CN111350616B - 一种无约束条件下固体发动机微小推力偏心测量的方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及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，该方法通过给发动机配备一定附载，使其飞行限制在一定的高度和速度范围内，在自由飞行状态下通过陀螺仪传感器测量、记录数据，计算处理数据得到发动机微小推力偏心。飞行器的测试数据和发动机推力均是建立在飞行器直角坐标系下，在该坐标系下，通过求得发动机推力沿三个坐标轴方向上的分量，最后计算得到推力偏心。

Description

一种无约束条件下固体发动机微小推力偏心测量的方法

技术领域

本发明属于航空宇航推进技术领域，具体为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。

背景技术

我国当代航空航天工业水平的提高，火箭发动机推力矢量测量逐渐成为发动机研制的重点，对推力矢量的准确测量对于评价发动机的性能指标非常关键。理想状态下，固体火箭发动机推力作用线要与发动机中心轴线重合，但实际上由于加工精度的限制，造成发动机的几何不对称性，或者高温高压燃气通过喷管的不对称流动及喷管喉部烧蚀产生的变形，导致发动机推力作用线偏离发动机中心轴线，从而产生推力偏心。另外，对于具有推力矢量控制机构的固体火箭发动机，例如具有可摆动喷管、燃气舵或二次流喷射等，其推力矢量控制系统工作时，会改变发动机的推力方向，使推力作用线偏离发动机的中心轴线，形成一定的侧向力和力矩。测量上述推力偏心或推力矢量是固体火箭发动机地面试验的重要内容，对于确定固体火箭发动机的性能，进而研制出高性能的固体火箭发动机具有重要的意义。因此，固体火箭发动机的推力偏心会对火箭和导弹的飞行性能带来不良的影响，它会使火箭弹的散布增大，精度下降；对导弹来说，严重时可导致飞行中掉弹，因此减小发动机的推力偏心是保证火箭和导弹性能的重要要求。由于发动机工作过程中推力偏心是变化的，具有随机性，很难进行准确计算。

西方国家很早就进行了发动机推力测试方面的研究，二十世纪五十年代即幵始进行动态力测量方面的研究，七十年代将相应研究成果陆续应用于火箭发动机的推力测试试验中。在美国倡议下，美国多处航空机构联合建立了相关火箭发动机推力系统研究及测试实验室，为当时航天业的快速发展做出杰出贡献。苏联在发动机推力测量方面也做了很多研究，例如苏联科尔德什中心开制的双喷管差动试验台，通过测量喷管的结构应变获得火箭发动机喷管的推力差，从而实现推力的测量，这种测量方式消除单独测量不同喷管来合成推力差的系统不确定度影响，精度较高。我国也在此方面进行长期探索，但整体上落后西方等发达国家。中国航天科技集团的王颐设计了一种单推力传感器测试结构，用于对型控制发动机推力进行测量。国防科技大学设计了一种机电一体化式推力测试系统，主要由机械控制系统、数据处理装置、推力测量装置及其它部分组成。发动机点火时，产生的推力使发动机动架沿推力轴线移动，动定架之间的工作传感器受到力的作用，产生的输出信号经过放大后，进行高速釆集并实时显示发动机试车的推力值。上述的发动机推力测试主要测量沿发动机轴线的推力分量，然而随着火箭发动机技术的发展，传统的单分力测量方法已无法反映火箭发动机真实的推力性能。在对火箭发动机推力矢量测量方面,目前国内外主要使用多分力计和多分力推力矢量试车台用于各种火箭发动机推力矢量的测量，其中最常用的推力矢量测量装置都是基于六分力测量原理，将其分为卧式和立式测量系统，其工作原理为利用刚体的平衡原理，把发动机安装推力测试平台上，通过布置适当的约束限制其自由度，测量得到约束之处的6个分力，再求解力平衡方程，最后得到发动机的推力参数。如今所采用的方法都是基于地面安装装置进行的，在六分力测试平台中对发动机进行约束时，6个测力组件之间会产生相互干扰，并且测量架受到热和力作用产生的变形，都大大降低了推力测量系统的测量精度。且配套设计的地面固定系统，对测量精度影响同样很大，将带来较大的试验误差。另外，这种方法由于每次试验的安装状态都不同，必须每次实验前对测量系统进行标定校准，从而增加了试验工作量和试验成本。

发明内容

要解决的技术问题

在地面有约束的条件下，六分力试验台或者九分力试验台测试方法引起的较大误差会掩盖实际的侧向力，从而造成微小偏心力无法测准。为了避免此类方法引起的操作复杂性高、测量精度较低的缺点，本发明提出一种自由飞行状态下火箭发动机推力偏心测量的方法。

技术方案

本发明将陀螺仪传感器安装于飞行器头部，再配以一定质量的附载，将飞行器点火发射，利用传感器实时测量飞行器在自由飞行状态下的偏转角速度和飞行加速度，通过数据处理，计算得到推力偏心角。

无约束条件下固体火箭发动机微小推力偏心测量的方法，其特征在于步骤如下：

步骤1：将气动阻力上限带入以下公式，计算得到可忽略阻力时的速度上限v_max：

其中，F_f为气动阻力，c为空气阻力系数，ρ为空气密度，S为迎风面积；

根据发动机工作时长以及速度上限，运用下式计算额外附载的质量：

a_x·t＝v_max

其中，F为推力，t为发动机工作时长，m₀为飞行器质量，m₁为附加载荷质量，g为重力加速度，为俯仰角；

步骤2：将额外附载和陀螺仪传感器加装于飞行器头部，并确保附载质心和发动机质心在同一轴线上，使得整个弹体的质心在发动机轴线上，将弹体垂直或者倾斜点火发射；陀螺仪传感器同时测量弹体绕三个坐标轴X、Y、Z转动的角速度ω_x、ω_y、ω_z以及沿三轴方向的飞行加速度a_x、a_y、a_z，其中X方向为弹体轴线；采用有限差分方法分别处理ω_y和ω_z试验数据，求得绕Y、Z轴转动的角加速度α_y和α_z；起始时刻的角加速度采用向前差分获得，中间时刻角加速度采用中心差分获得，终止时刻的角加速度采用向后差分获得：

向前差分格式：

中心差分格式：

向后差分格式：

其中，τ为传感器采集数据的时间步长；

步骤3：利用沿X轴方向的飞行加速度乘以质量求得推力沿X轴方向的分力F_x，利用动力学平衡，推力产生的力矩转化成弹体的角加速度来求取推力沿Y、Z轴方向的分力F_y和F_z：

M_y＝F_z·H＝J_y·α_y

M_z＝F_y·H＝J_z·α_z

其中，H为推力F的等效作用点到质心的距离，J_y、J_z分别为弹体在xoz和xoy平面上绕质心转动的转动惯量，由于弹体的回转体结构，因此J_y＝J_z；

利用三角函数处理F_x、F_y和F_z，最终求得推力偏心角β_x：

有益效果

本发明提出的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，该方法通过给发动机配备一定附载，使其飞行限制在一定的高度和速度范围内，在自由飞行状态下通过陀螺仪传感器测量、记录数据，计算处理数据得到发动机微小推力偏心。飞行器的测试数据和发动机推力均是建立在飞行器直角坐标系下，在该坐标系下，通过求得发动机推力沿三个坐标轴方向上的分量，最后计算得到推力偏心。此方法相比于传统基于地面有约束条件下测量推力偏心的方法所引起的误差更小。

附图说明

图1为弹体在xoz平面上的飞行轨迹和姿态示意

图2为弹体的结构和推力偏心说明

图3为弹体绕Y轴偏转的角速度—时间曲线

图4为弹体绕Z轴偏转的角速度—时间曲线

图5为弹体绕Y轴偏转的角加速度—时间曲线

图6为弹体绕Z轴偏转的角加速度—时间曲线

图7为计算所得推力偏心角随时间的变化曲线

具体实施方式

现结合实施例、附图对本发明作进一步描述：

本发明的技术方案步骤是：

步骤1.根据发动机的推力性能，当气动阻力小于推力的0.1％，则可以忽略不计，将气动阻力上限带入以下公式，计算得到可忽略阻力时的速度上限v_max。

其中F_f为气动阻力，c为空气阻力系数，ρ为空气密度，S为迎风面积，v为飞行速度。

其次，根据发动机工作时长以及速度上限，运用公式计算额外附载的质量，将额外附载和陀螺仪传感器加装于飞行器头部，并确保附载质心和发动机质心在同一轴线上，使得整个弹体的质心在发动机轴线上。公式如下：

a_x·t＝v_max

其中t为发动机工作时长，m₀为飞行器质量，m₁为附加载荷质量，g为重力加速度，为俯仰角。

步骤2.将弹体垂直或者倾斜点火发射。由于推力偏心的存在，发动机推力方向不与轴线重合，推力会产生使弹体在xoy和xoz平面上偏转的力矩，随着发动机工作时间的推移，偏转角实时变化。陀螺仪传感器同时测量弹体绕三个坐标轴X、Y、Z(X方向为弹体轴线)转动的角速度，以及沿三轴方向的飞行加速度。采用有限差分方法分别处理ω_y和ω_z试验数据，求得角加速度α_y和α_z。起始时刻的角加速度采用向前差分获得，中间时刻角加速度采用中心差分获得，终止时刻的角加速度采用向后差分获得。

向前差分格式：

中心差分格式：

向后差分格式：

其中τ为传感器采集数据的时间步长，ω_y、ω_z分别为绕Y、Z轴的转动角速度，α_y、α_z分别为绕Y、Z轴转动的角加速度。

步骤3.利用试验测量的绕三个轴转动的角速度，拟合得到ω-t曲线，进一步处理得到实时角加速度，反算出推力沿三个轴方向上的分力。在飞行过程中，由于附加载荷的质量较大，且质心距离推力作用点较远，发动机侧向推力很小，其造成弹体平动可以忽略不计，因此侧向力造成的弹体运动主要为绕质心转动。对于自由飞行的弹体，重力作用于质心，不会对弹体产生偏转力矩；由于速度限制在一定范围，气动阻力忽略不计。因此发动机推力与轴线存在的偏心角是造成弹体偏转的原因。发动机推力绕Y、Z轴产生的力矩为：

M_y＝F_z·H

M_z＝F_y·H

其中，F_y为推力F在Y轴上的分量；F_z为推力F在Z轴上的分量；H为推力F的等效作用点到质心的距离。

由动力学平衡得，推力产生的力矩将转化成弹体的角加速度：

M_y＝J_y·α_y

M_z＝J_z·α_z

其中，J_y、J_z分别为弹体在xoz和xoy平面上绕质心转动的转动惯量，由于弹体的回转体结构，因此J_y＝J_z；α_y、α_y分别为弹体绕Y和Z轴转动的角加速度。根据角加速度反算出推力分力，由α_y计算得到F_z，α_z计算得到F_y。通过试验测得的飞行器加速度可求得F_x，利用三角函数处理F_x、F_y和F_z，最终求得推力偏心角β_x：

其中β_x为推力和X轴的夹角，F_x、F_y、F_z分别为推力沿X、Y、Z轴的分力。

实施例：

参阅图1～图7，本实施例基于自由状态飞行下，通过飞行试验数据计算得到推力偏心。下面对于某火箭发动机无约束条件下对记录的数据进行分析,具体步骤如下：

第一步：根据气动阻力大小，计算得到飞行速度上限。实例中发动机重1.2Kg，推力约为320N，工作时长0.8s，气动阻力小于发动机推力的0.1％。由步骤一中公式计算所得飞行速度上限约为60m/s。根据飞行速度上限计算附加载荷质量，以控制飞行器飞行速度和高度，提高测量精度，便于器材回收。由全工作段的速度上限计算出附载质量约为2.8Kg，此实施例中，飞行器加装的附载质量较低，在发动机工作后半段的飞行速度高，故采用的试验数据均截取于飞行速度小于60m/s条件下。试验中，飞行器采用弹射发射，0.27后发动机点火工作，所以截取了飞行试验0.35s～0.4s之间的试验数据，该时段内，发动机工作稳定，飞行器速度低于50m/s

第二步：根据灵敏度需求，选定陀螺仪传感器，设计发射试验台以控制飞行俯仰角，便于器材回收。

第三步：组装完成后发射进行飞行试验，完成实验数据的测量和处理。其中数据处理步骤如下：

试验数据测得了飞行器的瞬时转动角速度，由公式可求得飞行器的角加速度进而求得推力的分量。其中发动机角速度ω_y为绕y轴转动的角速度，ω_z为绕z轴转动的角速度(如图3、图4)。

(1)根据步骤2的方法，利用测得的角速度数据，求得角加速度(如图5、图6)。

(2)根据步骤3，利用力矩方程计算得到推力分力，进一步求得偏心角(如图7)。

Claims (1)

1.一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，其特征在于步骤如下：

步骤1：将气动阻力上限带入以下公式，计算得到可忽略阻力时的速度上限v_max：

其中，F_f为气动阻力，c为空气阻力系数，ρ为空气密度，S为迎风面积；

根据发动机工作时长以及速度上限，运用下式计算额外附载的质量：

a·t＝v_max

其中，F为推力，t为发动机工作时长，m₀为飞行器质量，m₁为附加载荷质量，g为重力加速度，为俯仰角，a为飞行器加速度；

步骤2：将额外附载和陀螺仪传感器加装于飞行器头部，并确保附载质心和发动机质心在同一轴线上，使得整个弹体的质心在发动机轴线上，将弹体垂直或者倾斜点火发射；陀螺仪传感器同时测量弹体绕三个坐标轴X、Y、Z转动的角速度ω_x、ω_y、ω_z以及沿三轴方向的飞行加速度a_x、a_y、a_z，其中X方向为弹体轴线；采用有限差分方法分别处理ω_y和ω_z试验数据，求得绕Y、Z轴转动的角加速度α_y和α_z；起始时刻的角加速度采用向前差分获得，中间时刻角加速度采用中心差分获得，终止时刻的角加速度采用向后差分获得：

向前差分格式：

中心差分格式：

向后差分格式：

其中，τ为传感器采集数据的时间步长；

步骤3：利用沿X轴方向的飞行加速度乘以质量求得推力沿X轴方向的分力F_x，利用动力学平衡，推力产生的力矩转化成弹体的角加速度来求取推力沿Y、Z轴方向的分力F_y和F_z：

M_y＝F_y·H＝J_y·α_y

M_z= F_z·H＝J_z·α_z

其中，H为推力F的等效作用点到质心的距离，J_y、J_z分别为弹体在xoz和xoy平面上绕质心转动的转动惯量，由于弹体的回转体结构，因此J_y＝J_z；

利用三角函数处理F_x、F_y和F_z，最终求得推力偏心角β_x：