[发明专利]一种无水肼发动机试验控制系统

说明书

本发明涉及一种无水肼发动机试验控制系统，包括发动机，落压式液体推进系统用于通过高压氮气将原料通过原料输送通道输送给发动机；数据采集设备，用于采集发动机的数据信息，并将发动机的数据信息发送到数据采集卡；温度控制设备用于根据接收的数据采集卡的发动机数据信息，控制对发动机进行加热或降温；点火控制设备用于根据接收的数据采集卡的工控机控制命令，通过点火控制电磁阀控制发动机原料输送；数据采集卡用于将数据采集设备发送的发动机的数据信息发送到工控机。本发明主要应用于航空姿控液体发动机点火试验，具体功能包含数据采集、数据存储、数据分析、点火控制。

技术领域

本发明涉及一种无水肼发动机热试技术，具体地说是一种用于小型姿控发动机热试的无水肼发动机试验控制系统。

背景技术

20世纪60年代以来，航天技术受到各国的高度重视，航天技术不仅和国防科技、国防安全息息相关，更是对现代国民经济发展最有影响力的科学技术之一。航天技术是人类历史最复杂的工程之一，空间推进技术是航天技术的重要组成部分。现有的空间推进技术主要依靠化学能推进，其中液体火箭推进的一个重要分支是单组元液体火箭发动机。

单组元液体发动机主要用于各种航天器的姿态控制，同时在鱼雷、导弹等军事武器中也有重要应用。单组元液体发动机采用单组元推进剂作为燃料，多为微、小型火箭发动机，其结构简单，可靠性高，尤其采用落压式控制系统时整个系统和早期卫星的冷气系统一样简单。近些年航天事业快速发展，对微、小单组元发动机提出了新的要求：常温下多次启动，长脉冲稳态和短脉冲瞬态工作，几年甚至更久的长寿命。现阶段单组元发动机燃料以肼类燃料为主，是各国研究的重点。

无水肼发动机的研究需要大量的试车试验，试验人员要在地面搭建完整的发动机热试系统，用来模拟实际飞行中的各种工况。现有试验控制系统存在如下问题：1、自动化程度低，需要大量的人工干预。如发动机加热降温均需要手动开闭，试验中大量数据需要人工记录；2、安全性不足。系统并未设置针对压力、温度等数据异常时的处理方案；3、数据处理功能不足，试验后作图、比冲等指标计算均需耗费大量劳动及时间成本。

发明内容

针对现有技术的不足，本发明提供一种无水肼发动机试验控制系统。

本发明为实现上述目的所采用的技术方案是：

一种无水肼发动机试验控制系统，包括发动机，

落压式液体推进系统，用于通过高压氮气将原料通过原料输送通道输送给发动机；

数据采集设备，用于采集发动机的数据信息，并将发动机的数据信息发送到数据采集卡；

温度控制设备，用于根据接收的数据采集卡的发动机数据信息，控制对发动机进行加热或降温；

点火控制设备，用于根据接收的数据采集卡的工控机控制命令，通过点火控制电磁阀控制发动机原料输送；

数据采集卡，用于将数据采集设备发送的发动机的数据信息发送到工控机，并接收工控机的控制命令后发送到温度控制系统和点火控制系统；

工控机，接收并根据当前发动机的数据信息对发动机状态进行监控，采集、分析、存储数据，输出点火控制指令和反馈控制命令。

所述落压式液体推进系统包括高压氮气源、气控台和工作罐；气控台一端与高压氮气源相连，另一端与工作罐顶端相连，工作罐底端通过原料输送通道连接发动机。

在所述原料输送通道靠近发动机一端设置点火控制电磁阀，控制原料输送通道的通断。

所述高压氮气源采用高压气瓶；所述气控台由压力表和若干手阀组成；所述工作罐采用耐腐蚀钛合金。

所述数据采集设备包括压力传感器、温度传感器、流量计、真空计和信号调理模块；