CN106441675B - 一种无分载压电式推力测试装置 - Google Patents

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Abstract

本发明一种无分载压电式推力测试装置属于传感器及其测控技术领域，特别涉及姿控火箭发动机脉冲推力测试技术。该测试装置由外壳体、内壳体、四个压电石英传感器、四个方形压板、四个支撑杆、发动机安装法兰、预紧螺栓以及连接螺栓组成。四个由Y0°切型石英晶片组成的压电石英传感器呈菱形分布在内壳体和外壳体之间，采用四组预紧螺栓和方形压板压紧各压电石英传感器，火箭喷发产生的推力通过发动机安装法兰、四个支撑杆以及内壳体传递到压电石英传感器上，消除了传统压电测试系统中压电石英传感器采用螺栓穿过或弹性环夹紧的方式预紧造成的分载现象，提高了测试系统的灵敏度和动态测量精度。该无分载压电式推力测试装置具有灵敏度高、频响性能好、动态测量精度高的良好特性，可直接用于测试姿控火箭发动机的脉冲推力。

Description

一种无分载压电式推力测试装置
技术领域
本发明属于传感器及其测控技术领域，特别涉及一种无分载压电式推力测试装置。
背景技术
姿控火箭发动机是现代空间飞行器的重要组成部分，被广泛应用于卫星等航天器的姿态修正、位置保持和编队飞行等任务。推力是表征发动机性能指标的重要参数，它的准确测量对发动机喷嘴构型优化、卫星姿态精确控制以及燃料估计具有重要意义。姿控火箭发动机有两种工作模式，即稳态模式和脉冲模式。相比稳态模式的发动机，脉冲模式节省燃料，能够延长卫星的使用寿命，因而应用更加广泛。
传统推力测试装置主要有两种：基于应变的推力测试装置和基于压电的推力测试装置。基于应变的推力测试装置是以弹性件受力变形产生的电阻等物性变化为基础制成的，由于这种测试装置测试时需要应变片产生几十到几万的微应变，所以其刚度普遍较低，频响性能较差，而提高刚度又会导致测试系统的灵敏度变差，因而只适合静态或准静态推力的测量，用于测量姿控火箭发动机脉冲推力会产生较大滞后误差。基于压电的推力测试装置具有刚度高、线性好、迟滞小、固有频率高以及稳定性突出等优点，非常适用于各种动态力的测量。传统的压电式推力测试装置采用两种方式对压电石英传感器进行预紧：（1）螺栓穿过压电石英传感器进行预紧；（2）采用弹性环夹紧压电石英传感器进行预紧。这两种预紧方式的螺栓和弹性环对推力产生较大分载，推力只能部分作用到压电石英传感器上，导致测试系统灵敏度进一步提高困难。
随着对卫星等航天器姿态控制精度要求的提高，对姿控火箭发动机脉冲推力的测试精度要求也越来越高，因而亟需研制具有更高灵敏度的推力测试装置。
发明内容
本发明要解决的技术难题是克服上述应变式推力测试装置频响性能差、压电式推力测试装置灵敏度难以满足高精度测试要求的缺陷，设计一种频响性能好、灵敏度高的无分载压电式推力测试装置。该压电式推力测试装置以四个呈菱形分布的压电石英传感器为核心，采用螺栓和压板压紧各传感器，使火箭发动机喷发产生的推力全部作用到压电石英传感器上，实现无分载推力测试。
本发明采用的技术方案是：一种无分载压电式推力测试装置由外壳体、内壳体、四个压电石英传感器、四个方形压板、四个支撑杆、发动机安装法兰、预紧螺栓以及连接螺栓组成；其中外壳体为四角倒角的方形板结构，内部有四角倒圆角的正方形孔，上面有四个呈正方形分布的安装孔，四个侧面的中心位置有传感器预紧螺纹孔；内壳体为方形板结构，其上有四个呈正方形分布的阶梯孔，中心处有定位孔；发动机安装法兰上有四个呈正方形分布的连接孔和四个呈菱形分布的发动机固定螺纹孔，内部有人字形支架，支架各杆之间的夹角为120°，支架的中心处有锥形孔；四个由Y0°切型石英晶片组成的压电石英传感器呈菱形分布在内壳体和外壳体之间，通过四组预紧螺栓和方形压板将内壳体、四个压电石英传感器和外壳体刚性连接到一起；采用四个连接螺栓分别通过内壳体上呈正方形分布的四个阶梯孔将内壳体与四个支撑杆刚性连接起来；采用四个连接螺栓分别通过发动机安装法兰上呈正方形分布的四个连接孔将发动机安装法兰与四个支撑杆的另一端刚性连接起来。
四个压电石英传感器的规格和灵敏度完全相同，装配时保证各传感器的最大灵敏度方向严格一致；四个预紧螺栓给传感器施加足够的预紧力，拧紧程度保持一致，保证推力测试时各部分不产生相对滑移。
本发明的显著效果是：被测发动机被固定到发动机安装法兰上，发动机安装法兰与内壳体之间采用四支撑杆式框架结构，这种框架式结构既能提供足够的空间安装燃料管，又能够在保证刚度的前提下减小质量，实现刚度与质量的良好匹配，满足动态推力传递要求。该测试装置采用预紧螺栓和方形压板压紧压电石英传感器，消除了传统压电测试系统中压电石英传感器采用螺栓穿过或弹性环夹紧的方式预紧造成的分载现象，提高了测试系统的灵敏度和动态测量精度，具有灵敏度高、频响性能好、动态测量精度高的优良特性。
附图说明
图1为无分载压电式推力测试装置三维图。
图2为测试装置装配图的俯视图。
图3为图2的A-A剖视图。
图4为外壳体的俯视图。
图5为内壳体的仰视图。
图6为发动机安装法兰的俯视图。
图中：1-外壳体，2-内壳体，3-压电石英传感器，4-预紧螺栓，5-方形压板，6-支撑杆，7-连接螺栓，8-发动机安装法兰；a-安装孔，b-传感器预紧螺纹孔，c-阶梯孔，d-定位孔，e-连接孔，f-发动机固定螺纹孔，g-人字形支架，h-锥形孔，i-内壳体上表面，j-方形压板上表面，k-外壳体上表面，m-内壳体下表面。
具体实施方式
结合附图和技术方案详细说明本发明的具体实施方式。 如附图1、2、3、4、5、6所示，四个压电石英传感器3的规格和灵敏度完全相同，均采用两对具有剪切效应的Y0°切型的石英晶组，每对晶组将两片Y0°切型的石英晶片对装，各晶片的最大灵敏度方向严格一致，电荷信号通过夹在石英晶片中的电极片引出。装配时，采用四组预紧螺栓4和方形压板5将内壳体2、四个压电石英传感器3和外壳体1刚性连接到一起，保证各传感器的最大灵敏度方向严格保持一致且均垂直于内壳体上表面i，保证各传感器的对称中心对准外壳体侧面传感器预紧螺纹孔b的轴线，保证内壳体上表面i、方形压板上表面j和外壳体上表面k在同一平面内。四个预紧螺栓4的拧紧程度保持一致，给传感器施加足够的预紧力，保证测试时各部分不产生相对滑移。装配完成后，在四个压电传感器3的四周涂上防护硅胶。测试时，采用四个连接螺栓分别通过外壳体1上的四个安装孔a将该推力测试装置固定到一个基座上，内壳体下表面m与基座不接触，定位孔d对该测试装置进行安装定位。推力测试前，需先进行标定，首先将一根钢丝绳一头穿过发动机安装法兰8中心处的锥形孔h后打结，另一端穿过内壳体2中心处的定位孔d后固定到一套加载装置上，加载装置通过钢丝绳拉发动机安装法兰8上的人字形支架g给测试装置施加标定力。火箭发动机喷发时产生的脉冲推力通过发动机安装法兰8和四个支撑杆6传递到内壳体2上，依靠摩擦力该推力全部作用到四个压电石英传感器3的石英晶组上，由于石英晶组的剪切效应，在石英晶片表面产生与推力成比例的电荷，通过电极片将电荷引入到电荷放大器中，电荷放大器将电荷信号进行放大并转换成电压信号输出，通过A/D数据采集卡将模拟信号转变成计算机能够接受的数字信号，输入到计算机中进行处理、分析和运算，得出被测火箭发动机的推力。
本发明一种无分载压电式推力测试装置具有较高的灵敏度和较好的频响性能，动态测量精度高，可直接用于对姿控火箭发动机的脉冲推力进行测试，为火箭发动机的选型、性能优化以及卫星等航天器的姿态控制提供数据支持。
虽然本发明以上述较佳的实施例对本发明做出了详细的描述，但并非用上述实施例限定本发明。本领域的技术人员应当意识到在不脱离本发明所给出的技术特征和范围的情况下，对技术所作的增加、以本领域一些同样内容的替换，均应属于本发明的保护范围。

Claims (2)

1.一种无分载压电式推力测试装置，其特征在于，该测试装置由外壳体、内壳体、四个压电石英传感器、四个方形压板、四个支撑杆、发动机安装法兰、预紧螺栓以及连接螺栓组成；其中外壳体为四角倒角的方形板结构，内部有四角倒圆角的正方形孔，上面有四个呈正方形分布的安装孔，四个侧面的中心位置有传感器预紧螺纹孔；内壳体为方形板结构，其上有四个呈正方形分布的阶梯孔，中心处有定位孔；发动机安装法兰上有四个呈正方形分布的连接孔和四个呈菱形分布的发动机固定螺纹孔，内部有人字形支架，支架各杆之间的夹角为120°，支架的中心处有锥形孔；四个由Y0°切型石英晶片组成的压电石英传感器呈菱形分布在内壳体和外壳体之间，通过四组预紧螺栓和方形压板将内壳体、四个压电石英传感器和外壳体刚性连接到一起；采用四个连接螺栓分别通过内壳体上呈正方形分布的四个阶梯孔将内壳体与四个支撑杆刚性连接起来；采用四个连接螺栓分别通过发动机安装法兰上呈正方形分布的四个连接孔将发动机安装法兰与四个支撑杆的另一端刚性连接起来。
2.根据权利要求1所述一种无分载压电式推力测试装置，其特征在于，四个压电石英传感器的规格和灵敏度完全相同，装配时保证各传感器的最大灵敏度方向严格一致；四个预紧螺栓给传感器施加足够的预紧力，拧紧程度保持一致，保证推力测试时各部分不产生相对滑移。
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