CN112781766B - 带微推进模块的火箭发动机微小推力测量系统和方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种带微推进模块的火箭发动机微小推力测量系统，包括：微推进模块、发动机对接模块、扭矩测量模块、支撑模块、阻尼模块和标定模块，其中，微推进模块一端与发动机对接模块相连，另一端与扭矩测量模块相连；标定模块设置在微推进模块的一侧；支撑模块和阻尼模设置在微推进模块的下方；通过微推进模块实验前后能够整体拆卸对带微推进模块的火箭发动机微小推力测量系统进行称重，能够间接获得发动机流量测量数据。本发明通过自带微推进模块，排除推进模块中推进剂供应管路和发动机自重对推力测量的影响，克服推进剂气路、电路的连接对推力的测量产生的困难，从而实现微小推力发动机推力的精确测量。

Description

带微推进模块的火箭发动机微小推力测量系统和方法

技术领域

本发明涉及航天器发动机技术领域，具体地，涉及一种带微推进模块的火箭发动机微小推力测量系统和方法。

背景技术

近年来，随着宇航技术的发展，小卫星、微小卫星和微纳卫星得到了快速发展，是国际卫星技术的一种发展方向。相比而言，小卫星成本低、应急能力与灵活性强、系统建设周期短，应用前景广阔。

小卫星、微小卫星和微纳卫星要求卫星上的推进系统质量更轻、体积更小，需要的发动机推力也非常小，有的达到mN甚至亚mN级，从而实现对小型卫星进行精确控制。

发动机地面试验中，微小推力测量技术是一项关键技术，只有获得实测的推力，才能获取发动机的实际性能参数，如发动机比冲等，并开展进一步的设计和研制工作。

由于微小推力发动机工作时的推力非常小(mN甚至亚mN级)，推进剂气路、电路的连接又对推力的测量产生很大的影响，因而给推力的测量带来很大的困难。

经过检索，专利文献CN107891999A公开了一种基于增材制造技术的单组元微推进模块装置及其增压方法，包括微推力器组件、气加排阀、液加排阀、固体氮气生成器、温度传感器、压力传感器、爆破片安全装置、贮箱组件和控制驱动电路；气加排阀、固体氮气生成器、温度传感器、压力传感器、贮箱组件、液加排阀、爆破片安全装置和微推力器组件依次串联后安装在模块的气室内。该现有技术是提出一种新的推进系统安全隔离方法，有利于高度集成，降低了系统复杂性，但是对于推力的测量与提高没有做出有益改进。

经过检索，专利文献CN101598616A公开了一种基于气动小推力测量的小推力测力器该小推力测力器包括平板、配重件、轴承组、轴、支撑件和感应件几部分。本发明的测力方法是推力测力器与小火箭发动机分离，小火箭发动机产生的高速气流冲击平板后，高速气流沿轴线方向的流动完全改变为径向流动，轴线方向的总动量在平板上完全消失，转变为对平板的作用力，它等于小火箭发动机产生的推力。通过测量小火箭发动机产生的高速气流的总动量的方法得到推力。该现有技术的不足之处在于无法精确控制推力的测量。

因此，亟需研发一种能够排除推进模块中推进剂供应管路和发动机自重对推力测量的影响的推进系统。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种带微推进模块的火箭发动机微小推力测量系统和方法，能够排除推进模块中推进剂供应管路和发动机自重对推力测量的影响。

根据本发明提供的一种带微推进模块的火箭发动机微小推力测量系统，包括：微推进模块、发动机对接模块、扭矩测量模块、支撑模块、阻尼模块和标定模块，其中，微推进模块一端与发动机对接模块相连，另一端与扭矩测量模块相连；标定模块设置在微推进模块的一侧；支撑模块和阻尼模设置在微推进模块的下方；

通过微推进模块实验前后能够整体拆卸对带微推进模块的火箭发动机微小推力测量系统进行称重，能够间接获得发动机流量测量数据。

优选地，微推进模块包括加排阀、气瓶、减压器和发动机，加排阀设置在气瓶上，减压器设置在发动机的延伸管路的入口处。

优选地，微推进模块还包括压力传感器和发动机安装座，压力传感器与发动机相连，发动机安装在发动机安装座上。

优选地，通过加排阀向气瓶充入高压气体，由减压器调整发动机的入口压力。

优选地，还包括机架安装板，发动机对接模块包括连接块，发动机对接模块通过连接块与机架安装板对接。

优选地，扭矩测量模块包括扭矩传感器、传感器安装销钉、延长杆、滑杆和自锁夹头，延长杆与扭矩传感器紧固连接，滑杆套装在延长杆上，自锁夹头上部与滑杆紧固连接。

优选地，发动机对接模块还包括工艺安装板，自锁夹头的下部与工艺安装板对接。

优选地，阻尼模块内能够注入硅油，能够将系统的阻尼比调整至0.707附近的合适的范围内，抑制带微推进模块的火箭发动机微小推力测量系统的振动。

优选地，标定模块包括精密电动平台、精密串级砝码和滑轮传力系统，精密电动平台带动L形支架上下移动，改变砝码的受力状态，实现对测量系统的在线标定滑轮传力系统把精密串级砝码向下的重力转化成和发动机推力方向相反的力，其在扭矩测量模块上的扭矩传感器上产生的力矩与微推进模块上的发动机产生的力矩方向一致。

根据本发明提供的一种带微推进模块的火箭发动机微小推力测量方法，包括如下步骤：

步骤1：通过加排阀外接气源给微推进模块供气直至气瓶中压力稳定。

步骤1.1：外接压力为3MPa至6MPa的气源，和加排阀相连；

步骤1.2：打开加排阀，给微推进模块供气；

步骤1.3：减压器出口压力调至压力为0.9MPa至1.5MPa,待压力稳定后关闭加排阀；

步骤1.4：拆除和加排阀相连的供气管路。

步骤2：待气瓶中压力稳定之后，进行三次回程度标定并计算出斜率、截距。

步骤2.1：打开电源，给传感器和控制系统供电；

步骤2.2：控制精密电动平台上移至砝码刚好不受力的状态；

步骤2.3：程序控制精密电动平台缓慢上下运动三次，完成砝码5个台阶3次回程度标定；

步骤2.4：计算斜率截距。

步骤3：利用标定并计算得到的斜率和截距测量算出推力。

步骤3.1：打开数据采集系统或数据记录仪；

步骤3.2：配制测量通道休息，填写斜率、截距；

步骤3.3：程序控制打开发动机电磁阀，气体喷出，产生推力；

步骤3.4：测量扭矩传感器的电压值；

步骤3.5：用标定得到的斜率、截距算出推力。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、本发明通过自带微推进模块，排除推进模块中推进剂供应管路和发动机自重对推力测量的影响，克服推进剂气路、电路的连接对推力的测量产生的困难，从而实现微小推力发动机推力的精确测量。

2、本发明通过将微推进模块能够进行整体拆卸，便于在试验前后对系统进行称重，以间接获得发动机流量测量数据。

3、本发明通过结构优化设计，使发动机自重方向向下而推力方向水平，从而实现微小推力发动机自重与推力的分离。

4、本发明通过设置阻尼模块，能够改善带微推进模块的火箭发动机微小推力测量系统的震荡。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本发明的整体系统结构示意图；

图2为本发明中的支撑模块示意图；

图3为本发明中的微推进模块和对接模块示意图；

图4为本发明中的扭矩测量模块示意图；

图5为本发明中的微小推力发动机示意图；

图6为本发明中的标定模块示意图。

图中：

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

如图1、图2所示，本发明提供的一种带微推进模块的火箭发动机微小推力测量系统，包括微推进模块1、发动机对接模块2、扭矩测量模块3、支撑模块4、阻尼模块5、标定模块6和机架安装板7。

其中，微推进模块1一端与发动机对接模块2相连，另一端与扭矩测量模块3相连。火箭发动机工作时产生的推力，通过力臂产生的扭矩由扭矩测量模块3测得。标定模块6设置在微推进模块1的一侧，用于在测量前对扭矩传感器进行在线标定。支撑模块4和阻尼模块5设置在微推进模块1的下方。支撑模块4用于承担整个动架，包含其所支撑的安装平台及其上的微推进模块1和发动机对接模块2，其顶部采用锥形结构用于减少动架旋转产生的摩擦力。阻尼模块5内注有硅油，用于减少系统的振荡。通过所述微推进模块1实验前后可以整体拆卸对带微推进模块的火箭发动机微小推力测量系统进行称重，能够间接获得发动机流量测量数据。

进一步来说，如图3所示，微推进模块1包括加排阀101、气瓶102、减压阀103、压力传感器104、发动机安装座105和发动机106，通过加排阀101向气瓶102充入一定量的高压气体，由减压器103调整发动机的入口压力，该压力由压力传感器104测得。微推进模块1自带推进剂供应系统，避免了常规推力测量时推进剂供应管路的影响，所产生的重力变化与发动机推力方向垂直，避免了系统重量变化对发动机推力测量的影响。

发动机对接模块2包括连接块201以及与工艺安装板202，发动机对接模块2通过连接块201与机架安装板7对接。为了确保发动机安装精度，发动机106与发动机安装座105对接，发动机安装座105通过销钉与工艺安装板202连接；工艺安装板202再通过销钉与机架安装板7连接。同时为了实现微推进模块多次的拆装需求，设计了连接块201，将机架安装板7、工艺安装板202和发动机安装座205连接。这种设计确保多次安装的重复性，提高了试验数据的可信度。

更进一步来说，如图4、图5所示，扭矩测量模块3包括扭矩传感器301、传感器安装销钉302、延长杆303、滑杆304和自锁夹头305。延长杆303通过安装销钉302与扭矩传感器301紧固连接，滑杆304套装在延长杆303上，自锁夹头305上部与滑杆304紧固连接，自锁夹头305下部与工艺安装板202对接。安装时，将滑杆304向上移动至极限位置，松开自锁夹头305，放下滑杆，锁紧自锁夹头305。火箭发动机产生的推力形成的力矩由扭矩传感器301测得，将扭矩除以发动机安装位置至中心轴的距离就得到发动机产生的推力。

阻尼模块5内能够注入硅油，将系统的阻尼比调整至0.707附近的合适范围内，抑制系统的振动。

又进一步来说，如图6所示，标定模块6精密电动平台601、精密串级砝码602、滑轮传力系统603。精密电动平台601带动L形支架上下移动，改变砝码的受力状态，实现对测量系统的在线标定。滑轮传力系统603把砝码向下的重力转化成和发动机推力方向相反的力，其在扭矩传感器上产生的力矩与发动机产生的力矩方向一致。

本发明还提供了一种带微推进模块的火箭发动机微小推力测量方法，包括如下步骤：

步骤1：通过加排阀外接气源给微推进模块供气直至气瓶中压力稳定。

步骤1.1：外接压力为3MPa至6MPa的气源，和加排阀相连；

步骤1.2：打开加排阀，给微推进模块供气；

步骤1.3：减压器出口压力调至压力为0.9MPa至1.5MPa,待压力稳定后关闭加排阀；

步骤1.4：拆除和加排阀相连的供气管路。

步骤2：待气瓶中压力稳定之后，进行三次回程度标定并计算出斜率、截距。

步骤2.1：打开电源，给传感器和控制系统供电；

步骤2.2：控制精密电动平台上移至砝码刚好不受力的状态；

步骤2.3：程序控制精密电动平台缓慢上下运动三次，完成砝码5个台阶3次回程度标定；

步骤2.4：计算斜率截距。

步骤3：利用标定并计算得到的斜率和截距测量算出推力。

步骤3.1：打开数据采集系统或数据记录仪；

步骤3.2：配制测量通道休息，填写斜率、截距；

步骤3.3：程序控制打开发动机电磁阀，气体喷出，产生推力；

步骤3.4：测量扭矩传感器的电压值；

步骤3.5：用标定得到的斜率、截距算出推力。

本发明的优选例，作进一步说明。

基于上述微推进模块的火箭发动机微小推力测量方法，进行如下数据实验：

步骤1：充气

步骤1.1：外接4MPa气源，和加排阀相连；

步骤1.2：打开加排阀，给微推进模块供气；充气压力4.02MPa；

步骤1.3：减压器出口压力调至1.2MPa,待压力稳定后关闭加排阀；

步骤1.4：拆除和加排阀相连的供气管路。

步骤2：标定

步骤2.1：打开电源，给传感器和控制系统供电；

步骤2.2：控制精密电动平台上移至砝码刚好不受力的状态；

步骤2.3：程序控制精密电动平台缓慢上下运动3次，完成砝码5个台阶3次回程度标定；

步骤2.4：计算斜率截距，得到斜率为4.998，截距为0.112。

步骤3：测量

步骤3.1：打开数据采集系统或数据记录仪；

步骤3.2：配制测量通道信息，填写斜率、截距；

步骤3.3：程序控制打开发动机电磁阀，气体喷出，产生推力；

步骤3.4：测量扭矩传感器的电压值，实测电压为3.0748V；

步骤3.5：用标定得到的斜率、截距算出扭矩，可得扭矩为：4.998×3.0748+0.112＝15.48mN·m。

步骤3.6：发动机安装位置至中心轴的距离实测为0.6m，则微小推力发动机产生的推力为15.48÷0.6＝25.8mN。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (2)

1.一种带微推进模块的火箭发动机微小推力测量系统，其特征在于，包括：微推进模块（1）、发动机对接模块（2）、扭矩测量模块（3）、支撑模块（4）、阻尼模块（5）和标定模块（6），

所述微推进模块（1）一端与所述发动机对接模块（2）相连，另一端与所述扭矩测量模块（3）相连；

所述标定模块（6）设置在所述微推进模块（1）的一侧；

所述支撑模块（4）和所述阻尼模块（5）设置在所述微推进模块（1）的下方；

通过所述微推进模块（1）实验前后能够整体拆卸对带微推进模块的火箭发动机微小推力测量系统进行称重，能够间接获得发动机流量测量数据；

所述微推进模块（1）包括加排阀（101）、气瓶（102）、减压器（103）和发动机（106），所述加排阀（101）设置在所述气瓶（102）上，所述减压器（103）设置在所述发动机（106）的延伸管路的入口处；

所述微推进模块（1）还包括压力传感器（104）和发动机安装座（105），所述压力传感器（104）与所述发动机（106）相连，所述发动机（106）安装在所述发动机安装座（105）上；

通过所述加排阀（101）向所述气瓶（102）充入高压气体，由所述减压器（103）调整所述发动机（106）的入口压力；

还包括机架安装板（7），所述发动机对接模块（2）包括连接块（201），所述发动机对接模块（2）通过连接块（201）与所述机架安装板（7）对接；

所述扭矩测量模块（3）包括扭矩传感器（301）、传感器安装销钉（302）、延长杆（303）、滑杆（304）和自锁夹头（305），所述延长杆（303）与所述扭矩传感器（301）紧固连接，所述滑杆（304）套装在所述延长杆（303）上，所述自锁夹头（305）上部与滑杆（304）紧固连接；

所述发动机对接模块（2）还包括工艺安装板（202），所述自锁夹头（305）的下部与所述工艺安装板（202）对接；

所述阻尼模块（5）内能够注入硅油，能够将系统的阻尼比调整至0.707附近的合适的范围内，抑制带微推进模块的火箭发动机微小推力测量系统的振动；

所述标定模块（6）包括精密电动平台（601）、精密串级砝码（602）和滑轮传力系统（603），

所述精密电动平台（601）带动L形支架上下移动，改变砝码的受力状态，实现对测量系统的在线标定；

所述滑轮传力系统（603）把所述精密串级砝码（602）向下的重力转化成和发动机推力方向相反的力，其在扭矩测量模块（3）上的扭矩传感器（301）上产生的力矩与所述微推进模块（1）上的发动机（106）产生的力矩方向一致。

2.一种带微推进模块的火箭发动机微小推力测量方法，基于权利要求1所述的一种带微推进模块的火箭发动机微小推力测量系统，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1：通过加排阀（101）外接气源给微推进模块（1）供气直至气瓶（102）中压力稳定；

步骤2：待气瓶（102）中压力稳定之后，进行三次回程标定并计算出斜率、截距；

步骤3：利用标定并计算得到的斜率和截距测量算出推力。

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