测试模拟装置、液体火箭发动机试验测试系统和测试方法制造方法及图纸

为了克服目前液体火箭发动机试验无法进行真实传感器有效性验证、电缆在测试确认对接后便不能针对传感器或数据采集系统进行单一测试的技术问题，本发明专利技术提供了一种测试模拟装置、液体火箭发动机试验测试系统和测试方法。测试模拟装置包括：多路切换开关，用于控制传感器组件与数据采集系统之间各类接线状态的切换；标准信号源，可实现预设的任意波形信号输出，用于系统校准、模拟传感器稳定信号和/或试验过程传感器信号；电压检测单元，用于检测传感器组件的供电电压是否满足要求，以及对传感器组件的信号输出进行检测；测试电路，包括模拟采集系统零位电路及模拟电阻式传感器负载状态电路。

Test simulator, liquid rocket engine test system and test method

【技术实现步骤摘要】
测试模拟装置、液体火箭发动机试验测试系统和测试方法
本专利技术涉及一种测试模拟装置、液体火箭发动机试验测试系统和测试方法。
技术介绍
在大型液体火箭发动机试验中，试验数据作为试验的最终产品，直接影响试验流程进行，也是发动机性能评估的依据；由于目前单次试验具有试验难度大、试验成本高、不能二次获取数据的特点，因此，在开展试验前需要对测试系统、设备的工作状态进行检查和测试，验证测试系统的有效性和可靠性。目前，液体火箭发动机试验是将发动机电气系统与发动机试验测试系统对接后开展试验，存在以下不足：1、试验中测试点类型和数量较多，电缆需经多次转接，最终进入数据采集系统进行数据的采集和存储；电缆在测试确认对接后，为保证大量电缆对接的正确性，按照流程不能再进行针对传感器或数据采集系统的单一测试，导致系统对接完成后，部分测试无法开展。2、由于大部分的传感器均预先安装在液体火箭发动机上，且拆卸难度大，因而在试验时传感器是安装在液体火箭发动机上的，故试验准备过程中传感器始终保持静态，无法进行真实传感器有效性的验证，导致对测试系统测试覆盖性不足，存在故障无法预先发现的隐患。3、由于试验中单个参数的测试往往涉及多套数据采集系统和多个数据实时处理流程，而目前单线、单节的检查方法不具备系统间软件、硬件的联合测试能力。
技术实现思路
为了克服目前液体火箭发动机试验无法进行真实传感器有效性验证、电缆在测试确认对接后便不能针对传感器或数据采集系统进行单一测试的技术问题，本专利技术提供了一种测试模拟装置、液体火箭发动机试验测试系统和测试方法。本专利技术的技术方案是：测试模拟装置，其特殊之处在于：设置在液体火箭发动机试验测试系统的传感器组件与数据采集系统之间，包括多路切换开关、标准信号源、电压检测单元和测试电路；多路切换开关，用于控制传感器组件与数据采集系统之间各类接线状态的切换；标准信号源，可实现预设的任意波形信号输出，用于系统校准、模拟传感器稳定信号和/或试验过程传感器信号；电压检测单元，用于检测传感器组件的供电电压是否满足要求，以及对传感器组件的信号输出进行检测；测试电路，包括模拟采集系统零位电路及模拟电阻式传感器负载状态电路。本专利技术还提供了一种液体火箭发动机试验测试系统，包括传感器组件和数据采集系统；其特殊之处在于：还包括上述的测试模拟装置。本专利技术同时提供了一种基于上述的液体火箭发动机试验测试系统的测试方法，包括以下测试环节：系统正常测量状态：将数据采集系统与传感器直接连接，测试模拟装置自身不接入数据采集系统，不干预数据采集系统进行数据测量，实现数据采集系统与相应传感器正常连接的数据测量状态；全系统模拟负载测试：通过切换测试模拟装置中的多路切换开关，在数据采集系统和传感器之间的信号端口和电源端口将测试模拟装置内部的测试电路与传感器并联，改变传感器自身输出信号，模拟传感器负载状态；通过切换测试模拟装置中的多路切换开关，将数据采集系统与传感器隔离，在数据采集系统的信号输入端由测试模拟装置内部标准信号源替代传感器，依据真实试验信号编制标准信号源输出信号，从而替代传感器模拟试验全程传感器信号输出；数据采集系统空载测试：通过切换测试模拟装置中的多路切换开关，将数据采集系统与传感器隔离，在数据采集系统的信号输入端由测试模拟装置替代传感器，通过接入模拟装置内部测试电路或标准信号源，替代传感器模拟传感器空载状态，实现数据采集系统空载测试；数据采集系统供电监测：通过切换测试模拟装置中的多路切换开关，将测试模拟装置的电压检测单元接入数据采集系统的电源输出端和传感器两端电源检测端口，实现对数据采集系统供电和传感器两端电压的监测；传感器信号监测：通过切换测试模拟装置中的多路切换开关，将测试模拟装置的电压检测单元接入数据采集系统的信号输出端和传感器的信号输出端，监测传感器信号输出。本专利技术的优点：1、本专利技术通过在传感器和数据采集系统之间，设置了一套测试模拟装置，在保证液体火箭发动机测试系统连接状态不发生变化的条件下，通过设置多路开关组合，在发动机试验测试系统与发动机电气系统对接后，仍可开展对液体火箭发动机测试系统的传感器、数据采集系统的单体设备检查测试和全系统连接的全系统测试。2、将本专利技术使用内置的测试电路或标准信号源，可在全系统状态下模拟传感器负载状态和空载状态，能够充分验证包含传感器在内的试验测试系统工作状态。3、在液体火箭发动机试验的准备期间，本专利技术内置的标准信号源和电压检测单元能够在液体火箭发动机测试系统的传感器与数据采集系统对接面完成对传感器原始信号的检测和对数据采集系统供电的检测，保证了关键检查环节的有效性。4、本专利技术使用标准信号源，可实现在液体火箭发动机试验全过程中，对试验过程中各传感器信号变化进行全程模拟输出，使数据采集系统和控制系统能真实接收传感器信号，可基于真实传感器信号进行液体火箭发动机测试系统相关逻辑判断测试。5、本专利技术采用了标准信号源，具备对数据采集系统的在线校准能力，通过远程通讯控制开关组合，在测试系统测试中实现自动化检查和结果报告输出，提高了信息测试的效率和准确性。附图说明图1是本专利技术液体火箭发动机试验测试系统的示意图。图2是本专利技术液体火箭发动机试验测试系统中测试模拟装置的原理示意图。图3是系统正常测量状态下传感器、测试模拟装置及数据采集系统的连接状态图。图4是全系统模拟负载测试和数据采集系统空载测试下，传感器、测试模拟装置及数据采集系统的连接状态图一。图5是全系统模拟负载测试和数据采集系统空载测试下，传感器、测试模拟装置及数据采集系统的连接状态图二。图6是数据采集系统供电监测时，传感器、测试模拟装置及数据采集系统的连接状态图。图7是传感器信号监测时，传感器、测试模拟装置及数据采集系统的连接状态图。具体实施方式以下结合附图对本专利技术作进一步说明。如图1所示，本专利技术所提供的液体火箭发动机试验测试系统是在现有液体火箭发动机试验测试系统上作了改进，具体是在现有液体火箭发动机试验测试系统的传感器组件(包括推力传感器、温度传感器、压力传感器和流量传感器)与数据采集系统之间，增加了测试模拟装置。测试模拟装置与传感器组件通过电缆连接；测试模拟装置包括多路切换开关、标准信号源、电压检测单元和测试电路。多路切换开关，用于控制传感器组件与数据采集系统之间各类接线状态的切换，可采用手动切换或程控切换。标准信号源，可实现预设的任意波形信号输出，用于系统校准、模拟传感器稳定信号和/或试验过程传感器信号。电压检测单元，用于检测传感器组件的供电电压是否满足要求，也可对传感器组件的信号输出进行检测。测试电路，包括模拟采集系统零位电路及模拟电阻式传感器负载状态的电路。测试模拟装置通过多路切换开关(例如继电器)，可实现手动或自动进本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.测试模拟装置，其特征在于：设置在液体火箭发动机试验测试系统的传感器组件与数据采集系统之间，包括多路切换开关、标准信号源、电压检测单元和测试电路；/n多路切换开关，用于控制传感器组件与数据采集系统之间各类接线状态的切换；/n标准信号源，可实现预设的任意波形信号输出，用于系统校准、模拟传感器稳定信号和/或试验过程传感器信号；/n电压检测单元，用于检测传感器组件的供电电压是否满足要求，以及对传感器组件的信号输出进行检测；/n测试电路，包括模拟采集系统零位电路及模拟电阻式传感器负载状态电路。/n

【技术特征摘要】
1.测试模拟装置，其特征在于：设置在液体火箭发动机试验测试系统的传感器组件与数据采集系统之间，包括多路切换开关、标准信号源、电压检测单元和测试电路；
多路切换开关，用于控制传感器组件与数据采集系统之间各类接线状态的切换；
标准信号源，可实现预设的任意波形信号输出，用于系统校准、模拟传感器稳定信号和/或试验过程传感器信号；
电压检测单元，用于检测传感器组件的供电电压是否满足要求，以及对传感器组件的信号输出进行检测；
测试电路，包括模拟采集系统零位电路及模拟电阻式传感器负载状态电路。


2.液体火箭发动机试验测试系统，包括传感器组件和数据采集系统；其特征在于：还包括权利要求1所述的测试模拟装置。


3.基于权利要求2所述的液体火箭发动机试验测试系统的测试方法，其特征在于，包括以下测试环节：
系统正常测量状态：
将数据采集系统与传感器直接连接，测试模拟装置自身不接入数据采集系统，不干预数据采集系统进行数据测量，实现数据采集系统与相应传感器正常连接的数据测量状态；
全系统模拟负载测试：
通过切换测试模拟装...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘正，吴锦凤，郑小萍，令芸，滕科嘉，霍涛，徐睿，李怡，雷震，付正，王小丽，付琳琳，
申请(专利权)人：西安航天动力试验技术研究所，
类型：发明
国别省市：陕西;61