CN112284750B - 一种固体火箭发动机燃气舵性能试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明一种固体火箭发动机燃气舵性能试验方法，S1、试车台总控室发出口令发动机点火，统一时标信号触发测力单元的电机转动，所述测力单元还包括应变天平、角度传感器，所述电机带动燃气舵的舵片在发动机的喷流中偏转，现场设备的数据采集系统采集测力单元的数据，包括角度传感器的电压数据、应变天平中的温度和分量的电压数据；S2、数据处理，将数据回收后上传远程计算机进行数据处理，将角度传感器的电压数据转换为燃气舵的偏转角度数据，应变天平的电压数据处理，转换为燃气舵在固体火箭发动机喷流中感应的力与力矩的数据。试验方法系统，获得数据精度高，通过温度补偿，可获取更可靠的燃气舵性能数据，利于指导发动机与燃气舵设计与优化。

Description

一种固体火箭发动机燃气舵性能试验方法

技术领域

本发明属于测量技术领域，特别涉及一种固体火箭发动机燃气舵性能试验方法。

背景技术

燃气舵是一种在火箭喷流中工作的特殊翼，用于导弹的推力向量控制,燃气舵气动设计的内容包括个主要方面：一是设计舵片外形尺寸和舵轴位置图；二是确定舵的安装位置；三是确定允许面积烧损率和给出气动力特性，其中舵片外形尺寸的设计是关键。因为在设计舵片尺寸时，不仅考虑舵片要满足导弹控制力(矩)的要求，还要求舵片有足够的强度、刚度及抗烧蚀和耐冲刷的能力，否则，经技术设计和生产后，在参加发动机试车时，就可能出现舵片断裂、弯曲和烧蚀量太大等现象，在测力试验时还可能出现控制力(矩)不够或铰链力矩太大等现象，这就会造成气动设计的反复，从而延误研制周期。

传统的燃气舵性能测试是依托于半弹试车的来实现,其安装方式通常为将电机安装于固体火箭发动机喷管的尾部，电机的转轴上安装应变天平,应变天平上连接舵片。由于发动机点火试验成本高、次数较少，因而搭载测试的机会也很少，加之测试环境比较恶劣，试验方法如果论证不充分，很难获得满意的测试结果。综上需提出一种新的燃气舵性能试验方法，解决上述问题。

发明内容

本发明的一种固体火箭发动机燃气舵性能试验方法，通过对试验设备、试验流程、数据处理等各方面的流程进行规范，以确保通过搭载试验能够获得可靠的测试数据，为燃气舵设计及验证提供试验依据，进而获得满意的实验结果。

一种固体火箭发动机燃气舵性能测试方法，包括如下步骤：

S1、试车台总控室发出口令发动机点火，统一时标信号触发测力单元的电机转动，所述测力单元还包括应变天平、角度传感器，所述电机带动燃气舵的舵片在发动机的喷流中偏转，现场设备的数据采集系统采集测力单元的数据，包括角度传感器的电压数据、应变天平中的温度和分量的电压数据；

S2、数据处理，将数据回收后上传远程计算机进行数据处理，将角度传感器的电压数据转换为燃气舵的偏转角度数据，应变天平的电压数据处理，转换为燃气舵在固体火箭发动机喷流中感应的力与力矩的数据；其中应变天平数据处理主要包含三个步骤：a)通过测得温度的电压数据代入温度补偿公式进行温度修正；b)通过天平校准公式计算各分量的力与力矩；c)将上述两步算出的天平坐标系数据进行坐标转换，转换至舵面坐标系，表征燃气舵性能的参数。

进一步地，步骤S1前还包括步骤S0：

S0、实验准备，根据实验要求将实验设备运抵试车台进行安装，完成实验设备与试车台的总控联调；

步骤S0中，所述安装的方式包括采用独立式安装支架或法兰式安装支架两种方式，其中独立式安装支架与地面或试验架连接，法兰式安装支架与发动机端部法兰连接；测力单元在安装支架上采用“×”字形或“十”字形的布置方式；

所述实验要求包括针对具体的工程型号制定试验方案，再将设备依次进行加工、校准、组装、调试后，运抵试车台。

进一步地，步骤S1中，所述统一时标信号由计时软件完成，在发动机点火前，信号状态为断路状态，信号电平为OV；发动机点火时刻，信号状态改变为接通状态，信号电平升高到设定触发电压；信号保持高电平状态的时间应不小于ls；触发电压设定为5V；统一时标信号与发动机点火信号同时发出，同步时间为1ms。

进一步地，所述应变天平为三段式结构，所述分量为五分量，包括轴向力F_x、法向力F_y、X轴弯矩M_x、Y轴弯矩M_y、铰链力矩M_z。

计算校准前读取天平内部设置的温度传感器数据，当温度传感器的变化最高温度超过50℃时，针对温差进行补偿；小于50℃时，五分量数据不进行修正，所述补偿的温度校准公式为：

式中：T是天平内部温度，单位℃；C是电压-温度转换系数；V_T是天平内部温度传感器的电压；ΔV_i是各分力的温度修正电压；下标i＝1～5，分别对应ΔFx、ΔFy、ΔMx、ΔMy、ΔMz；s₁～s₄是温度修正系数；V_i是各分力温度修正前的电压，V_i'是各分力温度修正后的电压,V_i'包括V′₁-V′₅，修正后计算时分别对应各分量的输出电压V_Fx、V_Fy、V_Mx、V_My、V_Mz；

温度修正完毕后再计算各分量，计算校准公式为：

式中：F_i是分量，单位是N或Nm，F_i包括F₁-F₅，分别对应F_x、F_y、M_x、M_y、M_z五分量；V_Fx、V_Fy、V_Mx、V_My、V_Mz是各分量的输出电压，系数c₁～c₅是主系数和一次干扰系数，c₆～c₁₀是分别对应V_Fx、V_Fy、V_Mx、V_My、V_Mz的平方项干扰系数，c₁₁～c₂₀是二次相互干扰系数。

具体地，所述应变天平的两端分别与电机和舵片安装连接，采用键槽加紧固件的安装连接方式；每段均设有应变计，靠近电机的一段应变计为4个，即在X和Y方向各设置的2个应变片，用于测量铰链力矩M_z；中间一段的应变计为2个，即在Y方向设置的应变片，用于测量法向力F_y和X轴弯矩M_x；靠近舵片的一段应变计为2个，即在X方向设置的应变片，用于测量轴向力F_x和Y轴弯矩M_y。同时应变天平可根据实际使用场景进行结构灵活变换，若不测试该分量值可舍弃该段。

进一步地，步骤S1中，所述测力单元还包括热防护结构。

进一步地，步骤S1完成后进行结果判定，统一时标信号正常触发电机驱动程序并带动燃气舵按照指定规律偏转，试验设备未发生意外烧蚀毁损，热防护结构和燃气舵的机械结构工作正常，试验后应变天平、角度传感器、各项试验数据正常采集并回收，经检测应变天平和角度传感器各项指标正常，由此判定燃气舵性能试验成功。

进一步地，所述现场设备还包括现场计算机，所述现场计算机与电机驱动器电连接，所述电机驱动器与电机电连接，所述现场计算机还与统一时标信号、数据采集器、交换机电连接，所述交换机与远程计算机通讯连接。

更进一步地，所述燃气舵包括1#、2#、3#、4#，依次呈环形排列，所述现场计算机通过电机驱动器控制1#、3#燃气舵偏转的输入信号采用梯形波，2#、4#采用三角波。

进一步具体地，步骤S2中，所述数据处理通过数据处理软件完成，再通过画图软件进一步可视化处理。

进一步地，步骤S2完成后进行报告编写，包括试验日期、任务来源、试验名称、试验目的、试验项目、试验数据结果与分析、试验结论。

本发明的一种固体火箭发动机燃气舵性能试验方法的有益效果在于：

1、传统的燃气舵性能测试需要依托于半弹试车的来实现，而本发明燃气舵气动性能试验方法只需要搭载于发动机试车试验进行，且应用范围广、适应性强，本方法适用于任意外形的燃气舵及发动机的测试。

2、试验方法系统，获得数据精度高，通过温度补偿，可获取更可靠的燃气舵性能数据，利于指导发动机与燃气舵设计与优化。

3、本发明具备良好的可操作性和较高的可靠性，获取了准确的数据，为相关专业提供有效数据支撑，同时降低工程研制成本和缩短研制周期，有较强的工程实用价值。

附图说明

图1为固体火箭发动机燃气舵性能试验方法的试验流程图；

图2为固体火箭发动机燃气舵性能试验方法的数据处理流程图；

图3为固体火箭发动机燃气舵性能试验方法的试验系统组成图；

图4为应变天平内部结构的立体结构示意图；

图5为应变天平与舵机及舵片的连接关系示意图；

图6为舵面坐标系示意图。

其中，1-应变计。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，均属于本发明保护的范围。

如图1-3所示，一种固体火箭发动机燃气舵性能测试方法，包括如下步骤：

S0、实验准备，根据实验要求将实验设备运抵试车台进行安装，完成实验设备与试车台的总控联调；

步骤S0中，所述安装的方式包括采用独立式安装支架或法兰式安装支架两种方式，其中独立式安装支架与地面或试验架连接，法兰式安装支架与发动机端部法兰连接；测力单元在安装支架上采用“×”字形或“十”字形的布置方式；

所述实验要求包括针对具体的工程型号制定试验方案，即根据实验任务书拟定实验方案，确认实验大纲，再将设备依次进行加工、校准、组装、调试后，运抵试车台；再进一步将完成组装的设备与试车台总控联调，完成发动机点火前的准备工序，若发现相关实验故障，例如设备的装配调试问题或与试车台的匹配问题，进行应急处理，若问题不能解决处理，实验终止；若问题可以解决处理，继续与试车台总控联调，完成联调后，试车台总控室发出各个时间阶段的准备试验口令，试验操作员检测测控系统工作是否正常，并按照口令向试车台总控室报告；试车台人员安装点火装置，所有现场人员撤退；试车台总控室发出点火30s倒计时口令；试车台总控室发出点火10s倒计时口令时，试验操作员控制数据采集器开始采集数据，进入步骤S1；

S1、试车台总控室发出口令发动机点火，统一时标信号触发测力单元的电机转动，所述测力单元还包括应变天平、角度传感器，所述电机带动燃气舵的舵片在发动机的喷流中偏转，现场设备的数据采集系统采集测力单元的数据，包括角度传感器的电压数据、应变天平中的温度和分量的电压数据，试验结束，组织消防灭火；试验操作员检查仪器设备，现场人员检查现场仪器设备，经确认工作正常后，试验操作员停止采集数据；

本实施例中数据采集系统(即图3中数据采集器)采用性能可靠的工控机，具备采样、传送、存储功能，需要获取的数据包括各桥路、温度传感器、角度传感器的电压信号和靶线通断信号，再通过预置的电压信号放大系数进行初步处理，转换为可以输入计算校准公式计算的有效数据。每个通道采样频率为2000Hz，各通道之间的信号同步时间误差为O.05ms；具备所有通道以最大采样频率采集40min以上的数据采集能力；

S2、数据处理，将数据回收后上传远程计算机进行数据处理，将角度传感器的电压数据转换为燃气舵的偏转角度数据，应变天平的电压数据处理，转换为燃气舵在固体火箭发动机喷流中感应的力与力矩的数据；其中应变天平数据处理主要包含三个步骤：a)通过测得温度的电压数据代入温度补偿公式进行温度修正；b)通过天平校准公式计算各分量的力与力矩；c)将上述两步算出的天平坐标系数据进行坐标转换，转换至舵面坐标系，表征燃气舵性能的参数。

步骤S1中，所述统一时标信号由计时软件完成，在发动机点火前，信号状态为断路状态，信号电平为OV；发动机点火时刻，信号状态改变为接通状态，信号电平升高到设定触发电压；信号保持高电平状态的时间应不小于ls；触发电压设定为5V；统一时标信号与发动机点火信号同时发出，同步时间为1ms。

步骤S2中数据回收后实验撤场，包括检查热防护结构和主要试验设备的烧蚀情况，所述测力单元还包括热防护结构，具体为一种一段封闭的玻璃钢材质防护套筒，用于保护试验设备在发动机工作期间的稳定可靠，耐受发动机尾焰辐射与烧蚀，试验后耐受干粉灭火器和消防水管直接喷射。

步骤S1完成后进行结果判定，统一时标信号正常触发电机驱动程序并带动燃气舵按照指定规律偏转，试验设备未发生意外烧蚀毁损，热防护结构和燃气舵的机械结构工作正常，试验后应变天平、角度传感器、各项试验数据正常采集并回收，经检测应变天平和角度传感器各项指标正常，由此判定燃气舵性能试验成功，否则项目归零。

如图4-6所示，本实施例中所述应变天平为三段式结构，所述分量为五分量，包括轴向力F_x、法向力F_y、X轴弯矩M_x、Y轴弯矩M_y、铰链力矩M_z。应变天平也可根据实验的载荷、温度、结构尺寸、安装方式等参数设计研制，角度传感器需要根据试验量程和精度进行选取，有别于传统试验方法，通过温度传感器测量应变天平内部温度变化情况，作为试验后数据处理中温度修正的输入参数，可以提高数据精度。

计算校准前读取天平内部设置的温度传感器数据，当温度传感器的变化最高温度超过50℃时，针对温差进行补偿；小于50℃时，五分量数据不进行修正，所述补偿的温度校准公式为：

式中：T是天平内部温度，单位℃；C是电压-温度转换系数；V_T是天平内部温度传感器的电压；ΔV_i是各分力的温度修正电压；下标i＝1～5，分别对应ΔFx、ΔFy、ΔMx、ΔMy、ΔMz；s₁～s₄是温度修正系数；V_i是各分力温度修正前的电压，V_i'是各分力温度修正后的电压,V_i'包括V′₁-V′₅，修正后计算时分别对应各分量的输出电压V_Fx、V_Fy、V_Mx、V_My、V_Mz；

温度修正完毕后再计算各分量，计算校准公式为：

式中：F_i是分量，单位是N或Nm，F_i包括F₁-F₅，分别对应F_x、F_y、M_x、M_y、M_z五分量；V_Fx、V_Fy、V_Mx、V_My、V_Mz是各分量的输出电压，系数c₁～c₅是主系数和一次干扰系数，c₆～c₁₀是分别对应V_Fx、V_Fy、V_Mx、V_My、V_Mz的平方项干扰系数，c₁₁～c₂₀是二次相互干扰系数；

计算F_i时系数c₁～c₅中对应F₁-F₅的下标为主系数，其余为一次干扰系数，即测量分量F_x时，c₁为主系数，其他为一次干扰系数；测量分量F_y时，c₂为主系数，其他为一次干扰系数；测量分量M_x时，c₃为主系数，其他为一次干扰系数；测量分量M_y时，c₄为主系数，其他为一次干扰系数；测量分量M_z时，c₅为主系数，其他为一次干扰系数；主系数与干扰系数的个数和量值是由应变天平的结构、设计、制造、校准等各方面综合决定，不能由结构、设计、制造、校准其中一个单一因数决定。

坐标转换，将天平坐标系O_tx_ty_tz_t的五分量F_x、F_y、M_x、M_y、M_z,转换为舵面坐标系Oxyz对应的五分量:舵面轴向力FX_d、舵面法向力FY_d、舵面X轴弯矩MX_d、舵面Y轴弯矩MY_d、舵面铰链力矩MH_d。

所述转换前通过舵面坐标系Oxyz和天平坐标系O_tx_ty_tz_t，计算参考长度L_Z，所述参考长度L_Z为两个坐标原点的沿Z方向的距离,所述舵面坐标系Oxyz为燃气舵后缘指向前缘为x轴的正方向，燃气舵根弦指向梢弦为z轴的正方向，y轴由右手法则确定，原点O位于舵根弦上x轴与z轴的交点；所述天平坐标系O_tx_ty_tz_t为x_t轴、y_t轴、z_t轴的方向与舵面坐标系的方向一致，z_t轴与舵面坐标系z轴同轴，原点O_t为天平的力矩参考点，力矩参考点为应变天平的几何中心；

转换过程中扣除参考长度L_Z对舵面坐标系Oxyz五分量的影响，公式如下所示：

舵面轴向力：FX_d＝F_x；

舵面法向力：FY_d＝F_y；

舵面X轴弯矩：MX_d＝M_x+F_y×L；

舵面Y轴弯矩：MY_d＝M_y+F_x×L_Z；

舵面铰链力矩：MH_d＝M_z。

本发明中术语、符合定义如表1所示：

表1

序号	符号	术语	定义和说明	单位
					1	F<sub>x</sub>	轴向力	与x轴同向为正	N
2	F<sub>y</sub>	法向力	与y轴同向为正	N
					3	M<sub>x</sub>	X轴弯矩	按右手法则定义	N·m
4	M<sub>y</sub>	Y轴弯矩	按右手法则定义	N·m
					5	M<sub>z</sub>	铰链力矩	按右手法则定义	N·m
6	L<sub>Z</sub>	参考长度	两个坐标原点的沿Z方向的距离	m
					7	δ	燃气舵舵偏角	与Mz同向为正	°

应变天平中的应变计类型为箔式中温应变计，其电气性能如表2所示：

表2：

所述可视化处理的方式为转化为曲线、图像、报表中的一种或多种，所述应变天平的两端分别与电机和舵片安装连接，采用键槽加紧固件的安装连接方式；每段均设有应变计，靠近电机的一段应变计为4个，即在X和Y方向各设置的2个应变片，用于测量铰链力矩M_z；中间一段的应变计为2个，即在Y方向设置的应变片，用于测量法向力F_y和X轴弯矩M_x；靠近舵片的一段应变计为2个，即在X方向设置的应变片，用于测量轴向力F_x和Y轴弯矩M_y。同时应变天平可根据实际使用场景进行结构灵活变换，若不测试该分量值可舍弃该段。

所述现场设备还包括现场计算机，所述现场计算机与电机驱动器电连接，所述电机驱动器与电机电连接，所述现场计算机还与统一时标信号、数据采集器、交换机电连接，所述交换机与远程计算机通讯连接。现场计算机、数据采集器与远程计算机应通过交换机通过以太网或光纤的方式通讯。

所述燃气舵包括1#、2#、3#、4#，依次呈环形排列，所述现场计算机通过电机驱动器控制1#、3#燃气舵偏转的输入信号采用梯形波，2#、4#采用三角波。

步骤S2中，所述数据处理通过数据处理软件完成，再通过画图软件进一步可视化处理。数据处理软件、画图软件为常用软件，如excel、matlab，实现数据处理、可视化、报表等功能。

步骤S2完成后进行报告编写，包括试验日期、任务来源、试验名称、试验目的、试验项目、试验数据结果与分析、试验结论。

Claims (9)

1.一种固体火箭发动机燃气舵性能测试方法，其特征在于包括如下步骤：

S1、试车台总控室发出口令发动机点火，统一时标信号触发测力单元的电机转动，所述测力单元还包括应变天平、角度传感器，所述电机带动燃气舵的舵片在发动机的喷流中偏转，现场设备的数据采集系统采集测力单元的数据，包括角度传感器的电压数据、应变天平中的温度和分量的电压数据；

S2、数据处理，将数据回收后上传远程计算机进行数据处理，将角度传感器的电压数据转换为燃气舵的偏转角度数据，应变天平的电压数据处理，转换为燃气舵在固体火箭发动机喷流中感应的力与力矩的数据；其中应变天平数据处理主要包含三个步骤：a)通过测得温度的电压数据代入温度补偿公式进行温度修正；b)通过天平校准公式计算各分量的力与力矩；c)将上述两步算出的天平坐标系数据进行坐标转换，转换至舵面坐标系，表征燃气舵性能的参数；

所述应变天平为三段式结构，所述分量为五分量，包括轴向力F_x、法向力F_y、X轴弯矩M_x、Y轴弯矩M_y、铰链力矩M_z；

所述应变天平数据处理步骤a)中温度补偿的具体方法包括：

计算校准前读取天平内部设置的温度传感器数据，当温度传感器的变化最高温度超过50℃时，针对温差进行补偿；小于50℃时，五分量数据不进行修正，所述补偿的温度校准公式为：

式中：T是天平内部温度，单位℃；C是电压-温度转换系数；V_T是天平内部温度传感器的电压；ΔV_i是各分力的温度修正电压；下标i＝1～5，分别对应ΔFx、ΔFy、ΔMx、ΔMy、ΔMz；s₁～s₄是温度修正系数；V_i是各分力温度修正前的电压，V_i'是各分力温度修正后的电压,V_i'包括V′₁-V′₅，修正后计算时分别对应各分量的输出电压V_Fx、V_Fy、V_Mx、V_My、V_Mz；

温度修正完毕后再计算各分量，计算校准公式为：

式中：F_i是分量，单位是N或Nm，F_i包括F₁-F₅，分别对应F_x、F_y、M_x、M_y、M_z五分量；V_Fx、V_Fy、V_Mx、V_My、V_Mz是各分量的输出电压，系数c₁～c₅是主系数和一次干扰系数，c₆～c₁₀是分别对应V_Fx、V_Fy、V_Mx、V_My、V_Mz的平方项干扰系数，c₁₁～c₂₀是二次相互干扰系数。

2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机燃气舵性能测试方法，其特征在于步骤S1前还包括步骤S0：

S0、实验准备，根据实验要求将实验设备运抵试车台进行安装，完成实验设备与试车台的总控联调；

步骤S0中，所述安装的方式包括采用独立式安装支架或法兰式安装支架两种方式，其中独立式安装支架与地面或试验架连接，法兰式安装支架与发动机端部法兰连接；测力单元在安装支架上采用“×”字形或“十”字形的布置方式；

所述实验要求包括针对具体的工程型号制定试验方案，再将设备依次进行加工、校准、组装、调试后，运抵试车台。

3.根据权利要求1或2所述的固体火箭发动机燃气舵性能测试方法，其特征在于：步骤S1中，所述统一时标信号由计时软件完成，在发动机点火前，信号状态为断路状态，信号电平为OV；发动机点火时刻，信号状态改变为接通状态，信号电平升高到设定触发电压；信号保持高电平状态的时间应不小于ls；触发电压设定为5V；统一时标信号与发动机点火信号同时发出，同步时间为1ms。

4.根据权利要求3所述的固体火箭发动机燃气舵性能测试方法，其特征在于：步骤S1中，所述测力单元还包括热防护结构。

5.根据权利要求4所述的固体火箭发动机燃气舵性能测试方法，其特征在于：步骤S1完成后进行结果判定，统一时标信号正常触发电机驱动程序并带动燃气舵按照指定规律偏转，试验设备未发生意外烧蚀毁损，热防护结构和燃气舵的机械结构工作正常，试验后应变天平、角度传感器、各项试验数据正常采集并回收，经检测应变天平和角度传感器各项指标正常，由此判定燃气舵性能试验成功。

6.根据权利要求5所述的固体火箭发动机燃气舵性能测试方法，其特征在于：所述现场设备还包括现场计算机，所述现场计算机与电机驱动器电连接，所述电机驱动器与电机电连接，所述现场计算机还与统一时标信号、数据采集器、交换机电连接，所述交换机与远程计算机通讯连接。

7.根据权利要求6所述的固体火箭发动机燃气舵性能测试方法，其特征在于：所述燃气舵包括1#、2#、3#、4#，依次呈环形排列，所述现场计算机通过电机驱动器控制1#、3#燃气舵偏转的输入信号采用梯形波，2#、4#采用三角波。

8.根据权利要求7所述的固体火箭发动机燃气舵性能测试方法，其特征在于：步骤S2中，所述数据处理通过数据处理软件完成，再通过画图软件进一步可视化处理。

9.根据权利要求8所述的固体火箭发动机燃气舵性能测试方法，其特征在于：步骤S2完成后进行报告编写，包括试验日期、任务来源、试验名称、试验目的、试验项目、试验数据结果与分析、试验结论。

Images