CN115248961A - 一种火箭发动机摩擦负载模拟系统、方法及控制系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种火箭发动机摩擦负载模拟系统、方法及控制系统，涉及航空航天技术领域，以解决摩擦加载系统因摩擦材料的磨损，导致测量的摩擦系数发生变化，以及不能得到精确的摩擦力曲线，使得摩擦载荷数据存在很大偏差，导致误差越来越大的问题。该火箭发动机摩擦负载模拟系统包括：喷管组件、摩擦定位组件、六分力传感器、位移传感器以及空心摩擦球结构。该火箭发动机摩擦负载模拟方法用于测量发动机摩擦负载。本发明提供的火箭发动机摩擦负载模拟系统、方法及控制系统用于测量火箭发动机的发动机摩擦负载。

Description

一种火箭发动机摩擦负载模拟系统、方法及控制系统

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，尤其涉及一种火箭发动机摩擦负载模拟系统、方法及控制系统。

背景技术

推力矢量以及由其作用产生的摩擦负载是固体火箭发动机的重要的性能参数，与采用发动机作为动力装置的航天器的发射、运行、变向等控制的精确程度紧密相关。基于此，需要对摩擦载荷进行测量，以保证固体火箭发动机的性能。

相关技术中，可以利用加载装置对发动机施加径向方向的压力，然后通过测力装置测得不同压力下火箭发动机所产生的摩擦力矩大小，接着构建压力与摩擦负载的相关曲线。所构建的相关曲线就可以模拟火箭的实际运行轨迹，为实际火箭发射提供有力支持。

但是，该测量装置在经过多次或一段时间的使用后，由于摩擦材料的磨损，导致测量的摩擦系数发生变化，不能得到精确的摩擦力曲线，使得摩擦载荷数据存在很大偏差，导致误差越来越大。

发明内容

本发明的目的在于提供一种火箭发动机摩擦负载模拟系统、方法及控制系统，用于测量发动机的摩擦负载。

第一方面，本发明提供了一种火箭发动机摩擦负载模拟系统，包括：喷管组件、摩擦定位组件、六分力传感器、位移传感器以及空心摩擦球结构，空心摩擦球结构具有至少一个开口，六分力传感器设在空心摩擦球结构上，六分力传感器用于采集空心摩擦球结构的力矩；

喷管组件包括阳球以及用于模拟喷管运动的模拟机构，模拟机构包括喷管模拟件和姿态调节机构，喷管模拟件通过开口连接在阳球上，姿态调节机构用于调节喷管模拟件的姿态；

位移传感器用于采集喷管模拟件的位置信息，阳球位于空心摩擦球结构的内部，模拟机构位于空心摩擦球结构的外部，阳球通过开口与模拟机构连接，摩擦定位组件包括对阳球进行定位的摩擦式抱环以及用于至少两个可伸缩摩擦件，至少两个可伸缩定位件固定在空心摩擦球结构的内壁。

与现有技术相比，本发明提供的发动机摩擦负载模拟系统中，喷管组件包括阳球以及用于模拟喷管运动的模拟机构，喷管组件的阳球位于空心摩擦球结构的内部，模拟机构位于空心摩擦球结构的外部，阳球通过开口与模拟机构连接，因此，当喷管组件中的模拟机构模拟喷管运动时，模拟机构可以带动阳球运动。而摩擦式抱环固定在空心摩擦球结构的内壁，因此，当模拟机构可以带动阳球运动时，可伸缩摩擦件可以向阳球施加摩擦力，用于模拟模拟结构向阳球施加的摩擦力，使得摩擦式抱环可以对阳球进行定位；同时，由于可伸缩摩擦件可以伸缩，至少两个可伸缩定位件固定在空心摩擦球结构的内壁，因此，可伸缩摩擦件向阳球施加摩擦力时，阳球运动时带动空心摩擦球结构微动。同时，当阳球完成运动时，位移传感器用于采集模拟机构的位置信息以确定模拟机构的运行姿态；六分力传感器设在空心摩擦球结构上，当阳球运动时带动空心摩擦球结构微动，六分力传感器用于采集空心摩擦球结构的力矩，从而测量出喷管在当前运行姿态的发动机摩擦负载。

第二方面，本发明提供了一种火箭发动机摩擦负载模拟方法，方法包括：

控制姿态调节机构调节喷管模拟件的运动，使得模拟机构带动阳球运动；

当模拟机构结束模拟喷管运动时，控制可伸缩摩擦件向阳球施加摩擦力，摩擦力用于模拟模拟结构向阳球施加的摩擦力；

接收来自位移传感器的模拟机构的位置信息，基于模拟机构的位置信息确定阳球的偏移姿态；

接收来自六分力传感器的空心摩擦球结构的力矩，基于空心摩擦球结构的力矩确定在偏移姿态下所述发动机摩擦负载。

与现有技术相比，本发明提供的发动机摩擦负载模拟方法的有益效果与上述技术方案所述的发动机摩擦负载模拟系统有益效果相同，此处不做赘述。

第三方面，本发明提供了一种控制系统，控制系统分别与可伸缩摩擦件、姿态调节机构、位移传感器和六分力传感器通信。

与现有技术相比，本发明提供的控制系统的有益效果与上述技术方案所述的发动机摩擦负载模拟系统有益效果相同，此处不做赘述。

附图说明

图1为现有技术中一种大推力固体火箭发动机压电测试装置结构图；

图2为本发明实施例中火箭发动机摩擦负载模拟系统的剖视示意图；

图3A为本发明实施例中阳球定位结构的剖视示意图；

图3B为本发明实施例中空心摩擦球结构的爆炸示意图；

图4为本发明实施例中六分力传感器的结构示意图；

图5A为本发明实施例中可伸缩摩擦件及加载装置的结构示意图；

图5B为本发明实施例中可伸缩摩擦件及加载装置的剖视示意图；

图6为本发明实施例中液压系统的原理图；

图7为本发明实施例中姿态调节机构的结构示意图；

图8为本发明实施例中位移传感器的结构示意图；

图9为本发明实施例中控制系统的结构框图。

附图标记：

101-转接架，102-测力仪，103-侧向加载装置，104-支撑圆台，105-主向液压动力系统，106-支撑架，107-脚轮装置，108-后端中心拉杆，109-连接筒，1010-标准力传感器，1011-前端中心拉杆，1012-标定板，1013-加载螺母，201-喷管组件，2011-阳球，2012-模拟机构，2012a-喷管模拟件，2012b-姿态调节机构，202-摩擦定位组件，203-空心摩擦球结构，204-六分力传感器，205-位移传感器，206-基座，301-空心柱，302-第二支撑件，3021-第二缺口槽，303-第一支撑件，3031-第一缺口槽，304-第一摩擦式抱环，305-第二摩擦式抱环，306-可伸缩摩擦件，307-防尘布，401-第一侧壁，402-第二侧壁，403-弹性梁，404-第一环状件，405-第二环状件，501-摩擦件，502-伸缩件，503-加载装置，601-油源，602-压力表，603-温度传感器，604-高精度过滤器，605-蓄能器，606-伺服阀，607-电磁阀，608-节流阀，609-高精度压力传感器，6010-测压点，6011-三通电磁阀，6012-伺服液压缸，701-动力输出端，801-位移传感器，900-控制系统，901-控制平台。

具体实施方式

为了使本发明所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

需要说明的是，当元件被称为“固定于”或“设置于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上或者间接在该另一个元件上。当一个元件被称为是“连接于”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件或间接连接至该另一个元件上。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。“若干”的含义是一个或一个以上，除非另有明确具体的限定。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”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发明和简化描述，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发明的限制。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

随着现代航空航天业的快速发展，发动机对推进系统的可靠性要求越来越高，对发动机推力的精确控制可实现对飞行器运行姿态精确控制，同步也会提高目标命率。推力矢量以及由其作用产生的摩擦载荷是固体火箭发动机的重要的性能参数，与采用发动机作为动力装置的航天器的发射、运行、变向等控制的精确程度紧密相关。基于此，需要对摩擦载荷进行测量，以保证固体火箭发动机的性能。相关技术中，可以利用加载装置对发动机施加径向方向的压力，然后通过测力装置测得不同压力下火箭发动机所产生的摩擦力矩大小，接着构建压力与摩擦负载的相关曲线。所构建的相关曲线就可以模拟火箭的实际运行轨迹，为实际火箭发射提供有力支持。

但是，该测量装置在经过多次或一段时间的使用后，由于摩擦材料的磨损，导致测量的摩擦系数发生变化，不能得到精确的摩擦力曲线，使得摩擦载荷数据存在很大偏差，导致误差越来越大。

现有技术中，火箭发动机摩擦负载模拟装置通过加载装置对火箭发动机施加径向方向的压力，通过测力装置测得不同压力下火箭发动机所产生的摩擦力矩大小，通过多次测量获得压力与摩擦负载的相关曲线，从而进一步在该相关曲线的基础上进行实验。图1示出了现有技术中一种大推力固体火箭发动机压电测试装置结构图，如图1所示，现有技术中公开了一种大推力固体火箭发动机压电测试装置，包括转接架101、测力仪102、侧向加载装置103、支撑圆台104、主向液压动力系统105、支撑架106、脚轮装置107、后端中心拉杆108、连接筒109、标准力传感器1010、前端中心拉杆1011、标定板1012和加载螺母1013。

基于上述问题，本发明示例性实施例提供一种火箭发动机摩擦负载模拟系统、方法及控制系统，以解决摩擦加载系统因摩擦材料的磨损，导致测量的摩擦系数发生变化，以及不能得到精确的摩擦力曲线，使得摩擦载荷数据存在很大偏差，导致误差越来越大的问题。

图2示出了本发明示例性实施例的火箭发动机摩擦负载模拟系统的剖视示意图。如图2所示，本发明示例性实施例提供的火箭发动机摩擦负载模拟系统包括：喷管组件201、摩擦定位组件202、六分力传感器204、位移传感器205以及空心摩擦球结构203。

空心摩擦球结构203具有至少一个开口，六分力传感器204设在空心摩擦球结构上，六分力传感器204用于采集空心摩擦球结构的力矩，喷管组件201包括阳球2011以及用于模拟喷管运动的模拟机构2012，阳球2011位于空心摩擦球结构203的内部，位移传感器205用于采集模拟机构的位置信息，模拟机构2012位于空心摩擦球结构203的外部，阳球2011通过开口与模拟机构2012连接，摩擦定位组件202包括对阳球2011进行定位的摩擦式抱环以及至少两个可伸缩摩擦件306，至少两个可伸缩摩擦件306固定在空心摩擦球结构203的内壁。

本发明示例性实施例提供的火箭发动机摩擦负载模拟系统中，喷管组件201包括阳球2011以及用于模拟喷管运动的模拟机构2012，喷管组件201的阳球2011位于空心摩擦球结构203的内部，模拟机构2012位于空心摩擦球结构203的外部，阳球2011通过开口与模拟机构2012连接，因此，当喷管组件201中的模拟机构2012模拟喷管运动时，模拟机构2012可以带动阳球2011运动。而摩擦式抱环固定在空心摩擦球结构203的内壁，因此，当模拟机构2012可以带动阳球2011运动时，可伸缩摩擦件306可以向阳球2011施加摩擦力，用于模拟模拟结构向阳球2011施加的摩擦力，使得摩擦式抱环可以对阳球2011进行定位；同时，由于可伸缩摩擦件306可以伸缩，至少两个可伸缩定位件固定在空心摩擦球结构203的内壁，因此，可伸缩摩擦件306向阳球2011施加摩擦力时，阳球2011运动时带动空心摩擦球结构203微动。同时，当阳球2011完成运动时，位移传感器205用于采集模拟机构2012的位置信息以确定模拟机构2012的运行姿态，六分力传感器204设在空心摩擦球结构203上，当阳球2011运动时带动空心摩擦球结构203微动，六分力传感器204用于采集空心摩擦球结构203的力矩，从而测量出喷管在当前运行姿态的发动机摩擦负载。

图3A示出了本发明示例性实施例的阳球定位结构的剖视示意图，如图3A所示，在一种可能的实现方式中，上述空心摩擦球结构203包括空心柱301、第一支撑件303和第二支撑件302，阳球2011设在空心柱301内，可伸缩摩擦件306设在空心柱301的内壁，空心柱301具有第一开口和第二开口，阳球2011通过第一开口与模拟机构2012连接，第二支撑件302设在空心柱301位于第二开口的一端，六分力传感器204设在第一支撑件303与第二支撑件302之间。应理解，第一支撑件303和第二支撑件302留有间隙，当六分力传感器204受力时，该间隙可以为六分力传感器204留出充足的形变空间。

在实际应用中，空心摩擦球结构203包括空心柱301，阳球设在空心柱301内，可伸缩摩擦件306设在空心柱301的内壁，当模拟机构2012模拟喷管运动时，模拟机构2012不仅可以带动阳球2011运动，还可以控制可伸缩摩擦件306向阳球2011施加摩擦力。当模拟模拟结构向阳球施加摩擦力时，由于可伸缩摩擦件306设在空心柱301内壁上，阳球2011运动带动空心柱301微动，空心柱301微动时就会带动与之连接的第二支撑件302开始微动，此时，六分力传感器204设在第一支撑件303与第二支撑件302之间，当第二支撑件302微动时，就会带动六分力传感器204产生一个微动，这样六分力传感器204就可以采集到空心摩擦球结构203的力矩。

在一种可选方式中，第一支撑件303的支撑端面具有第一缺口槽3031，第二支撑件302的支撑端面具有第二缺口槽3021，第一缺口槽3031和第二缺口槽3021的缺口相对，第一缺口槽3031的槽底和第二缺口槽3021的槽底处在同一水平面，六分力传感器204的底部分别与第一缺口槽3031的槽底和第二缺口槽3021的槽底连接，第一缺口槽3031的侧壁与六分力传感器204的第一侧壁401接触，第二缺口槽3021的侧壁与六分力传感器204的第二侧壁402接触。

当第一缺口槽3031和第二缺口槽3021的缺口相对，第一缺口槽3031和第二缺口槽3021连通，可以保证六分力传感器204的底部没有障碍的分别与第一缺口槽3031的槽底和第二缺口槽3021的槽底连接。同时，由于第一缺口槽3031的槽底和第二缺口槽3021的槽底处在同一水平面，使得六分力传感器204可以实现精准测量，因此，当六分力传感器204的底部分别与第一缺口槽3031的槽底和第二缺口槽3021的槽底连接，六分力传感器204可以比较平稳的安放在第一缺口槽3031的槽底和第二缺口槽3021的槽底连通的槽底上，受到外力干扰的可能性比较低。基于此，当六分力传感器204的底部分别与第一缺口槽3031的槽底和第二缺口槽3021的槽底连接，可以保证六分力传感器204测量的准确性，进而保证六分力传感器204所采集的空心摩擦球结构203力矩的准确性。另外，第一缺口槽3031的侧壁与六分力传感器204的第一侧壁401接触，第二缺口槽3021的侧壁与六分力传感器204的第二侧壁402接触，当第一缺口槽3031的侧壁和第二缺口槽3021的侧壁相对时，第一缺口槽3031的侧壁和第二缺口槽3021的侧壁就会形成一个凹槽，此时，就可实现对六分力传感器204的精准定位。

在一种实施例中，图3B示出了本发明实施例中空心摩擦球结构203的爆炸示意图，如图3B所示，第一支撑件303为第一环形支撑件，第二支撑件302为第二环形支撑件，第一环形支撑件的内侧壁设有向上延伸的轮毂，第二环形支撑件的内侧壁套接在第一环形支撑件的内侧壁向上延伸轮毂上。第一环形支撑件的支撑端面具有第一缺口槽3031，第二环形支撑件的支撑端面具有第二缺口槽3021，第一缺口槽3031的缺口与第二缺口槽3021的缺口相对。

举例来说，第一支撑件303可以为上法兰，第二支撑件302可以为下法兰，上法兰和下法兰位于空心柱的底部。当上法兰的内侧壁设有轮毂时，下法兰套设在上法兰的轮毂上，且下法兰和轮毂之间具有空隙。同时，下法兰朝向空心柱的表面具有第一缺口槽3031，轮毂的伸出端的表面具有第二缺口槽3021，第二缺口槽3021的缺口朝向下法兰的内侧壁。此时，第一缺口槽3031的缺口和第二缺口槽3021的缺口相对，第一缺口槽3031和第二缺口槽3021可以围成固定六分力传感器204的空间。本发明示例性实施例的六分力传感器204可以支持测量横向、纵向、垂向三个方向的受力和力矩。图3A示出了本发明六分力传感器204的测量方向示意图，其中，横向指向与受力点相切的方向，纵向指向与受力点的圆心方向，垂直指向靠近喷管组件一端的空心柱方向。

示例性的，图4是示出了本发明实施例中六分力传感器的结构示意图，如图4所示，本发明示例性实施例的六分力传感器204包括第一环状件404、第二环状件405以及多个弹性结构，第一环状件404与第二环状件405套设在一起，多个弹性件设在第一环状件404和第二环状件405之间，且多个弹性结构沿着第二环状件的周向方向分布。

第一环状件404的径向尺寸小于第二环状件405的径向尺寸，因此，与第一缺口槽3031的侧壁固定的第一侧壁401实际与第一缺口槽3031的侧壁设在一起，与第二缺口槽3021的侧壁固定的六分力传感器204的第二侧壁402实际位于第二环状件405的外侧壁。

例如：每个弹性结构可以包括连接第一环状件404和第二环状件405的弹性梁403，以及设在连接梁上的应变片。当空心柱301微动时，空心柱301会带动上法兰微动，而由于多个弹性件设在第一环状件404和第二环状件405之间，因此，当空心柱301会带动上法兰微动时，第二环形件405会使得弹性梁403的弹性发生变化。当六分力传感器204通过应变片检测到弹性梁403的弹性变化，就会采集第二环状件405在横向、纵向、垂向三个方向的受力和力矩，最后通过力矩合成就会得到喷管模拟件的实际摩擦负载。

在一种可选方式中，本公开示例性实施例的空心柱301的内壁具有沿着阳球周向分布的至少两个安装部，每个可伸缩摩擦件306安装在相应安装部。此时，当模拟机构2012模拟喷管运动时，可伸缩摩擦件306可伸缩的与喷管组件中的阳球2011摩擦。

示例性的，上述安装部可以为固定在空心柱301内壁的套筒，可伸缩摩擦件306设在相应套筒的内部。由于套筒固定在空心柱301内壁，可伸缩摩擦件306设在相应套筒的内部，因此，可以利用套筒的内部空间为可伸缩摩擦件提供伸缩通道，而将可伸缩摩擦件306的动力部分设在套筒的外部。这样不仅可以节省了空间体积，还可将可伸缩摩擦件设在套筒通道内，防止大气环境中的颗粒物造成摩擦系数的改变，至于上述安装部的数量，可以根据实际情况设计。

例如：如图5A所示，图5A示出了9个可伸缩摩擦件306，其环设在阳球2011的周侧。阳球运动时，9个可伸缩摩擦件306与阳球2011之间产生摩擦力矩，通过9个可伸缩摩擦件306与阳球2011所产生的摩擦力矩来模拟火箭发动机在飞行状态时的摩擦负载，这样不仅稳定性高、误差小还可以产生足够的摩擦力。

在一种可选方式中，如图5B所示，在加载装置503中，每个可伸缩摩擦件306具有伸缩件502，伸缩件502的端部与阳球2011接触，伸缩件的端部具有摩擦件501。应理解，可伸缩摩擦件306可以是液压式可伸缩摩擦件，气压式可伸缩摩擦件、电动式可伸缩摩擦件等，但不仅限于此。

在实际应用中，伸缩件502的端部具有摩擦件501，摩擦件501位于伸缩件502靠近阳球2011的端部，此时，当摩擦件501与阳球2011接触时，摩擦件501就可以向阳球2011提供摩擦负载。同时，可以通过控制系统控制摩擦件501与阳球2011接触程度，以及调节摩擦件501向阳球提供的摩擦负载。摩擦件501可以为摩擦瓦或其他摩擦件等。

示例性的，当可伸缩摩擦件306为液压式可伸缩摩擦件，本发明实施例的控制系统为液压系统。如图6所示，上述液压系统主要包括加载阀组、加载油缸和液压管路，液压系统还可以包括：油源601、压力表602、温度传感器603、高精度过滤器604、两个蓄能器605、伺服阀606、电磁阀607、节流阀608、高精度压力传感器609、测压点6010、三通电磁阀6011以及伺服液压缸6012。

在工作时，油源管路通过加载阀组上设置的高压快换接头接入测试系统，压力表显示油源压力，温度传感器603实时监控油液温度，高精度过滤器604用于保证油液污染度等级，伺服阀606能够稳定工作，设置两个蓄能器605，用于保证加载压力剧烈变化时伺服阀前压力稳定。在加载压力控制方面采用闭环压力控制，控制器采集高精度压力传感器609的信号，与伺服阀的控制电压进行闭环控制，保证加载压力稳定，三通电磁阀6011用于油缸收回的控制。

当阳球2011与可伸缩摩擦件306模拟摩擦时，为降低摩擦力和压力间的比例系数，保证技术要求内的最小工作摩擦力时，空心柱301周侧设有用于放置可伸缩摩擦件306的通道，通道内设有伺服液压缸，当液压缸的液压较大，为了保证液压系统的压力稳定性，位于可伸缩摩擦件306端部的摩擦件501的摩擦材料需要摩擦系数低的材料。

举例来说，摩擦件501可采用树脂基复合耐磨材料，该材料耐100℃高温、强度高、耐磨并且耐腐蚀，摩擦系数约为0.35，该摩擦材料还可提高摩擦力控制分辨率，使得摩擦力控制更精准，从而使得摩擦材料性能稳定，磨损率低。

在一种可选方式中，摩擦定位组件还包括第一摩擦式抱环304和第二摩擦式抱环305，沿着靠近六分力传感器204和模拟机构2012的分布方向，至少两个可伸缩摩擦件306位于第一摩擦式抱环304和第二摩擦式抱环305之间，可伸缩摩擦件306与阳球2011模拟摩擦。

当模拟机构2012模拟喷管运动时，模拟机构2012带动阳球2011运动，靠近六分力传感器204分布方向的第一摩擦式抱环304和靠近模拟机构2012分布方向第二摩擦式抱环305对阳球2011进行定位，该定位不会使得阳球2011不会发生位置偏移，该定位方式负载稳定、定心精度高、测量误差小并可实现对活动体的全轴10度摆动。

示例性的，为了保证阳球2011能够围着同一个点进行偏移，其中第一摩擦式抱环304和第二摩擦式抱环305的材料采用结构钢底座安装摩擦材料的形式，该底座采用35mm厚高强度结构钢，通过螺钉固定在空心柱301上，这样就可以保证上下轴承环结构在承受阳球随模拟机构运动时不会因为设定频率摆动而发生球心偏离摆心的现象。

在一种可选方式中，模拟机构2012包括喷管模拟件2012a和姿态调节机构2012b，喷管模拟件2012a通过开口连接在阳球2011上，姿态调节机构2012b用于调节喷管模拟件2012a的姿态。应理解，姿态调节机构的数量至少为两个，如图7所示，每个姿态调节机构具有动力输出端701，动力输出端701与喷管模拟件2012a铰接，姿态调节机构2012b与位移传感器205对称的设在喷管模拟件2012a上。

为了保证地面负载台能真实反应固体火箭发动机上的情况，喷管模拟件2012a通过开口连接在阳球上，为了保证球心与技术要求中摆心的位置统一，喷管模拟件2012a与阳球2011之间通过螺钉、螺栓等固定件相连接，使得模拟机构2012带动喷管模拟件2012a运动从而带动阳球运动。

在具体实施时，姿态调节机构2012b不仅可以对喷管模拟件2012a进行动力输入，以利用对喷管模拟件2012a的姿态调整。而且，由于每个姿态调节机构2012b具有动力输出端701与喷管模拟件2012a铰接，因此，可以采用转动方式调节动力输出端与喷管模拟件2012a之间角度，使得姿态调节机构从另外一个角度改变喷管模拟件的姿态。

当姿态调节机构701动力输出端调整喷管模拟件2012a的姿态时，如图8所示，为了采集喷管模拟件2012a的位置信息，设在姿态调节机构2012b对称方向的位移传感器开始工作。而且，由于每个位移传感器205具有安装端801与喷管模拟件2012a铰接，因此，可以采用转动方式调节安装端与喷管模拟件2012a之间角度，使得位移传感器205开始采集喷管模拟件的位置信息。

为了确保喷管模拟件2012a的运行姿态与实际固体火箭发动机的飞行状态一致，以上姿态调节机构2012b至少为两个，以两个姿态调节机构2012b举例来说，姿态调节机构2012b的连接方式与固体火箭发动机一致，当姿态调节机构2012b的动力输出端701铰接在喷管模拟件上，姿态调节机构2012b开始调整喷管模拟件2012a的运行姿态，位移传感器205相对姿态调节机构对称的设在喷管模拟件上，当姿态调节机构2012b开始调整喷管模拟件2012a的运行姿态时，位移传感器205开始确定喷管模拟件2012a的位置信息。

在一种可能的实现方式中，发动机摩擦负载模拟系统还包括具有安装口的基座206，空心摩擦球结构设在基座206内，六分力传感器204设在空心摩擦球结构上，模拟机构2012设在基座外，位移传感器205设在基座206外，基座安装口还设有防尘布307，防尘布307与模拟机构2012连接。

示例性的，为了保证扫频实验等工况下台体的稳定性，可以将基座206设置为为刚性铸铁台体，基座206为刚性铸铁台体时，由于其重量重，稳定牢靠，可以实现与喷管组件201的安装及固定。同时，在安装口处设置防尘布307既能防止喷管模拟件2012a周向转动，也能起到防尘作用；并且该负载台采用了发动机实物防尘布307，其安装结构及尺寸与实际发动机一致，所以此处的位置力矩与实际情况一致。

举例来说，基座206包括正方体结构部分和九棱柱结构部分，正方体结构部分设在九棱柱结构下面，为了减轻上述基座206的重量，将正方体结构和九棱柱结构设置为框架结构，这样不仅起到了支撑作用，同时也减轻了基座的重量；为了便于拆卸维修，给九棱柱结构每个侧面开设矩形窗口，开设的矩形窗口上设有盖，该盖子可拆卸；九棱柱结构顶面中心设有用于安装喷管组件的安装口，安装口内设有紧固件，用于固定喷管组件。

本发明示例性实施例还提供一种控制系统，其可以包括控制平台905以及与控制平台通信的发动机摩擦负载模拟系统，控制平台901可以分别与可伸缩摩擦件306、姿态调节机构2012b、位移传感器205和六分力传感器204通信。

如图9所示，控制平台901可以控制模拟机构模拟喷管运动，使得模拟机构2012带动阳球运动，同时控制平台901还控制可伸缩摩擦件306模拟向阳球施加摩擦力，以模拟模拟结构向阳球施加的摩擦力；在这个过程中，控制平台901还接收接自位移传感器205的模拟机构的位置信息，基于模拟机构的位置信息确定阳球2011的偏移姿态；控制平台接收来自六分力传感器204的空心摩擦球结构203的力矩，基于空心摩擦球结构203的力矩确定在偏移姿态下所述发动机摩擦负载。

在一种可能的实现方式中，上述实施例中，本发明示例性实施例提供的发动机摩擦负载模拟方法，方法包括：

控制姿态调节机构2012b调节喷管模拟件2012a的运动，使得模拟机构2012带动阳球2011运动；

当模拟机构2012结束模拟喷管运动时，控制可伸缩摩擦件306向阳球2011施加摩擦力，摩擦力用于模拟模拟结构向阳球2011施加的摩擦力；

接收来自位移传感器205的模拟机构2012的位置信息，基于模拟机构2012的位置信息确定阳球的偏移姿态；

接收来自六分力传感器204的空心摩擦球结构203的力矩，基于空心摩擦球结构的力矩确定在偏移姿态下所述发动机摩擦负载。

与现有技术相比，本发明提供的发动机摩擦负载模拟方法的有益效果与上述技术方案所述的发动机摩擦负载模拟系统有益效果相同，此处不做赘述。

在上述实施方式的描述中，具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种火箭发动机摩擦负载模拟系统，其特征在于，包括：喷管组件、摩擦定位组件、六分力传感器、位移传感器以及空心摩擦球结构，所述空心摩擦球结构具有至少一个开口，所述六分力传感器设在所述空心摩擦球结构上，所述六分力传感器用于采集所述空心摩擦球结构的力矩；

所述喷管组件包括阳球以及用于模拟喷管运动的模拟机构，所述模拟机构包括喷管模拟件和姿态调节机构，所述喷管模拟件通过所述开口连接在所述阳球上，所述姿态调节机构用于调节所述喷管模拟件的姿态；

所述位移传感器用于采集所述喷管模拟件的位置信息，所述阳球位于所述空心摩擦球结构的内部，所述模拟机构位于所述空心摩擦球结构的外部，所述阳球通过所述开口与所述模拟机构连接，所述摩擦定位组件包括对所述阳球进行定位的摩擦式抱环以及至少两个可伸缩摩擦件，至少两个所述可伸缩摩擦件固定在所述空心摩擦球结构的内壁。

2.如权利要求1所述的火箭发动机摩擦负载模拟系统，其特征在于，所述空心摩擦球结构包括空心柱、第一支撑件和第二支撑件，所述阳球设在所述空心柱内，所述可伸缩摩擦件设在所述空心柱的内壁，所述空心柱具有第一开口和第二开口，所述阳球通过所述第一开口与所述模拟机构连接，所述第二支撑件设在所述空心柱位于所述第二开口的一端，所述六分力传感器设在所述第一支撑件与所述第二支撑件之间。

3.根据权利要求2所述的火箭发动机摩擦负载模拟系统，其特征在于，所述第一支撑件的支撑端面具有第一缺口槽，所述第二支撑件的支撑端面具有第二缺口槽，所述第一缺口槽的缺口和所述第二缺口槽的缺口相对，所述第一缺口槽的槽底和所述第二缺口槽的槽底处在同一水平面，所述六分力传感器的底部分别与所述第一缺口槽的槽底和所述第二缺口槽的槽底连接，所述第一缺口槽的侧壁与所述六分力传感器的第一侧壁接触，所述第二缺口槽的侧壁与所述六分力传感器的第二侧壁接触。

4.根据权利要求2所述的火箭发动机摩擦负载模拟系统，其特征在于，所述空心柱的内壁具有沿着所述阳球周向分布的至少两个安装部，每个所述可伸缩摩擦件安装在相应所述安装部。

5.根据权利要求1所述的火箭发动机摩擦负载模拟系统，其特征在于，每个所述可伸缩摩擦件具有伸缩件，所述伸缩件的端部与所述阳球接触，所述伸缩件的端部具有摩擦件。

6.根据权利要求1所述的火箭发动机摩擦负载模拟系统，其特征在于，所述摩擦定位组件还包括第一摩擦式抱环和第二摩擦式抱环，沿着靠近所述六分力传感器和所述模拟机构的分布方向，至少两个所述可伸缩摩擦件位于所述第一摩擦式抱环和所述第二摩擦式抱环之间。

7.根据权利要求1～6任一项所述的火箭发动机摩擦负载模拟系统，所述姿态调节机构的数量至少为两个，每个所述姿态调节机构具有动力输出端，所述动力输出端与所述喷管模拟件铰接，所述姿态调节机构与所述位移传感器对称的设在所述喷管模拟件上。

8.根据权利要求1～6任一项所述的火箭发动机摩擦负载模拟系统，其特征在于，所述发动机摩擦负载模拟系统还包括具有安装口的基座，所述空心摩擦球结构设在所述基座内，所述六分力传感器设在所述基座内，所述模拟机构设在所述基座外，所述位移传感器设在所述基座外，所述基座安装口还设有防尘布，所述防尘布与所述模拟机构连接。

9.一种火箭发动机摩擦负载模拟方法，其特征在于，应用权利要求1～8任一项所述火箭发动机摩擦负载模拟系统，所述方法包括：

控制姿态调节机构调节喷管模拟件的运动，使得所述模拟机构带动阳球运动；

当所述模拟机构结束模拟喷管运动时，控制可伸缩摩擦件向所述阳球施加摩擦力，所述摩擦力用于模拟所述模拟结构向所述阳球施加的摩擦力；

接收来自位移传感器的所述模拟机构的位置信息，基于所述模拟机构的位置信息确定所述阳球的偏移姿态；

接收来自六分力传感器的空心摩擦球结构的力矩，基于所述空心摩擦球结构的力矩确定在所述偏移姿态下所述发动机摩擦负载。

10.一种控制系统，其特征在于，包括控制平台以及权利要求1～8任一项所述火箭发动机摩擦负载模拟系统，所述控制系统分别与可伸缩摩擦件、姿态调节机构、位移传感器和六分力传感器通信。

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