本发明涉及运载火箭姿态控制系统技术领域，尤其涉及一种用于运载火箭姿态控制半物理仿真试验的外部循环能源系统及其半物理仿真试验方法。
背景技术：
姿态控制系统的任务是保证火箭飞行姿态的稳定性，目前姿态控制系统的设计是基于系统动态响应的设计，它与控制对象、测量、控制执行装置的动特性、非线性关系及为密切，而这些特性的精确测量和分析都是非常困难的。而半物理仿真试验中，采用的火箭发动机和伺服机构都是真实产品。因此，只能通过半物理仿真试验才能比较真实地进行考核验证。
现役运载火箭上伺服能源系统，是由发动机将运载火箭的燃料引流至伺服机构，从而为伺服机构提供工作能源，改变发动机摆角角度，实现飞行姿态的控制。真实火箭为内部循环能源系统，需加注液氧煤油(具有高爆性)，通过发动机引流，驱动伺服机构工作。
运载火箭姿态控制半物理仿真试验中，火箭的伺服、动力系统(功放，伺服机构与发动机)均采用实物，但与火箭真实上天只是一次性发射的情况截然不同，仿真试验中需要几百次间断，重复得使发动机运动，以满足考核的需要。那么，如要与真实上天状态一致，加注燃料进行仿真试验，无论从经济成本，人员安全，场地要求，节能环保等方面来考虑，都是不现实的。
技术实现要素：
本发明提供一种用于半物理仿真试验的外部循环能源系统及其试验方法，在不灌注火箭燃料，发动机不引流的情况下，采用外部循环能源系统，完全模拟了运载火箭真实飞行状态下伺服能源系统的功能，解决了模拟运载火箭伺服机构能源的问题，真实参与了飞行姿态控制，确保了姿态控制系统仿真试验的开展，并提高了仿真的置信度，节省了经济成本，降低了人员安全风险，实现了节能环保，且对场地无特殊要求。
为了达到上述目的，本发明提供一种用于半物理仿真试验的外部循环能源系统，该外部循环能源系统管路连接火箭伺服机构，该外部循环能源系统包含：
油箱，其安装在液压泵上方，与液压泵之间形成正压差，该油箱中存储燃点低的航空液压油；
吸油过滤器，其连接油箱的出口，对液压油进行过滤；
液压泵，其管路连接吸油过滤器，对航空液压油进行加压，输出额定流量的液压油，电机电性连接液压泵，为液压泵提供电力；
出油单向阀，其管路连接液压泵的出口，防止液压油回流损伤高压过滤器和液压泵；
高压过滤器，其管路连接出油单向阀和火箭伺服机构的高压油路，对加压后的液压油进行过滤；
回油单向阀，其管路连接火箭伺服机构的低压油路，防止伺服机构中的液压油回流入油箱，用于增加伺服机构回油背压；
水冷却器，其管路连接回油单向阀，用于冷却回流的液压油，冷水机组管路连接水冷却器，用压缩机制冷为水冷却器提供散热冷水；
回油过滤器，其管路连接水冷却器和油箱，对回流的液压油进行过滤；
所述的吸油过滤器、液压泵、出油单向阀和高压过滤器形成出油回路，所述的回油单向阀、水冷却器和回油过滤器形成回油回路；
该外部循环能源系统还包含：
比例溢流阀，其管路连接出油回路和回油回路，用于调节系统供油压力；
蓄能器，其管路连接出油回路和回油回路，用于抑制液压泵的压力脉动，同时补充伺服机构瞬时所需的峰值流量。
所述的油箱底部具有排油球阀。
所述的高压过滤器具有压差传感器，当滤芯较脏时过滤器两端压差增大使压差传感器报警；所述的回油过滤器具有压差传感器，当滤芯较脏时过滤器两端压差增大使压差传感器报警。
所述的外部循环能源系统还包含：换向阀，其管路连接在出油回路中，用于控制液压泵给伺服机构供油或截止。
所述的外部循环能源系统还包含：安全阀，其管路连接油箱和液压泵，在非正常情况下打开卸压，限压保护液压泵和伺服机构。
所述的外部循环能源系统还包含：控制器，其电性连接电机、换向阀和冷水机组，用于控制外部循环能源系统的工作。
所述的外部循环能源系统还包含：
液位温度计，其设置在油箱上，用于检测油箱中航空液压油的温度；
空气过滤器，其设置在油箱上，用于过滤空气中的尘埃，防止尘埃堵住阀门；
液位继电器，其安装在油箱中，用于监测油箱中的液压油的液位变化，超出液位范围自动报警；
温度传感器，其管路连接在出油回路中，用于测量油路温度；
压力传感器，其分别管路连接在吸油过滤器的出口处和高压过滤器的出口处，用于测量油路压力；
压力表，其管路连接在液压泵的出口处，用于测量液压泵的出口压力。
本发明还提供一种采用外部循环能源系统进行运载火箭姿态控制半物理仿真试验的方法，如果火箭伺服机构是一级伺服机构，则外部循环能源系统采用单机分布方式，外部循环能源系统单独连接一台一级伺服机构，为一级伺服机构提供能源；如果火箭伺服机构是二级伺服机构，则外部循环能源系统采用多机联动方式，外部循环能源系统同时连接多台二级伺服机构，同时为多个二级伺服机构提供能源。
本发明使用燃点低的航空液压油，通溢流阀控制压力，蓄能器蓄能为瞬间大压力补偿，组成高低压的循环系统，驱动伺服机构工作，实现对运载火箭发动机摆角的控制，在不灌注火箭燃料，发动机不引流的情况下，采用外部循环能源系统，完全模拟了运载火箭真实飞行状态下伺服能源系统的功能，解决了模拟运载火箭伺服机构能源的问题，真实参与了飞行姿态控制，确保了姿态控制系统仿真试验的开展，并提高了仿真的置信度，节省了经济成本，降低了人员安全风险，实现了节能环保，且对场地无特殊要求。
附图说明
图1是本发明提供的一种用于半物理仿真试验的外部循环能源系统的示意图。
具体实施方式
以下根据图1具体说明本发明的较佳实施例。
如图1所示，本发明提供一种用于半物理仿真试验的外部循环能源系统，该外部循环能源系统管路连接火箭伺服机构，该外部循环能源系统包含：
油箱22，其安装在液压泵5上方，与液压泵5之间形成正压差，改善液压泵的吸油能力，该油箱22中存储燃点低的航空液压油，该油箱22底部具有排油球阀1；
吸油过滤器2，其连接油箱22的出口，对液压油进行过滤；
液压泵5，其管路连接吸油过滤器2，对航空液压油进行加压，输出额定流量的液压油，电机6电性连接液压泵5，为液压泵提供电力；
出油单向阀7，其管路连接液压泵5的出口，防止液压油回流损伤高压过滤器和液压泵；
高压过滤器8，其管路连接出油单向阀7和火箭伺服机构的高压油路，对加压后的液压油进行过滤，高压过滤器的过滤精度为5um，可以满足液压泵的清洁度要求，该高压过滤器8具有压差传感器，当滤芯较脏时过滤器两端压差增大使压差传感器报警；
回油单向阀26，其管路连接火箭伺服机构的低压油路，防止伺服机构中的液压油回流入油箱22，用于增加伺服机构回油背压，使得伺服机构悬挂在发动机架上停机以后，液压油还能充满伺服机构内部而不至于流回油箱；
水冷却器18，其管路连接回油单向阀26，用于冷却回流的液压油，冷水机组24管路连接水冷却器18，用压缩机制冷为水冷却器18提供散热冷水，以达到伺服机构对油温的要求，确保试验状态与真实上天要求保持一致；
回油过滤器17，其管路连接水冷却器18和油箱22，对回流的液压油进行过滤，该回油过滤器17具有压差传感器，当滤芯较脏时过滤器两端压差增大使压差传感器报警；
所述的吸油过滤器2、液压泵5、出油单向阀7和高压过滤器8形成出油回路，所述的回油单向阀26、水冷却器18和回油过滤器17形成回油回路；
比例溢流阀16，其管路连接出油回路和回油回路，用于调节系统供油压力；
蓄能器15，其管路连接出油回路和回油回路，用于抑制液压泵的压力脉动，同时补充伺服机构瞬时所需的峰值流量。
所述的外部循环能源系统还包含：
换向阀23，其管路连接在出油回路中，用于控制液压泵5给伺服机构供油或截止；
安全阀9，其管路连接油箱22和液压泵5，在非正常情况下打开卸压，限压保护液压泵和伺服机构。
所述的外部循环能源系统还包含：
控制器25，其电性连接电机6、换向阀23和冷水机组24，用于控制外部循环能源系统的工作，该控制器25的具体功能为：1、控制液压泵5，通过电机6驱动启动/关闭液压泵5，调节压力；2、打开/关闭换向阀23，使得连接伺服机构后的整个系统闭环成形内部流通；3、打开/关闭冷水机组24，冷水机组自带电机(驱动风扇散热)和控制(器)面板，内有温度传感器，可按预设温度值自动启停。
所述的外部循环能源系统还包含：
液位温度计19，其设置在油箱22上，用于检测油箱中航空液压油的温度；
空气过滤器20，其设置在油箱22上，用于过滤空气中的尘埃，防止尘埃堵住阀门；
液位继电器21，其安装在油箱22中，用于监测油箱中的液压油的液位变化，超出液位范围自动报警；
温度传感器10，其管路连接在出油回路中，用于测量油路温度；
压力传感器13，其分别管路连接在吸油过滤器2的出口处和高压过滤器8的出口处，用于测量油路压力；
压力表4，其管路连接在液压泵5的出口处，用于测量液压泵的出口压力。
当采用外部循环能源系统进行运载火箭姿态控制半物理仿真试验时，将外部循环能源系统与待测伺服机构的高压油路和低压油路正确连接，通过控制器启动液压泵，将油箱中的液压油的压力调节到伺服机构所需的工作压力，打开换向阀，使外部循环能源系统中的出油回路和回油回路与伺服机构形成一个闭环系统，实现高低压油源的循环(模拟火箭真实上天时的内部循环系统)，待火箭上的姿态控制系统发出姿态控制指令信号，经过伺服控制器传递到伺服机构时，便能驱动伺服机构工作，实现对运载火箭发动机摆角的控制。
如果火箭伺服机构是一级伺服机构，则外部循环能源系统采用单机分布方式，外部循环能源系统单独连接一台一级伺服机构，为一级伺服机构提供能源；如果火箭伺服机构是二级伺服机构，则外部循环能源系统采用多机联动方式，外部循环能源系统同时连接多台二级伺服机构，同时为多个二级伺服机构提供能源。
一级伺服机构推力大，但数量少，用一个外部循环能源系统向一台一级伺服机构供给工作液压，一台一级伺服机构对液压能源的所需流量分配比较明确，对液压系统的布局就比较简单，结构比较紧凑，便于根据实验室场地的安装和布局。
二级伺服机构推力相对小，但数量相对多，用一个一个外部循环能源系统向多个二级伺服机构供给工作液压，这种液压系统结构比较复杂，要考虑多个二级伺服机构同时工作的各种不同工况来确定常态流量或峰值流量的合理分配。
在本发明的一个实施例中，一级伺服机构所需的外部循环能源系统的主要设计参数和要求如下：
1、液压油源主要设计参数和要求：
工作介质：10号航空液压油；
每台最大流量：100L/min(伺服机构额定流量：80L/min)；
最大供油压力：28MPa(伺服机构额定压力：24MPa)；
回油压力：Po≤0.8MPa；
工作油温控制范围：5-55℃；
油液清洁度：优于NAS1638 5级(13/10GB/T14039-93)；
调压方式：电比例调压；
2、能源主要部件的计算：
2.1、液压泵的电机功率计算：
N＝9.8PQ/612η＝9.8x28x100/612x0.8＝56kw
式中：N是电机输入功率；P是泵的供油压力，单位Mpa；Q是泵的供油流量，单位L/min；η是电机泵总效率；
2.2、冷水机组制冷功率验算：
按照系统工况一般最小有效功率60％计算，约有40％的功率损失转化为热量，该功率损失为40％N＝40％×56kw＝22.4kw；
考虑到上述功率损失转化为的热量中约有15％～20％通过能源系统管道、油箱和伺服机构等表面自然散热，那么系统实际需要被冷却的功率(热量)为：N1＝(1-15％～20％)22.4kw；
取散热条件较差的15％计算：
N1＝(1-15％)22.4kw＝0.85×22.4kw＝19kw＝(4.5kcal/s)；
2.3、油路管径计算：
按最大流量100L/min和管道内允许流速计算油路管径，作为选取管接头或软管的参考数据；
压力管道管径d1：
式中，流量Q＝100L/min；流速V1＝5m/s；
吸油管道管径d2：
式中，流量Q＝100L/min；流速V2＝2m/s；
2.4、管道壁厚δ强度计算：
δ＝P d1/2[σ]＝28*21/2*100＝2.94mm
式中，最大压力P＝28MPa；压力管道管径d1＝21mm；许用应力[σ]＝100MPa；
根据计算管道最薄壁厚δ取3mm。
在本发明的另一个实施例中，二级伺服机构所需的外部循环能源系统的主要设计参数和要求如下：
1、液压油源主要设计参数和要求：
工作介质：10号航空液压油；
最大流量：50L/min(单台伺服机构额定流量：20L/min两台40L/min)；
最大供油压力：21MPa(伺服机构额定压力：18MPa)；
回油压力：Po≤0.3MPa；
2、能源主要部件的计算：
2.1、液压泵的电机功率计算：
N＝9.8PQ/612η＝9.8x21x50/612x0.8＝21kw；
式中：N是电机输入功率；P是泵的供油压力，单位Mpa；Q是泵的供油流量，单位L/min；η是电机泵总效率；
2.2、冷水机组制冷功率验算：
按照系统工况一般最小有效功率60％计算，约有40％的功率损失转化为热量，该功率损失为40％N＝40％×21kw＝8.4kw；
考虑到上述功率损失转化为的热量中约有15％～20％通过能源系统管道、油箱和伺服机构等表面自然散热，那么系统实际需要被冷却的功率(热量)N1＝(1-15％～20％)8.4kw；
取散热条件较差的15％计算：
N1＝(1-15％)8.4kw＝0.85×8.4kw＝7.14kw＝(1.7kcal/s)；
2.3、油路管径计算：
按最大流量50L/min和管道内允许流速计算油路管径，作为选取管接头或软管的参考数据；
压力管道管径d1：
式中，流量Q＝50L/min，流速V1＝5m/s；
吸油管道管径d2：
式中，流量Q＝50L/min，流速V2＝2m/s；
2.4、管道壁厚δ强度计算：
δ＝P d1/2[σ]＝21*15/2*100＝1.6mm；
式中，最大压力P＝21MPa，压力管道管径d1＝15mm，许用应力[σ]＝100MPa；
根据计算管道最薄壁厚δ取2mm。
本发明使用燃点低的航空液压油，通溢流阀控制压力，蓄能器蓄能为瞬间大压力补偿，组成高低压的循环系统，驱动伺服机构工作，实现对运载火箭发动机摆角的控制，在不灌注火箭燃料，发动机不引流的情况下，采用外部循环能源系统，完全模拟了运载火箭真实飞行状态下伺服能源系统的功能，可以增加伺服系统功能性考核试验、运载火箭控制系统仿真试验的置信度，提高运载火箭设计可靠性，也是一种提高可靠性的技术，本发明解决了模拟运载火箭伺服机构能源的问题，真实参与了飞行姿态控制，确保了姿态控制系统仿真试验的开展，并提高了仿真的置信度，且相对成本与能耗比较低，节省了经济成本，而且没有爆炸物，危险品的风险(比起真实火箭真实燃料，本方法使用航空红油，燃点低)，降低了人员安全风险，实现了节能环保，且对场地无特殊要求。尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。