CN107389240B - 4-25n姿控发动机真空热环境稳态推力测量装置 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及4‑25N姿控发动机真空热环境稳态推力测量装置。该装置包括基座转接架、减震块、定架、天平转接板、单分力天平测量装置、推进剂管路以及推进剂管路固定装置；基座转接架与定架之间均布安装多个减震块；单分力天平测量装置通过天平转接板安装在定架上；定架周边固定安装有多个推进剂管路固定装置，推进剂管路通过推进剂管路固定装置安装，推进剂管路一端与外部推进剂供应系统连通，另一端与待测量姿控发动机推进剂入口连通；本发明满足了4‑25N姿控发动机小推力测量要求，解决了管路约束、振动引入的不确定度多等问题。
Description
技术领域
本发明涉及航天液体发动机试验，具体涉及4-25N姿控发动机真空热环境稳态推力测量装置。
背景技术
液体火箭发动机作为目前最为成熟的推进系统之一，具有诸多独特的优势，仍然是各国努力发展的主力推进系统，并且在大推力和小推力方面都取得了诸多成果，目前美国仍然在大多数推进系统方面领先世界，俄罗斯则继续保持液体推进特别是大推力液体火箭方面的领先地位，欧盟和日本在追赶美国的技术水平，以中国为代表的第三世界国家也开始在液体推进领域同传统强国展开竞争。
火箭发动机是火箭推进系统的一部分。推进系统是由发动机(固、液、冲压、姿控)、增压系统、贮箱设备及有关设备等组成。不论大推力液体火箭发动机，还是小推力液体火箭发动机，只要把增压系统、贮箱、推进剂供应系统与发动机连在一起就可称为推进系统。多年来，我国的大推力液体火箭发动机研制单位只研制和交付发动机，而从事姿控发动机的研制单位，不仅要研制姿控火箭发动机，还要交付包括贮箱、气瓶以及含增压系统在内的整个推进系统。
关于小推力液体火箭发动机的定义有不同的说法，我国文献及出版物中一般将小推力划分在0.02—2000N(0.002—200公斤)之间。阿列玛索夫在其著作《火箭发动机原理》一书中把推力从0.01—1600N的液体火箭发动机归入小推力发动机。不论运载、导弹、卫星、飞船上使用何种用途的发动机(推进剂沉底、末速修正、轨道修正、位置保持、姿态控制等)，均属于小推力发动机的范畴。
随着空间任务的丰富，小推力、高比冲的推进器得到越来越多的应用，而完成此类推进装置的地面试验特性的研究，低量级的推力测试是一项必须突破的关键技术。
国内有学者针对小推力测量存在的技术难点，提出了根据应用的推力传感器不同，测试台架可采用压电式传感器和应变式传感器两种方案：
使用压电式传感器的优点在于动态特性好，高刚度，推进剂管道影响小，其缺点是静态精度较低，对小力值不能进行长时间稳定测量，高内阻抗，电干扰性能差，安装预紧力及湿温度影响大；
使用应变式传感器的优点在于稳态精度高，低内阻输出，抗电干扰性能好，其缺点是动态特性差，需后续附加处理，推进剂管路刚度影响大，工作温度范围较窄。
测试技术学报.Vol.18Supp.2004公开的一篇名为《实现微牛级动态推力测试的方法和试验研究》提出了一种微牛级的测试方法[8]，其基本思想是将微牛级推力通过悬臂梁转换成微米级位移，然后通过微位移传感器测试该微位移，得到微推力大小。其测试推力可达2μN左右。
另外，宇航学报[J].Vol.29.No 2,March 2008公开的一篇名为《真空环境下微推力测量的研究》提出了真空环境下微推力的测量方法，提出了利用杠杆力的放大原理，将推力值放大从而能够被传感器准确检测到。
但是如果采用上述两种传统测量方法运用于4-25N量级小推力测量时会存在如下难题：
(1)推力动架和定架之间的支撑件、约束件(弹簧片)的影响。
(2)推进剂管路布置以及推进剂管路内压力和流体动量的影响。
(3)热试车过程中，发动机主阀门后的管路、推力室头部、喷管冷却夹套内的推进剂填充量和烧蚀式喷管的烧蚀量变化，会引起发动机重力的变化，因此会影响推力测量的准确度。
(4)小推力火箭发动机本身质量和推力较小，测试中容易受台架结构非线性及周围环境的影响，同时发动机机体在热试车时温度较高，对与其连接的组件及传感器等有不均匀热传导和热辐射，会带来结构非线性以及传感器温漂等不利影响，高温会引入较大的测量不确定度。这就要求台架及传感器具有良好的动态特性，较高的静态精度，抗干扰能力强，同时能够进行长时间稳定测量，但一般电压式和应变式传感器应用特点比较强，很难同时满足以上要求。
(5)为保证试车所需真空度的大量机械泵、引射系统等机械设备不可避免的对测量过程造成一定影响，其振动会引入相应的测量不确定度。
根据4-25N姿控发动机真空热环境稳态推力测量技术要求，目前采用了如图1所示的装置实现小推力测量，具体是将发动机003直接悬挂于传感器上，由发动机承受发动机的重量，然后进行推力测量，传感器采用轮辐式弹性元件001，在弹性元件001上粘贴有应变片002，见图1所示，但目前采用的装置存在以下问题：
(1)在4-25N姿控发动机稳态推力测量过程中，发动机水平安装固定于传感器上，在发动机的重量作用下，传感器受弯矩作用，会在垂直方向产生一定的形变，在热试车过程中由于推力室烧蚀引起的发动机质量变化对传感器也会造成测量干扰，且这些影响在试前无法进行精确理论计算分析，这些状态均与试验室校准环境不同；
(2)在4-25N姿控发动机稳态推力测量过程中，大气压力、环境温度与试验室校准环境不同，导致应用试验室校准系数计算发动机推力时其精度降低；
(3)在推力测量过程中，推进剂供应管路安装存在管路约束，必然会产生一定的初始力值，在进行多次试验时需要重复安装管路，这导致初始力值在每次试验过程也不完全相同，这些状态也在试验室内无法模拟；
(4)在发动机热试车过程中，推进剂供应管路会随着发动机的推力变化而产生一定形变，从而产生额外约束力，这就导致发动机的推力传递效率降低，因此，由天平传感器测得的力值是小于发动机的真实推力的。
发明内容
为了实现4-25N姿控发动机小推力测量要求，解决管路约束、振动引入的不确定度多等问题，本发明提出了一种4-25N姿控发动机真空热环境稳态推力测量装置。
本发明的具体技术方案是：
本发明提供了一种4-25N姿控发动机真空热环境稳态推力测量装置，包括基座转接架、减震块、定架、天平转接板、单分力天平测量装置、推进剂管路以及推进剂管路固定装置；
基座转接架与定架之间均布安装多个减震块；单分力天平测量装置通过天平转接板安装在定架上；定架周边固定安装有多个推进剂管路固定装置，推进剂管路通过推进剂管路固定装置安装，推进剂管路一端与外部推进剂供应系统连通，另一端与待测量姿控发动机推进剂入口连通；
单分力天平测量装置包括天平支架、配重组件以及天平安全防护支架；
天平支架包括竖直梁以及水平应变梁；竖直梁的顶部安装待测量姿控发动机，待测量姿控发动机的推力方向垂直于竖直梁；配重组件安装在竖直梁中部；竖直梁的底端与水平应变梁上端面固连，水平应变梁的下端面设置有前端筋板、中间筋板以及后端筋板；水平应变梁分别通过前端筋板、中间筋板、后端筋板与天平转接板固定连接；水平应变梁上按全桥方式贴覆有应变片；
配重组件包括平衡杠杆以及配重块；平衡杠杆垂直于竖直梁，且在竖直梁中部，平衡杠杆包括固定端和悬空端；固定端至悬空端之间开设长条孔；固定端与竖直梁中部固定连接，配重块通过螺栓螺母固定在长条孔上；
天平安全防护装置包括天平安全防护支架以及限位螺钉；天平安全防护支架的一端固定安装在定架上，另一端设置有两块平行的固定板，竖直梁中部位于两块固定板之间，两块固定板之间的距离大于竖直梁中部的厚度，其中一块固定板上安装限位螺钉，限位螺钉的螺纹段穿过所述固定板与所述竖直梁接触。
单分力天平测量装置还包括天平主动恒温装置；天平主动恒温装置包括固定安装在定架上并且位于竖直梁两侧的剖分式水冷夹套结构；剖分式水冷夹套结构构成一个与外界空间隔离的空腔；所述水平应变梁位于所述空腔内；
剖分式水冷夹套结构的侧壁为空心机构，剖分式水冷夹套结构上安装有进水接头与出水接头；进水接头靠近剖分式水冷夹套结构下部设置，出水接头靠近剖分式水冷夹套结构上部设置。
具体来说，上述定架上表面开有等间距的多个T型槽，天平转接板沿所述多个T型槽排列方向上开设有U型槽；相邻T型槽的中心距与U型槽的长度满足的关系式为：Lu≥2Lt，
其中，U型槽长度为Lu，相邻T型槽中心距为Lt。
具体来说，推进剂管路固定装置包括下部支架和上卡箍，所述下部支架的底面开设有螺纹孔，下部支架的上端为与所述上卡箍相适配的下卡箍。
上述水平应变梁与天平转接板之间、竖直梁顶部与待测量姿控发动机之间均设置真空隔热板。
上述水平应变梁上的最大应变ε与待测量姿控发动机推力F之间关系如下：
其中，A为水平应变梁横截面积，E为水平应变梁的弹性模量，Wz为竖直梁的抗弯截面系数，y为待测量发动机在竖直梁的安装位置到竖直梁与水平应变梁相交的位置之间的竖直高度。
上述减震块为6个BE-40减震器，其固有频率小于15Hz。
上述推进剂管路的材料为1Cr18Ni9Ti，采用“Z”型结构布置。
本发明所具有的优点：
1、本发明采用了单分力天平装置，并安装有减震器和推进剂管路固定装置，解决了姿控发动机推力测量时由于管路约束、振动引入的不确定度多等问题。
2、本发明单分力天平装置中设置配重组件，可在试前平衡由于发动机悬挂引起的不平衡量，同时设计有天平安全防护装置，确保在误操作条件下天平不会发生过载，保护传感器测量精度。
3、本发明采用天平主动恒温装置，使应变片在热试车过程中始终处于恒定合适的温度环境，解决了水平应变梁在真空热环境下变形带来的应变片测量精度降低，零位漂移的难题。
4、本发明采用的天平转接板设置U型槽，保证天平支架安装后处于定架中间对称面位置，定架上开设T型槽，并且(U型槽长度)Lu≥2Lt(相邻T型槽中心距)，可以实现天平支架无级移动固定，方便不同型号发动机的安装固定。
5、本发明的水平应变梁与天平转接板之间、竖直梁顶部与待测量姿控发动机之间均设置真空隔热板，真空隔热板由填充芯材与真空保护表层复合而成，可有效避免空气对流引起的热传递，导热系数可大幅度降低，从而避免了热试车过程中发动机燃气热量传导至应变片，造成应变片精度降低甚至损坏。
6、本发明的减震块为6个BE-40减震器，其固有频率小于15Hz，每个隔振块可承载40kg，隔振块置于基础连接板和定架之间，减小由真空舱基础传递过来的外界振动。
7、本发明的推进剂管路的布置采用“Z”型结构，保证入口部分与发动机轴线垂直，降低入口刚度，减小管路约束，进一步提高单分力天平的测量精度。
附图说明
图1现有测量装置的结构简图；
图2为本发明的结构简图；
图3为单分力天平测量装置的结构简图；
图4为天平主动恒温装置的剖视图
图5为定架的主视图；
图6为图5的A向剖视图；
图7为推进剂管路固定装置的主视图；
图8为推进剂管路固定装置的侧视图；
图9本发明采用单分力天平杠杆原理示意图。
附图标记如下：
1-基座转接架、2-减震块、3-定架、4-天平转接板、5-单分力天平测量装置、51-天平支架、511-竖直梁、512-水平应变梁、5121-前端筋板、5122-中间筋板、5123-后端筋板、52-配重组件、521-平衡杠杆、522-配重块、53-天平安全防护装置、531-天平安全防护支架、532-限位螺钉、533-固定板、6-推进剂管路、7-推进剂管路固定装置、71-下部支架、72-上卡箍、73-螺纹孔、74-下卡箍、9-待测量姿控发动机、10-应变片、11-天平主动恒温装置、111-剖分式水冷夹套结构、112-第一进水接头、113-第一出水接头。
具体实施方式
本发明提出的推力测量装置包括基座转接架1、减震块2、定架3、天平转接板4、单分力天平测量装置5、推进剂管路6以及推进剂管路固定装置7；
以上几个部件的具体功能是：
基座转接架1用于和真空舱基础进行对接，对接位置开有U型孔，便于安装位置调节，其材料选用碳钢，结构采用中空设计，为保证强度和刚度的前提下，减小其质量，中空位置设计在承载最小位置，基础连接板上表面开有隔振器连接螺纹盲孔，与隔振器采用螺栓连接。
定架3和天平转接板4用于安装单分力天平测量装置5、推进剂管路固定装置7，实现4-25N姿控发动机工作过程产生的轴向推力测量，用于并支撑各组件，并将有关作用力传递至试车台基础。
减震块2采用的是BE-40减震器，设计采用6个减震器，每个减震器可承载40kg，隔振块置于基础连接板和定架之间，减小由真空舱基础传递过来的外界振动。
单分力天平测量装置5实现姿控发动机小推力测量，将推力输入转化为电压信号输出，经计算后，可获取待测量姿控发动机轴向推力。
推进剂管路6用于给待测量姿控发动机提供推进剂。
推进剂管路固定装置7用于将推进剂管路6整齐、合理、可靠的安装在定架上；
下面结合附图对本发明的具体结构进行进一步说明:
如图2所示，基座转接架1与定架3之间均布安装多个减震块2；单分力天平测量装置5通过天平转接板4安装在定架3上；定架3周边固定安装有多个推进剂管路固定装置7，推进剂管路6通过推进剂管路固定装置7安装，推进剂管路6一端与外部推进剂供应系统连通，另一端与待测量姿控发动机9推进剂入口连通；
如图3所示，单分力天平测量装置5包括天平支架51、配重组件52以及天平安全防护装置53；
天平支架51包括竖直梁511以及水平应变梁512；竖直梁511的顶部安装待测量姿控发动机9，待测量姿控发动机9的推力方向垂直于竖直梁511；配重组件52安装在竖直梁511中部；竖直梁511的底部与水平应变梁512上端面固连，水平应变梁512的下端面设置有前端筋板、中间筋板以及后端筋板；水平应变梁分别通过前端筋板、中间筋板以、后端筋板与天平转接板4固定连接；水平应变梁512上按全桥方式贴覆有应变片10；
如图5和6所示，定架3材料选择1Cr18Ni9Ti，用于实现单分力天平测量装置5等部件的连接，其表面开有等间距的T型槽，并开有高精度定位孔，用于单分力天平精确安装；天平转接板4用于实现单分力天平测量装置5和定架3的活动连接，其连接方式为螺栓连接，转接板上开有U型槽及相应的高精度定位孔，保证安装后处于定架中间对称面位置，设U型槽长度为Lu，相邻T型槽中心距为Lt，设计Lu≥2Lt，则在沿发动机轴线方向移动时，任意位置都至少有两个T型槽与之相交，从而可以实现单分力天平无级移动固定，方便不同型号发动机的安装固定。
如图3所示，配重组件52包括平衡杠杆521以及配重块522；平衡杠杆521垂直于竖直梁511，且在竖直梁511中部，平衡杠杆521包括固定端和悬空端；固定端至悬空端之间开设长条孔；固定端与竖直梁511中部固定连接，配重块522通过螺栓固定在长条孔上；平衡杠杆521上设置有刻度线。配重块522可在平衡杠杆521之上移动调整，确定其平衡位置，平衡杠杆之上设计有刻度线，保证同一台产品多次试验时处于相同的试验状态。
天平安全防护装置53包括天平安全防护支架531以及限位螺钉532；天平安全防护支架531的一端固定安装在定架3上，另一端设置有两块平行的固定板533，竖直梁511中部位于两块固定板533之间，两块固定板533之间的距离大于竖直梁511中部的厚度，其中一块固定板533上安装限位螺钉532，限位螺钉532的螺纹段穿过所述固定板533与所述竖直梁511接触。实际使用过程中将限位螺钉顶紧竖直梁，则可保证超出载荷由固定支架吸收，从而保护传感器不受损害。
如图4所示，本发明的校准测量装置还包括采用强制水冷对流方式，使应变片10始终处于22±1℃的恒温环境中，保证的测量精度的天平主动恒温装置11；天平主动恒温装置11包括固定安装在定架上并且位于竖直梁511两侧的剖分式水冷夹套结构111；剖分式水冷夹套结构111构成一个与外界空间隔离的空腔；所述水平应变梁512位于所述空腔内；
剖分式水冷夹套结构111的侧壁为空心结构，剖分式水冷夹套结构111上安装有进水接头112与出水接头113；进水接头112靠近剖分式水冷夹套结构111下部设置，出水接头113靠近剖分式水冷夹套结构111上部设置。剖分式水冷夹套结构111材料为不锈钢，表面抛光处理，在对装置内部进行水冷换热的同时，还可以增大外界辐射热反射，从而保证在热试车过程中，测力传感器可以处于22±1℃的恒温环境，保证其测量精度，同时上进下出的接头布置，可以保证剖分式水冷夹套结构的空心结构内冷却水尽可能的多，确保恒温效果。
如图7和8所示，推进剂管路固定装置7包括下部支架71和上卡箍72，所述下部支架71的底面开设有螺纹孔73，下部支架71的上端为与所述上卡箍72相适配的下卡箍74，上卡箍72和下卡箍74通过螺栓连接，从而实现推进剂管路的紧固。
另外，水平应变梁512与天平转接板4之间、竖直梁511顶部与待测量姿控发动机9之间均设置真空隔热板，目的是为了有效避免空气对流引起的热传递，导热系数可大幅度降低，从而避免了热试车过程中发动机燃气热量传导至应变片，造成应变片精度降低甚至损坏。
单分力天平测量装置采用杠杆原理，将发动机产生的推力通过杠杆+弹性转轴的设计方法，将发动机推力转换为力矩，再将水平应变梁设计于力臂较小的位置，水平应变梁上按全桥方式贴有应变片，从而在发动机相同推力的量级下，相比传统弹簧式测力机构可大大增加水平应变梁的变形量，从而提高其灵敏度,其原理示意图如图9所示，水平应变梁上的最大应变ε与发动机推力F有如下关系；
其中，A为水平应变梁横截面积，E为水平应变梁的弹性模量，Wz为竖直梁的抗弯截面系数，y为待测量发动机在竖直梁的安装位置到竖直梁与水平应变梁相交的位置之间的竖直高度。
试验时发动机入口段管路采用硬管。由于管路内的推进剂会在进入发动机入口时流动方向发生改变，从而在推力测量时引入附加力值，依据液体火箭发动机试验要求，入口管路应垂直于推力轴向走向，并使氧化剂和燃料管道对称于推力轴线，则可以使液体压力和液体流动所产生的“负推力”减至最小值，为了降低管路刚度，推进剂管路6布置采用“Z”型结构，燃料与氧化剂管路通过管路固定装置在定架上固定。
Claims (10)
1.一种4-25N姿控发动机真空热环境稳态推力测量装置，其特征在于：包括基座转接架(1)、减震块(2)、定架(3)、天平转接板(4)、单分力天平测量装置(5)、推进剂管路(6)以及推进剂管路固定装置(7)；
基座转接架(1)与定架(3)之间均布安装多个减震块(2)；单分力天平测量装置(5)通过天平转接板(4)安装在定架(3)上；定架(3)周边固定安装有多个推进剂管路固定装置(7)，推进剂管路(6)通过推进剂管路固定装置(7)安装，推进剂管路(6)一端与外部推进剂供应系统连通，另一端与待测量姿控发动机(9)推进剂入口连通；
单分力天平测量装置(5)包括天平支架(51)、配重组件(52)以及天平安全防护装置(53)；
天平支架(51)包括竖直梁(511)以及水平应变梁(512)；竖直梁(511)的顶部安装待测量姿控发动机(9)，待测量姿控发动机的推力方向垂直于竖直梁(511)；配重组件(52)安装在竖直梁(511)中部；竖直梁(511)的底端与水平应变梁(512)上端面固连，水平应变梁(512)的下端面设置有前端筋板(5121)、中间筋板(5122)以及后端筋板(5123)；水平应变梁(512)分别通过前端筋板(5121)、中间筋板(5122)、后端筋板与天平转接板(4)固定连接；水平应变梁(512)上按全桥方式贴覆有应变片(10)；
配重组件(52)包括平衡杠杆(521)以及配重块(522)；平衡杠杆(521)垂直于竖直梁(511)，且在竖直梁(511)中部，平衡杠杆(521)包括固定端和悬空端；固定端至悬空端之间开设长条孔；固定端与竖直梁(511)中部固定连接，配重块(522)通过螺栓螺母固定在长条孔上；
天平安全防护装置(53)包括天平安全防护支架(531)以及限位螺钉(532)；天平安全防护支架(531)的一端固定安装在定架(3)上，
另一端设置有两块平行的固定板(533)，竖直梁(511)中部位于两块固定板(533)之间，两块固定板(533)之间的距离大于竖直梁(511)中部的厚度，其中一块固定板(533)上安装限位螺钉(532)，限位螺钉(532)的螺纹段穿过所述固定板(533)与所述竖直梁(511)接触。
2.根据权利要求1所述的4-25N姿控发动机真空热环境稳态推力测量装置，其特征在于：所述单分力天平测量装置(5)还包括天平主动恒温装置(11)；天平主动恒温装置(11)包括固定安装在定架(3)上并且位于竖直梁(511)两侧的剖分式水冷夹套结构(111)；剖分式水冷夹套结构(111)构成一个与外界空间隔离的空腔；所述水平应变梁(512)位于所述空腔内；
剖分式水冷夹套结构(111)的侧壁为空心机构，剖分式水冷夹套结构上安装有进水接头(112)与出水接头(113)；进水接头(112)靠近剖分式水冷夹套结构(111)下部设置，出水接头(113)靠近剖分式水冷夹套结构(111)上部设置。
3.根据权利要求1或2所述的4-25N姿控发动机真空热环境稳态推力测量装置，其特征在于：
所述定架(3)上表面开有等间距的多个T型槽，天平转接板(4)沿所述多个T型槽排列方向上开设有U型槽。
4.根据权利要求3所述的4-25N姿控发动机真空热环境稳态推力测量装置，其特征在于：
相邻T型槽的中心距与U型槽的长度满足的关系式为：Lu≥2Lt，
其中，U型槽长度为Lu，相邻T型槽中心距为Lt。
5.根据权利要求4所述的4-25N姿控发动机真空热环境稳态推力测量装置，其特征在于：所述推进剂管路固定装置(7)包括下部支架(71)和上卡箍(72)，所述下部支架的底面开设有螺纹孔(73)，下部支架(71)的上端为与所述上卡箍(72)相适配的下卡箍(74)。
6.根据权利要求5所述的4-25N姿控发动机真空热环境稳态推力测量装置，其特征在于：所述水平应变梁(512)与天平转接板(4)之间、竖直梁(511)顶部与待测量姿控发动机(9)之间均设置真空隔热板。
7.根据权利要求6所述的4-25N姿控发动机真空热环境稳态推力测量装置，其特征在于：所述平衡杠杆(521)上设置有刻度线。
8.根据权利要求7所述的4-25N姿控发动机真空热环境稳态推力测量装置，其特征在于：所述水平应变梁(512)上的最大应变ε与待测量姿控发动机推力F之间关系如下：
其中，A为水平应变梁(512)横截面积，E为水平应变梁(512)的弹性模量，Wz为竖直梁(511)的抗弯截面系数，y为待测量发动机在竖直梁(511)的安装位置到竖直梁(511)与水平应变梁(512)相交的位置之间的竖直高度。
9.根据权利要求8所述的4-25N姿控发动机真空热环境稳态推力测量装置，其特征在于：所述减震块(2)为6个BE-40减震器，其固有频率小于15Hz。
10.根据权利要求9所述的4-25N姿控发动机真空热环境稳态推力测量装置，其特征在于：所述推进剂管路的材料为1Cr18Ni9Ti，采用“Z”型结构布置。
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| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201710418218.2A CN107389240B (zh) | 2017-06-06 | 2017-06-06 | 4-25n姿控发动机真空热环境稳态推力测量装置 |
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