用于航天器密封舱压力防护系统的测试系统及测试方法技术方案

本申请公开了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，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，泄压管路组件包括泄压管路，泄压管路上设有第二程控开度阀门，进气管路组件包括进气管路，进气管路上设有第一程控开度阀门；其中第二程控开度阀门控制泄压管路向第二空间环境模拟设备的泄压速率，实现不同航天器在轨不同漏孔的模拟，第一程控开度阀门控制进气管路向模拟舱体内的复压速率，用于漏孔等效直径标定。模拟航天器在轨发生失压事故时舱内压力防护系统的工作过程，评估压力防护系统性能，为未来载人航天器的安全性提供支撑。

Test system and method for pressure protection system of spacecraft capsule

The application discloses a test system and a test method for the pressure protection system of a sealed cabin of a spacecraft. The test system includes a first space environment simulation device, a second space environment simulation device, a simulation cabin, an emergency pressure protection system, an air inlet pipeline component and a pressure relief pipeline component. The pressure relief pipeline component includes a pressure relief pipeline, and a second program-controlled opening valve is arranged on the pressure relief pipeline The first program-controlled opening valve controls the pressure release rate of the pressure release pipeline to the second space environment simulation equipment to realize the simulation of different spacecraft in orbit and different leakage holes. The first program-controlled opening valve controls the re pressure rate of the air inlet pipeline to the simulation cabin for the equivalent diameter scale of the leakage hole Fixed. In order to provide support for the safety of manned spacecraft in the future, the working process of the pressure protection system in the cabin is simulated and the performance of the pressure protection system is evaluated.

【技术实现步骤摘要】
用于航天器密封舱压力防护系统的测试系统及测试方法
本专利技术一般涉及航天器地面试验
，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。
技术介绍
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。
技术实现思路
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，本专利技术所提供的技术方案是：第一方面，本专利技术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，本专利技术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，本专利技术的有益效果是：本专利技术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为本专利技术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为本专利技术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为本专利技术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-本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种用于航天器密封舱压力防护系统的测试系统，其特征在于，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；/n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。/n

【技术特征摘要】
1.一种用于航天器密封舱压力防护系统的测试系统，其特征在于，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。


2.根据权利要求1所述的用于航天器密封舱压力防护系统的测试系统，其特征在于，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。


3.根据权利要求1或2所述的用于航天器密封舱压力防护系统的测试系统，其特征在于，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。


4.根据权利要求3所述的用于航天器密封舱压力防护系统的测试系统，其特征在于，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。


5.根据权利要求1所述的用于航天器密封舱压力防护系统的测试系统，其特征在于，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。


6.根据权利...

【专利技术属性】
技术研发人员：王晶，李西园，毕研强，纪欣言，黄念之，武越，方明元，
申请(专利权)人：北京卫星环境工程研究所，
类型：发明
国别省市：北京;11