CN113029415A - 无干涉多分力固体火箭发动机推力测量系统及安装测量方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了无干涉多分力固体火箭发动机推力测量系统及安装测量方法，推力测量系统包括定架、气动模块运动副、质量监测模块、后龙门架、前龙门架、连接架、过渡架、承力墩及六个测力组件；承力墩、后龙门架分别固定在定架两端，前龙门架固定在定架中部，前龙门架、后龙门架上均固定有连接架，发动机固定在连接架上，承力墩中心位于发动机轴线上；六个测力组件分别用于测量X方向、Y方向、Z方向的推力，气动模块运动副上设有质量监测模块，用于测量发动机的质量。本发明省略校准装置且试验精度高。
Description
技术领域
本发明涉及固体火箭发动机技术领域，具体涉及一种无干涉多分力固体火箭发动机推力测量系统及安装测量方法。
背景技术
发动机试验与测试技术是固体推进技术的重要组成部分，推力矢量偏心则是发动机试验与测试中需要测量的一个重要参数。要研究发动机推力矢量偏心，需要做大量反复的试验，这些试验若都放到飞行试验中是不可能的。主要原因是飞行试验成本高、周期长、信息收获量小、具有冒险性、需要耗费大量的人力。这就需要进行发动机地面试车试验，发动机地面试验是指在地面上根据特定的条件及环境要求，对系统进行静态试验，获取描述系统的各项性能指标信息，以便解决发动机推力偏心测试过程中的关键问题。
然而现有技术中，对于发动机矢量力的试验设备，尤其是发动机多分力矢量力的试验设备尚无成熟性技术。如图1所示，现有技术多分力固体火箭发动机推力测量系统包括定架1、后龙门架3、前龙门架5、连接架6、过渡架7、测力组件、推力墩9、主推力前承10、测力组件及校准装置4。发动机轴向为X方向，竖直方向为Z方向；推力墩9、后龙门架3分别固定在定架1两端，前龙门架5固定在定架1中部，前龙门架5、后龙门架3中部设有安装空间，连接架6均固定在前龙门架5、后龙门架3上的安装空间内，发动机固定在连接架6上，推力墩9固定在推力前承上；六个测力组件分别用于测量X方向、Y方向、Z方向的力，用于测量X方向推力的测力组件一端通过过渡架7与发动机固定连接，另一端与推力墩9固定连接；用于测量Y方向推力的两个测力组件分别设置在前龙门架5、后龙门架3上的连接架6与校准装置4之间，两个校准装置4分别固定在前龙门架5和后龙门架3上；用于测量Z方向推力的测力组件设置在连接架6与校准装置4之间，该校准装置4固定在定架1上。
进行推力测量时，方法如下：
首先，构建六分力模型。构建O-XYZ直角坐标系，以发动机的轴线与前龙门架5中心线交点作为坐标系原点O，以发动机的轴线为X轴，Y轴过原点与X轴垂直相交并在水平面平行，Z轴过原点O与X轴垂直相交并与竖直面平行，规定测力组件受拉力为“正”，受压为“负”；然后，根据六分力模型，通过空间力系平衡方程组解算出发动机的矢量推力的大小、偏心角和偏心距；空间力系平衡方程组为：
因为各方向推力和力矩存在干涉耦合，所以实际测量计算公式应为：
其中，F01和F02分别为后龙门架3上连接架6上固定的测量Z方向的2个测力组件的测力值，单位为N，F03为后龙门架3上连接架6上固定的测量Y方向的1个测力组件的测力值，单位为N，F04为前龙门架5上连接架6上固定的测量Z方向的1个测力组件的测力值，单位为N，F05为前龙门架5上连接架6上固定的测量Y方向的1个测力组件的测力值，单位为N，F06为连接推力墩9和过渡架7的轴线方向的1个测力组件的测力值，单位为N；
F为矢量推力的大小，单位为N，M为力矩的大小，单位为N·m；
F0x、F0y、F0z分别为矢量推力在X、Y、Z三个坐标方向的分量，其数量值的单位为N；Fx'、Fy'、Fz'分别为干涉耦合的力在X、Y、Z三个坐标方向的分量，其数量值的单位为N；
M0x、M0y、M0z分别为合力矩在X、Y、Z三个坐标方向的分量，其数量值的单位为N·m，按右手螺旋法则确定“正”方向；M'x、M'y、M'z分别为干涉耦合的力矩在X、Y、Z三个坐标方向的分量，其数量值的单位为N·m，按右手螺旋法则确定“正”方向；
Lm为发动机重心与坐标系重心O的水平距离，单位为m，为已知值；
L为前龙门架、后龙门架中心的水平距离，单位为m，为已知值；
R为F01和F02的中心距离的一半，单位为m，为已知值；
y0P和z0P分别为矢量推力通过发动机重心所在竖直面的交点在Y轴和Z轴的坐标，其数值单位为m；ρ为矢量推力的偏心距；γ为矢量推力的偏心角。
现有技术多分力固体火箭发动机推力测量系统以及进行推力测量过程中存在以下不足：
1、未考虑发动机的重力或者尚无很好的方法考虑发动机的重力影响，影响试验精度；
2、多方向推力和力矩之间存在干涉耦合，影响试验精度；
3、都需要配套校准装置，结构复杂。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种无干涉多分力固体火箭发动机推力测量系统及安装测量方法，省略校准装置且试验精度高。
本发明采用的技术方案如下：
一种无干涉多分力固体火箭发动机推力测量系统，所述推力测量系统包括定架、气动模块运动副、质量监测模块、后龙门架、前龙门架、连接架、过渡架、承力墩及六个测力组件；发动机轴向为X方向，竖直方向为Z方向；
所述承力墩、后龙门架分别固定在定架两端，所述前龙门架固定在定架中部，所述前龙门架、后龙门架上均固定有连接架，发动机固定在连接架上，所述承力墩中心位于发动机轴线上；
六个测力组件分别用于测量X方向、Y方向、Z方向的推力，用于测量X方向推力的测力组件一端通过过渡架与发动机固定连接，另一端与承力墩固定连接；用于测量Y方向推力的两个测力组件设置在连接架与气动模块运动副之间，两个气动模块运动副分别固定在前龙门架和后龙门架上；用于测量Z方向推力的测力组件设置在连接架与气动模块运动副之间，所述气动模块运动副固定在定架上，气动模块运动副上设有质量监测模块，用于测量发动机的质量。
进一步地，气动模块运动副包括气体腔及动块；
动块通过连杆与测力组件连接，动块位于气体腔内，气体腔内填充一定压强气体，限制动块朝连杆外侧方向的位移。
进一步地，动块底面为多孔结构。
进一步地，气动模块运动副采用不锈钢材料。
进一步地，承力墩为整体加工工件。
无干涉多分力固体火箭发动机推力测量系统安装测量方法，采用上述的推力测量系统，安装测量方法步骤如下：
步骤一，安装推力测量系统，保证承力墩、用于测量X方向推力的测力组件、过渡架、发动机的对中性；
步骤二，构建六分力模型；
步骤三，根据六分力模型构建空间力系平衡方程组，在原矢量推力在Y方向的分量中增加由质量监测模块得到的发动机质量，在原合力矩在Z方向的分量中增加发动机质量产生的力矩，解算空间力系平衡方程组得到试验件矢量推力的大小、偏心角和偏心距。
进一步地，所述步骤一中具体安装方法如下：
步骤一，将后龙门架、前龙门架固定于定架；
步骤二，承力墩通过对中件与前龙门架对中后固定于定架，承力墩后端连接用于测量X方向推力的测力组件；
步骤三，将发动机放置于两个连接架上，将发动机与连接架固定，过渡架通过对中件与连接架对中，过渡架固定在发动机前裙；
步骤四，两个连接架分别固定于后龙门架、前龙门架中部，过渡架与用于测量X方向推力的测力组件后端连接；
步骤五，Y方向上的气动模块运动副固定在前龙门架和后龙门架上，同时将测力组件固定在前龙门架和后龙门架上的连接架与气动模块运动副之间；将Z方向上的气动模块运动副固定于定架上，气动模块运动副上设有质量监测模块，同时将测力组件固定在连接架与气动模块运动副之间。
有益效果：
1、本发明采用了气动模块运动副来连接测力组件，由于气动模块运动副几乎不产生热量，不会发生粘度变化，无需添加冷却措施，采用此运动副可省掉原位校准装置，这样整体的结构更简单，可靠性更高。其次，因其为非接触性摩擦，摩擦力极小(约为0.0005N左右)，比测量力值低几个数量级，为一个相对稳定值，能长期保持精度，故在工程上可以忽略测量过程中其他方向力和力矩的干涉耦合。这样就可根据测力组件所测得的结果，求出推力在X、Y、Z轴上的力和力矩分量，经过力合成，即可求得发动机推力向量。再者，通过质量监测模块测量发动机的质量，考虑了发动机的重力影响，提高试验精度。
2、本发明承力墩为整体加工工件，可以避免现有技术中各个部件相对移动时所产生的误差，提高测量精度。
附图说明
图1为现有技术多分力固体火箭发动机推力测量系统；
图2为本发明无干涉多分力固体火箭发动机推力测量系统；
图3为多分力力学模型示意图。
其中，1-定架，2-Z方向测力组件，3-后龙门架，4-校准装置，5-前龙门架，6-连接架，7-过渡架，8-X方向测力组件，9-推力墩，10-主推力前承，11-承力墩，12-气动模块运动副，13-连杆，14-动块，15-气体腔。
具体实施方式
下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
本发明提供了一种无干涉多分力固体火箭发动机推力测量系统，如图2所示，包括定架1、气动模块运动副12、质量监测模块、后龙门架3、前龙门架5、连接架6、过渡架7、承力墩11及六个测力组件；发动机轴向为X方向，竖直方向为Z方向。试验件为发动机。
承力墩11为整体加工工件，可以避免现有技术中各个部件相对移动时所产生的误差，提高测量精度。承力墩11、后龙门架3分别固定在定架1两端，前龙门架5固定在定架1中部，连接架6均固定在前龙门架5、后龙门架3中部的安装空间内，发动机固定在连接架6上，承力墩11中心位于发动机轴线上。
如图3所示，六个测力组件分别用于测量X方向、Y方向、Z方向的推力，用于测量X方向推力的X方向测力组件8一端通过过渡架7与发动机固定连接，另一端与承力墩11固定连接；用于测量Y方向推力的两个测力组件分别设置在前龙门架5、后龙门架3上的连接架6与气动模块运动副12之间，两个气动模块运动副12分别固定在前龙门架5和后龙门架3上；用于测量Z方向推力的Z方向测力组件2设置在连接架6与气动模块运动副12之间，后龙门架3上的连接架6上设置两个Z方向测力组件2，前龙门架5上的连接架6上设置一个Z方向测力组件2，气动模块运动副12固定在定架1上，气动模块运动副12上设有质量监测模块，用于测量发动机的质量。
气动模块运动副12采用不锈钢材料，包括气体腔15及动块14；动块14通过连杆13与测力组件连接，动块14位于气体腔15内，气体腔15内填充一定压强气体，限制动块14朝连杆13外侧方向的位移。即与测量Y方向推力的两个测力组件相连的气动模块运动副12限制其Y方向的位移，与测量Z方向推力的两个测力组件相连的气动模块运动副12限制其Z方向的位移。动块14底面为多孔结构，用于消除摩擦因子。
无干涉多分力固体火箭发动机推力测量系统的安装测量方法如下：
步骤一，将后龙门架3、前龙门架5螺栓固定于定架1。
步骤二，承力墩11通过对中件与前龙门架5对中后螺栓固定于定架1，承力墩11后端连接X方向测力组件8；承力墩11侧为前方。
步骤三，将发动机放置于两个连接架6上，用螺栓将发动机与连接架6固定，过渡架7通过对中件与连接架6对中，过渡架7固定在发动机前裙。
步骤四，两个连接架6分别固定于后龙门架3、前龙门架5中部的安装空间内，过渡架7与X方向测力组件8后端连接。
步骤五，Y方向上的气动模块运动副12固定在前龙门架5和后龙门架3上，同时将测力组件固定在前龙门架5和后龙门架3上的连接架6与气动模块运动副12之间；将Z方向上的气动模块运动副12螺栓固定于定架1上，气动模块运动副12上设有质量监测模块，同时将测力组件固定在连接架6与气动模块运动副12之间。后龙门架3上的连接架6上设置两个Z方向测力组件2，前龙门架5上的连接架6上设置一个Z方向测力组件2。
步骤六，安装好后的推力测量系统可以固定于某一定点，也可以固定于方舱，可根据试验要求用专用车辆运送至试验地点，将方舱吊起平稳固定于地面即可进行发动机的安装及试车，具有机动灵活、安装使用方便的特点。
步骤七，进行试车架矢量推力测量。
步骤701，构建六分力模型。
构建O-XYZ直角坐标系，以发动机的轴线与前龙门架5中心线交点作为坐标系原点O，以发动机的轴线为X轴，Y轴过原点与X轴垂直相交并在水平面平行，Z轴过原点O与X轴垂直相交并与竖直面平行，规定测力组件受拉力为“正”，受压为“负”；
步骤702，根据六分力模型构建空间力系平衡方程组，在原矢量推力在Y方向的分量中增加由质量监测模块得到的发动机质量，在原合力矩在Z方向的分量中增加发动机质量产生的力矩，解算空间力系平衡方程组得到发动机矢量推力的大小、偏心角和偏心距。空间力系平衡方程组为：
因为气动模块运动副12采用气体润滑，在X轴和Y轴方向可移动，在Z轴方向限制移动，且其摩擦力极小(约为0.0005N左右)，比测量力值低几个数量级，故在工程上可以忽略测量过程中其他方向力和力矩的干涉耦合，所以实际测量计算公式应为：
式中：F1和F2分别为后龙门架4上连接架6上固定的测量Z方向的2个测力组件的测力值，单位为N，F3为后龙门架4上连接架6上固定的测量Y方向的1个测力组件的测力值，单位为N，F4为前龙门架5上连接架6上固定的测量Z方向的1个测力组件的测力值，单位为N，F5为前龙门架5上连接架6上固定的测量Y方向的1个测力组件的测力值，单位为N，F6为连接承力墩11和过渡架7的轴线方向的1个测力组件的测力值，单位为N；
F为矢量推力的大小，单位为N，M为力矩的大小，单位为N·m；
Fx、Fy、Fz分别为矢量推力在X、Y、Z三个坐标方向的分量，其数量值的单位为N；
Mx、My、Mz分别为合力矩在X、Y、Z三个坐标方向的分量，其数量值的单位为N·m，按右手螺旋法则确定“正”方向；
W为发动机的重力，单位为N，通过质量监测模块给出；
R为F1和F2的中心距离的一半，单位为m，为已知值；
yP和zP分别为矢量推力通过发动机重心所在竖直面的交点在Y轴和Z轴的坐标，其数值单位为m。
综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (7)
1.一种无干涉多分力固体火箭发动机推力测量系统，其特征在于，所述推力测量系统包括定架、气动模块运动副、质量监测模块、后龙门架、前龙门架、连接架、过渡架、承力墩及六个测力组件；发动机轴向为X方向，竖直方向为Z方向；
所述承力墩、后龙门架分别固定在定架两端，所述前龙门架固定在定架中部，所述前龙门架、后龙门架上均固定有连接架，发动机固定在连接架上，所述承力墩中心位于发动机轴线上；
六个测力组件分别用于测量X方向、Y方向、Z方向的推力，用于测量X方向推力的测力组件一端通过过渡架与发动机固定连接，另一端与承力墩固定连接；用于测量Y方向推力的两个测力组件设置在连接架与气动模块运动副之间，两个气动模块运动副分别固定在前龙门架和后龙门架上；用于测量Z方向推力的测力组件设置在连接架与气动模块运动副之间，所述气动模块运动副固定在定架上，气动模块运动副上设有质量监测模块，用于测量发动机的质量。
2.如权利要求1所述的无干涉多分力固体火箭发动机推力测量系统，其特征在于，气动模块运动副包括气体腔及动块；
动块通过连杆与测力组件连接，动块位于气体腔内，气体腔内填充一定压强气体，限制动块朝连杆外侧方向的位移。
3.如权利要求2所述的无干涉多分力固体火箭发动机推力测量系统，其特征在于，动块底面为多孔结构。
4.如权利要求1所述的无干涉多分力固体火箭发动机推力测量系统，其特征在于，气动模块运动副采用不锈钢材料。
5.如权利要求1所述的无干涉多分力固体火箭发动机推力测量系统，其特征在于，承力墩为整体加工工件。
6.无干涉多分力固体火箭发动机推力测量系统安装测量方法，其特征在于，采用如权利要求1所述的推力测量系统，安装测量方法步骤如下：
步骤一，安装推力测量系统，保证承力墩、用于测量X方向推力的测力组件、过渡架、发动机的对中性；
步骤二，构建六分力模型；
步骤三，根据六分力模型构建空间力系平衡方程组，在原矢量推力在Y方向的分量中增加由质量监测模块得到的发动机质量，在原合力矩在Z方向的分量中增加发动机质量产生的力矩，解算空间力系平衡方程组得到试验件矢量推力的大小、偏心角和偏心距。
7.如权利要求6所述的无干涉多分力固体火箭发动机推力测量系统安装测量方法，其特征在于，所述步骤一中具体安装方法如下：
步骤一，将后龙门架、前龙门架固定于定架；
步骤二，承力墩通过对中件与前龙门架对中后固定于定架，承力墩后端连接用于测量X方向推力的测力组件；
步骤三，将发动机放置于两个连接架上，将发动机与连接架固定，过渡架通过对中件与连接架对中，过渡架固定在发动机前裙；
步骤四，两个连接架分别固定于后龙门架、前龙门架中部，过渡架与用于测量X方向推力的测力组件后端连接；
步骤五，Y方向上的气动模块运动副固定在前龙门架和后龙门架上，同时将测力组件固定在前龙门架和后龙门架上的连接架与气动模块运动副之间；将Z方向上的气动模块运动副固定于定架上，气动模块运动副上设有质量监测模块，同时将测力组件固定在连接架与气动模块运动副之间。
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