CN109900478A - 一种中小型无人机火箭推力测试装置及测试方法 - Google Patents

一种中小型无人机火箭推力测试装置及测试方法 Download PDF

Info

Publication number
CN109900478A
CN109900478A CN201910203606.8A CN201910203606A CN109900478A CN 109900478 A CN109900478 A CN 109900478A CN 201910203606 A CN201910203606 A CN 201910203606A CN 109900478 A CN109900478 A CN 109900478A
Authority
CN
China
Prior art keywords
boost motor
test
thrust
temperature
head
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201910203606.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109900478B (zh
Inventor
张琳
龚喜盈
乔冰
刘华伟
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Xian Aisheng Technology Group Co Ltd
Original Assignee
Northwestern Polytechnical University
Xian Aisheng Technology Group Co Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Northwestern Polytechnical University, Xian Aisheng Technology Group Co Ltd filed Critical Northwestern Polytechnical University
Priority to CN201910203606.8A priority Critical patent/CN109900478B/zh
Publication of CN109900478A publication Critical patent/CN109900478A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109900478B publication Critical patent/CN109900478B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Landscapes

  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

本发明涉及一种中小型无人机火箭推力测试装置及测试方法，推力传感器一端固定于基座上，通过另一端固定在动架上，动架的另一端固定助推器的头部；压强传感器位于助推器1的头部，测试助推器头部内的压强值。装配好的发动机点火线短路后，放入保温箱并在箱温达到恒温温度后，助推器上台架，点火并进行数据采集。通过选择不同的喷管喉径试验得到两喷口各自的助推器的工作压强范围和工作推力范围，检验两喷口火箭推力与压强能否达到设计需要。通过试验保温装置维持特定的试验温度后，得到不同的喷管喉径的助推器，随各自温度(‑50℃～50℃)变化的工作压强范围和工作推力范围，检验两喷口火箭能否达到温度适应性要求。

Description

一种中小型无人机火箭推力测试装置及测试方法
技术领域
本发明属于无人机领域，，涉及一种中小型无人机火箭推力测试装置及测试方法，特别是涉及一种两喷口温度适应性强的新型火箭的推力测试方法。
背景技术
当前无人机已经广泛应用于军用和民用领域。火箭助推零长发射是一种常见的无人机发射方式。火箭助推零长发射方式机动性较强，不受起飞场地的约束，使得无人机的使用范围得以扩大。火箭作为零长发射方式的关键部件，在非常短的时间内要提供足够大的推力使得飞机在发射过程中获得足够的动能和势能，使无人机达到安全的速度和高度，避开障碍物实现安全发射；同时为零长发射实现更强的环境适应性，需要火箭的工作温度范围足够大。
传统火箭需要配置四喷口，以此适应较大的工作温度范围。新型火箭配置两喷口代替传统四喷口，需要达到相同的工作范围与工作总冲。因此新型火箭需要严格在不同温度的试验环境测试其工作推力和工作压强，以此验证两喷口火箭是否可以达到设计需要。
发明内容
要解决的技术问题
为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种中小型无人机火箭推力测试装置及测试方法。
技术方案
一种中小型无人机火箭推力测试装置，其特征在于包括助推器1、压强传感器2、动架3和推力传感器4；推力传感器4一端固定于基座5上，通过另一端固定在动架3上，动架3的另一端固定助推器1的头部；压强传感器2位于助推器1的头部，测试助推器1头部内的压强值；所述推力传感器采用电阻应变式推力传感器，量程为3KN，线性为0.1％，滞后性为0.1％，重复性为0.1％；所述压力传感器采用电阻应变式压力传感器，量程为30MPa，线性为0.2％，滞后性为0.2％，重复性为0.2％。
一种利用所述中小型无人机火箭推力测试装置测试火箭推力的方法，其特征在于步骤如下：
步骤1：装配火箭助推器，测量药柱内外径、长度和质量；根据试验要求选择喷管，测量其喉部直径及出口直径；点火器连线并测试确认点火电阻；装配好的发动机点火线短路后，放入保温箱并在箱温达到恒温温度后，每隔一小时记录一次温度；
步骤2：助推器上台架，推力传感器4一端固定于基座5上，通过另一端固定在动架3上，动架3的另一端固定助推器1的头部；压强传感器2位于助推器1的头部，测试助推器1头部内的压强值；
将推力传感器4的输出线和压强传感器4与数据采集系统连接；
步骤3：接点火线，试验人员撤离试验间；
步骤4：在测试间检测点火电阻，空采正常，检查点火电压，道路暂时戒严，启动数据采集，点火并进行数据采集，得到推力传感器4和压强传感器2的实验数据。
所述步骤1作低温试验的发动机应密封后放置保温箱。
所述保温箱温度范围为，室温～80℃；低温保温箱温度范围：室温～-50℃。一次仪表温度测量误差不大于2℃；二次仪表精度为0.5级，误差为0.5％。
有益效果
本发明提出的一种中小型无人机火箭推力测试装置及测试方法，推力传感器一端固定于基座上，通过另一端固定在动架上，动架的另一端固定助推器的头部；压强传感器位于助推器1的头部，测试助推器头部内的压强值。装配好的发动机点火线短路后，放入保温箱并在箱温达到恒温温度后，助推器上台架，点火并进行数据采集。
有益效果是：
1、通过选择不同的喷管喉径试验得到两喷口各自的助推器的工作压强范围和工作推力范围，检验两喷口火箭推力与压强能否达到设计需要。
2、通过试验保温装置维持特定的试验温度后，得到不同的喷管喉径的助推器，随各自温度(-50℃～50℃)变化的工作压强范围和工作推力范围，检验两喷口火箭能否达到温度适应性要求。
3、通过试验得到助推器总冲随温度的改变趋势。
附图说明
图1是本发明新型火箭的示意图；
图2是本发明试验测试机构的构成示意图；
图3是本发明试验测试机构的构成实物示意图；
具体实施方式
现结合实施例、附图对本发明作进一步描述：
包括助推器1、压强传感器2、动架3和推力传感器4；推力传感器4一端固定于基座5上，通过另一端固定在动架3上，动架3的另一端固定助推器1的头部；压强传感器2位于助推器1的头部，测试助推器1头部内的压强值；所述推力传感器采用电阻应变式推力传感器，量程为3KN，线性为0.1％，滞后性为0.1％，重复性为0.1％；所述压力传感器采用电阻应变式压力传感器，量程为30MPa，线性为0.2％，滞后性为0.2％，重复性为0.2％。
试验步骤如下：
a)火箭助推器的装配
·发动机装配前对药柱内外径、长度进行测量，并称其质量。
·根据试验要求，计算喷管喉径大小并选择喷管，测量其喉部直径及出口直径。
·点火器连线并测试确认点火电阻。
·按照助推器装配图样及有关技术文件装配发动机。把装配好的发动机点火线短路后，方可放入保温箱。作低温试验的发动机应密封。
b)保温
箱温达到恒温温度后，每隔一小时记录一次温度。
c)检查试验架
松开试验架限位装置，全面检查各部件是否齐全及状态，使其符合设计要求。
d)分别标定推力传感器和压强传感器，将推力传感器安装在试车台架上，压强传感器安装在助推器的前封头上。
e)助推器上台架，接点火线(确认点火线的测量端处于短路状态)，试验人员撤离试验间。
f)点火
在测试间检测点火电阻，空采正常，检查点火电压，道路暂时戒严，启动数据采集，点火。
g)试验结束后存储数据。
试验测试方法可以得到火箭的技术指标，除安装推力传感器和压强传感器之外，采用不同的传感器，能够得到包括火箭工作温度、燃烧时间、点火延迟到最大推力时间、最大稳定推力、最小推力、平均推力、平均压强、火箭总冲等数据。

Claims (4)

1.一种中小型无人机火箭推力测试装置，其特征在于包括助推器(1)、压强传感器(2)、动架(3)和推力传感器(4)；推力传感器(4)一端固定于基座(5)上，通过另一端固定在动架(3)上，动架(3)的另一端固定助推器(1)的头部；压强传感器(2)位于助推器(1)的头部，测试助推器(1)头部内的压强值；所述推力传感器采用电阻应变式推力传感器，量程为3KN，线性为0.1％，滞后性为0.1％，重复性为0.1％；所述压力传感器采用电阻应变式压力传感器，量程为30MPa，线性为0.2％，滞后性为0.2％，重复性为0.2％。
2.一种利用权利要求1所述中小型无人机火箭推力测试装置测试火箭推力的方法，其特征在于步骤如下：
步骤1：装配火箭助推器，测量药柱内外径、长度和质量；根据试验要求选择喷管，测量其喉部直径及出口直径；点火器连线并测试确认点火电阻；装配好的发动机点火线短路后，放入保温箱并在箱温达到恒温温度后，每隔一小时记录一次温度；
步骤2：助推器上台架，推力传感器(4)一端固定于基座(5)上，通过另一端固定在动架(3)上，动架(3)的另一端固定助推器(1)的头部；压强传感器(2)位于助推器(1)的头部，测试助推器(1)头部内的压强值；
将推力传感器(4)的输出线和压强传感器(4)与数据采集系统连接；
步骤3：接点火线，试验人员撤离试验间；
步骤4：在测试间检测点火电阻，空采正常，检查点火电压，道路暂时戒严，启动数据采集，点火并进行数据采集，得到推力传感器(4)和压强传感器(2)的实验数据。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于：所述步骤1作低温试验的发动机应密封后放置保温箱。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于：所述保温箱温度范围为，室温～80℃；低温保温箱温度范围：室温～-50℃。一次仪表温度测量误差不大于2℃；二次仪表精度为0.5级，误差为0.5％。
CN201910203606.8A 2019-03-18 2019-03-18 一种中小型无人机火箭推力测试装置及测试方法 Active CN109900478B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910203606.8A CN109900478B (zh) 2019-03-18 2019-03-18 一种中小型无人机火箭推力测试装置及测试方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910203606.8A CN109900478B (zh) 2019-03-18 2019-03-18 一种中小型无人机火箭推力测试装置及测试方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109900478A true CN109900478A (zh) 2019-06-18
CN109900478B CN109900478B (zh) 2020-09-25

Family

ID=66952665

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201910203606.8A Active CN109900478B (zh) 2019-03-18 2019-03-18 一种中小型无人机火箭推力测试装置及测试方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109900478B (zh)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111350616A (zh) * 2020-03-03 2020-06-30 西北工业大学 一种无约束条件下固体火箭发动机微小推力偏心测量的方法
CN111673674A (zh) * 2020-06-29 2020-09-18 北京空间技术研制试验中心 一种拔销器及其解锁分离验证装置
CN112780450A (zh) * 2021-01-26 2021-05-11 西安航天动力研究所 一种发动机受限空间点火激波环境适应性验证系统及方法
CN113686583A (zh) * 2021-10-27 2021-11-23 南通诺林金属新材料科技有限公司 一种高精度的火箭发动机推力测量台架
CN114563192A (zh) * 2022-02-10 2022-05-31 宁波天擎航天科技有限公司 一种固体火箭发动机地面测试试验台及温控方法

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5831155A (en) * 1996-12-02 1998-11-03 Atlantic Research Corporation Apparatus and method for simulating rocket-to-ramjet transition in a propulsion system
KR20040052298A (ko) * 2002-12-16 2004-06-23 한국항공우주연구원 로켓 추력 발생 모사장치
CN101435728A (zh) * 2008-12-18 2009-05-20 中国科学院力学研究所 测量真空中使用的小火箭发动机推力矢量的装置和方法
CN101957159A (zh) * 2009-07-13 2011-01-26 孙光斌 新型大推力火箭
CN103234761A (zh) * 2013-04-12 2013-08-07 北京航空航天大学 小推力火箭发动机移动试验平台
CN103528823A (zh) * 2012-07-04 2014-01-22 北京精密机电控制设备研究所 一种大推力发动机推力模拟试验装置
CN104454236A (zh) * 2014-11-24 2015-03-25 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种固体发动机变推力调节装置
CN106123688A (zh) * 2016-07-10 2016-11-16 杨富云 一种用于火箭发射的反推座
CN208254388U (zh) * 2018-06-21 2018-12-18 湖北三江航天江河化工科技有限公司 一种地面试验测量装置

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5831155A (en) * 1996-12-02 1998-11-03 Atlantic Research Corporation Apparatus and method for simulating rocket-to-ramjet transition in a propulsion system
KR20040052298A (ko) * 2002-12-16 2004-06-23 한국항공우주연구원 로켓 추력 발생 모사장치
CN101435728A (zh) * 2008-12-18 2009-05-20 中国科学院力学研究所 测量真空中使用的小火箭发动机推力矢量的装置和方法
CN101957159A (zh) * 2009-07-13 2011-01-26 孙光斌 新型大推力火箭
CN103528823A (zh) * 2012-07-04 2014-01-22 北京精密机电控制设备研究所 一种大推力发动机推力模拟试验装置
CN103234761A (zh) * 2013-04-12 2013-08-07 北京航空航天大学 小推力火箭发动机移动试验平台
CN104454236A (zh) * 2014-11-24 2015-03-25 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种固体发动机变推力调节装置
CN106123688A (zh) * 2016-07-10 2016-11-16 杨富云 一种用于火箭发射的反推座
CN208254388U (zh) * 2018-06-21 2018-12-18 湖北三江航天江河化工科技有限公司 一种地面试验测量装置

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
GONG XIYING: "A new method for aerodynamic test of high altitude propellers", 《RESULTS IN PHYSICS》 *
TOLA CRYHUM: "Solid rocket motor propellant optimization with coupled internal ballistic-structural interaction", 《JOURNAL OF SPACECRAFT AND ROCKETS》 *
仵宗华: "小推力火箭发动机推力测试系统温度影响研究", 《传感器与微系统》 *
冯喜平: "高精度小型固体火箭发动机性能检测系统研究", 《机械科学与技术》 *

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111350616A (zh) * 2020-03-03 2020-06-30 西北工业大学 一种无约束条件下固体火箭发动机微小推力偏心测量的方法
CN111350616B (zh) * 2020-03-03 2023-12-12 西北工业大学 一种无约束条件下固体发动机微小推力偏心测量的方法
CN111673674A (zh) * 2020-06-29 2020-09-18 北京空间技术研制试验中心 一种拔销器及其解锁分离验证装置
CN111673674B (zh) * 2020-06-29 2022-04-19 北京空间技术研制试验中心 一种拔销器及其解锁分离验证装置
CN112780450A (zh) * 2021-01-26 2021-05-11 西安航天动力研究所 一种发动机受限空间点火激波环境适应性验证系统及方法
CN112780450B (zh) * 2021-01-26 2021-11-02 西安航天动力研究所 一种发动机受限空间点火激波环境适应性验证系统及方法
CN113686583A (zh) * 2021-10-27 2021-11-23 南通诺林金属新材料科技有限公司 一种高精度的火箭发动机推力测量台架
CN113686583B (zh) * 2021-10-27 2022-02-08 南通诺林金属新材料科技有限公司 一种高精度的火箭发动机推力测量台架
CN114563192A (zh) * 2022-02-10 2022-05-31 宁波天擎航天科技有限公司 一种固体火箭发动机地面测试试验台及温控方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN109900478B (zh) 2020-09-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109900478A (zh) 一种中小型无人机火箭推力测试装置及测试方法
CN103954389B (zh) 燃气舵测力试验装置
CN104596768B (zh) 测试固体燃料微推进器点火燃烧特性及推进性能的装置
CN104713731B (zh) 一种航空发动机涡轮主动间隙控制机匣模型验证实验台
CN104019994A (zh) 一种固体火箭发动机过载试验装置及试验方法
CN108254130A (zh) 连续式高温密封性能测试用风洞装置
CN109765030A (zh) 一种风洞热喷流干扰试验装置
CN110793746B (zh) 用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验装置
CN107462743B (zh) 适用于低气压下的风速标定装置及标定方法
CN104895699A (zh) 小型气气喷注光学透明燃烧装置
CN106248496B (zh) 基于Hopkinson压杆的往复式双同步组装系统
CN107328478B (zh) 一种基于三波段辐射光测量涡轮叶片温度及发射率的方法
CN105466633A (zh) 一种低温下压力传感器校准装置
CN111795762A (zh) 一种热流计动态特性校准装置及方法
CN205670133U (zh) 用于温度‑加速度环境下温度场分布特性研究的试验装置
CN105352997A (zh) 可控温点火装置的粉尘燃爆测定的方法
CN107944065B (zh) 飞行器缝隙流动气动热评估的试验数据天地换算方法
CN209606053U (zh) 一种风洞热喷流干扰试验装置
CN105510035A (zh) 活塞式航空发动机测试系统
JP2021503055A (ja) 飛行機ガスタービンエンジンの着氷防止システムの制御方法
CN115144128A (zh) 一种面向航天器多孔密封材料渗漏特性评估的测控系统与方法
CN111024270B (zh) 一种嵌入式热流传感器测量误差的修正方法
CN210863158U (zh) 一种测量航空发动机起动系统管路阻力损失的试验装置
CN210375613U (zh) 用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验装置
Guy et al. Operating characteristics of the Langley Mach 7 scramjet test facility

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant
TR01 Transfer of patent right
TR01 Transfer of patent right

Effective date of registration: 20221031

Address after: No.34, Fenghui South Road, Xi'an, Shaanxi 710065

Patentee after: Xi'an Aisheng Technology Group Co.,Ltd.

Address before: No.34, Fenghui South Road, Xi'an, Shaanxi 710065

Patentee before: XI'AN AISHENG TECHNOLOGY GROUP Co.,Ltd.

Patentee before: Northwestern Polytechnical University