當采用外部循環(huán)能源系統(tǒng)進行運載火箭姿態(tài)控制半物理仿真試驗時，將外部循環(huán)能源系統(tǒng)與待測伺服機構的高壓油路和低壓油路正確連接，通過控制器啟動液壓泵，將油箱中的液壓油的壓力調節(jié)到伺服機構所需的工作壓力，打開換向閥，使外部循環(huán)能源系統(tǒng)中的出油回路和回油回路與伺服機構形成一個閉環(huán)系統(tǒng)，實現高低壓油源的循環(huán)(模擬火箭真實上天時的內部循環(huán)系統(tǒng))，待火箭上的姿態(tài)控制系統(tǒng)發(fā)出姿態(tài)控制指令信號，經過伺服控制器傳遞到伺服機構時，便能驅動伺服機構工作，實現對運載火箭發(fā)動機擺角的控制。

如果火箭伺服機構是一級伺服機構，則外部循環(huán)能源系統(tǒng)采用單機分布方式，外部循環(huán)能源系統(tǒng)單獨連接一臺一級伺服機構，為一級伺服機構提供能源；如果火箭伺服機構是二級伺服機構，則外部循環(huán)能源系統(tǒng)采用多機聯動方式，外部循環(huán)能源系統(tǒng)同時連接多臺二級伺服機構，同時為多個二級伺服機構提供能源。

一級伺服機構推力大，但數量少，用一個外部循環(huán)能源系統(tǒng)向一臺一級伺服機構供給工作液壓，一臺一級伺服機構對液壓能源的所需流量分配比較明確，對液壓系統(tǒng)的布局就比較簡單，結構比較緊湊，便于根據實驗室場地的安裝和布局。

二級伺服機構推力相對小，但數量相對多，用一個一個外部循環(huán)能源系統(tǒng)向多個二級伺服機構供給工作液壓，這種液壓系統(tǒng)結構比較復雜，要考慮多個二級伺服機構同時工作的各種不同工況來確定常態(tài)流量或峰值流量的合理分配。

在本發(fā)明的一個實施例中，一級伺服機構所需的外部循環(huán)能源系統(tǒng)的主要設計參數和要求如下：

1、液壓油源主要設計參數和要求：

工作介質：10號航空液壓油；

每臺最大流量：100L/min(伺服機構額定流量：80L/min)；

最大供油壓力：28MPa(伺服機構額定壓力：24MPa)；

回油壓力：Po≤0.8MPa；

工作油溫控制范圍：5-55℃；

油液清潔度：優(yōu)于NAS1638 5級(13/10GB/T14039-93)；

調壓方式：電比例調壓；

2、能源主要部件的計算：

2.1、液壓泵的電機功率計算：

N＝9.8PQ/612η＝9.8x28x100/612x0.8＝56kw

式中：N是電機輸入功率；P是泵的供油壓力，單位Mpa；Q是泵的供油流量，單位L/min；η是電機泵總效率；

2.2、冷水機組制冷功率驗算：

按照系統(tǒng)工況一般最小有效功率60％計算，約有40％的功率損失轉化為熱量，該功率損失為40％N＝40％×56kw＝22.4kw；

考慮到上述功率損失轉化為的熱量中約有15％～20％通過能源系統(tǒng)管道、油箱和伺服機構等表面自然散熱，那么系統(tǒng)實際需要被冷卻的功率(熱量)為：N₁＝(1-15％～20％)22.4kw；

取散熱條件較差的15％計算：

N₁＝(1-15％)22.4kw＝0.85×22.4kw＝19kw＝(4.5kcal/s)；

2.3、油路管徑計算：

按最大流量100L/min和管道內允許流速計算油路管徑，作為選取管接頭或軟管的參考數據；

壓力管道管徑d₁：

$d_1=4.6\sqrt{\frac{Q}{v1}}=4.6\sqrt{\frac{100}{5}}\≈21mm;$

式中，流量Q＝100L/min；流速V₁＝5m/s；

吸油管道管徑d₂：

$d_2=4.6\sqrt{\frac{Q}{v2}}=4.6\sqrt{\frac{100}{2}}\≈32mm;$

式中，流量Q＝100L/min；流速V₂＝2m/s；

2.4、管道壁厚δ強度計算：

δ＝P d₁/2[σ]＝28*21/2*100＝2.94mm

式中，最大壓力P＝28MPa；壓力管道管徑d₁＝21mm；許用應力[σ]＝100MPa；

根據計算管道最薄壁厚δ取3mm。

在本發(fā)明的另一個實施例中，二級伺服機構所需的外部循環(huán)能源系統(tǒng)的主要設計參數和要求如下：

1、液壓油源主要設計參數和要求：

工作介質：10號航空液壓油；

最大流量：50L/min(單臺伺服機構額定流量：20L/min兩臺40L/min)；

最大供油壓力：21MPa(伺服機構額定壓力：18MPa)；

回油壓力：Po≤0.3MPa；

2、能源主要部件的計算：

2.1、液壓泵的電機功率計算：

N＝9.8PQ/612η＝9.8x21x50/612x0.8＝21kw；

式中：N是電機輸入功率；P是泵的供油壓力，單位Mpa；Q是泵的供油流量，單位L/min；η是電機泵總效率；

2.2、冷水機組制冷功率驗算：

按照系統(tǒng)工況一般最小有效功率60％計算，約有40％的功率損失轉化為熱量，該功率損失為40％N＝40％×21kw＝8.4kw；

考慮到上述功率損失轉化為的熱量中約有15％～20％通過能源系統(tǒng)管道、油箱和伺服機構等表面自然散熱，那么系統(tǒng)實際需要被冷卻的功率(熱量)N₁＝(1-15％～20％)8.4kw；

取散熱條件較差的15％計算：

N₁＝(1-15％)8.4kw＝0.85×8.4kw＝7.14kw＝(1.7kcal/s)；

2.3、油路管徑計算：

按最大流量50L/min和管道內允許流速計算油路管徑，作為選取管接頭或軟管的參考數據；

壓力管道管徑d₁：

$d_1=4.6\sqrt{\frac{Q}{v1}}=4.6\sqrt{\frac{50}{5}}\≈15mm;$

式中，流量Q＝50L/min，流速V₁＝5m/s；

吸油管道管徑d₂：

$d_2=4.6\sqrt{\frac{Q}{v2}}=4.6\sqrt{\frac{50}{2}}\≈23mm;$

式中，流量Q＝50L/min，流速V₂＝2m/s；

2.4、管道壁厚δ強度計算：

δ＝P d₁/2[σ]＝21*15/2*100＝1.6mm；

式中，最大壓力P＝21MPa，壓力管道管徑d₁＝15mm，許用應力[σ]＝100MPa；

根據計算管道最薄壁厚δ取2mm。

本發(fā)明使用燃點低的航空液壓油，通溢流閥控制壓力，蓄能器蓄能為瞬間大壓力補償，組成高低壓的循環(huán)系統(tǒng)，驅動伺服機構工作，實現對運載火箭發(fā)動機擺角的控制，在不灌注火箭燃料，發(fā)動機不引流的情況下，采用外部循環(huán)能源系統(tǒng)，完全模擬了運載火箭真實飛行狀態(tài)下伺服能源系統(tǒng)的功能，可以增加伺服系統(tǒng)功能性考核試驗、運載火箭控制系統(tǒng)仿真試驗的置信度，提高運載火箭設計可靠性，也是一種提高可靠性的技術，本發(fā)明解決了模擬運載火箭伺服機構能源的問題，真實參與了飛行姿態(tài)控制，確保了姿態(tài)控制系統(tǒng)仿真試驗的開展，并提高了仿真的置信度，且相對成本與能耗比較低，節(jié)省了經濟成本，而且沒有爆炸物，危險品的風險(比起真實火箭真實燃料，本方法使用航空紅油，燃點低)，降低了人員安全風險，實現了節(jié)能環(huán)保，且對場地無特殊要求。盡管本發(fā)明的內容已經通過上述優(yōu)選實施例作了詳細介紹，但應當認識到上述的描述不應被認為是對本發(fā)明的限制。在本領域技術人員閱讀了上述內容后，對于本發(fā)明的多種修改和替代都將是顯而易見的。因此，本發(fā)明的保護范圍應由所附的權利要求來限定。