[发明专利]一种压电式火箭发动机推力测试装置

说明书

技术领域

本发明一种压电式火箭发动机推力测试装置属于传感测控技术领域，特别涉及火箭推力测试技术。

背景技术

航空航天技术是高度综合的现代科学技术领域之一，它的发展离不开火箭发动机研制水平的提高，而火箭发动机技术的革新又离不开设计分析与试验测试技术的进步，火箭发动机推力测试技术一直以来都是发动机测试领域所关注的重点。火箭发动机是现代空间飞行器的重要组成部分，广泛应用于航天飞机、飞船、动力拦截器、卫星及多级运载器，主要作用是轨道控制、姿态调整、末速修正等。推力是反映发动机性能指标的一个重要参数，直接反映发动机的设计性能，因此，推力测试成为发动机试验的关键技术之一。火箭发动机脉动推力的精确测量对于空间飞行器纠偏调姿具有非常重要的意义，不仅能使飞行器及时准确的调整到合适姿态，还能够避免反复调整造成的燃料浪费，延长飞行器的使用寿命。

目前国内外普遍采用应变式传感器来测量火箭推力，《中国测试技术》期刊在2007年3月第33卷第2期中刊出的文章“小推力液体火箭发动机动态推力测试台架设计”中，采用应变式传感器设计了一种100N范围内小推力液体火箭发动机动态推力测试台架，《火箭推进》期刊在2004年12月第30卷第6期中刊出的文章“机电一体化推力测量系统的研制及应用”中，采用了一种应变式压力传感器对火箭发动机推力进行测试。上述文献所述的应变式测试系统中，为了产生较大的应变，结构上均采用了定架和动架分离的形式，定架和动架之间采用弹簧片进行连接，导致测试系统的固有频率较低，动态力测量存在较大的滞后误差，需要采用补偿的方式来提高精度。压电石英式力传感器是一种微位移传感器，具有刚度高、线性好、迟滞小、固有频率高、特别是绝缘阻抗高和稳定性突出等优点，非常适用于各种动态力的测量。在静态力或准静态力测量方面压电式传感器测量精度不如应变式传感器，主要是因为压电式传感器存在电荷泄露和漂移，但通过提高对压电石英传感器的绝缘阻抗和密封防护的要求，可以使其静态性能满足测试要求。此外，应变式传感器容易受温度的影响，长期稳定性不好，使用寿命低，而石英晶体居里温度高，不易受到温度影响，而且老化率低，使用寿命长。

发明内容

本发明要解决的技术难题是要克服上述现有技术存在的缺欠，解决应变式测试方法由于动架和定架分离导致动态测量精度差的问题。针对火箭发动机的特点和测量要求，结合压电石英力传感器动态测量的优良特性，发明了一种压电式火箭发动机推力测试装置。该压电式火箭发动机推力测试装置以两组压电石英晶组为核心，采用了整体式壳体结构，具有较高的刚度和固有频率，消除了传统应变式测试系统中动架和定架分离的结构形式，可直接将火箭发动机安装到该测试装置上进行推力测试，动态力测量精度较高，具有结构简捷、装调方便、精度高、成本低。

本发明采用的技术方案是：一种压电式火箭发动机推力测试装置由壳体8、两组压电石英晶组2、2＇、后法兰7、前法兰5、三个立柱4、4＇、4″、引线1、引线接头9以及安装螺钉组成；其中壳体8的上表面采用阶梯式结构，下表面左弹性预紧环f、右弹性预紧环f＇及后法兰安装平台j的底面在同一平面上，左固定端b和右固定端b＇的底面凸出一部分；壳体8的左固定端b上有左下可调整安装孔k″、左上可调整安装孔k″′，引线1通过水平引线孔d、垂直引线孔c向外引出，左固定端b的侧面中心部位装有引线接头9，引线1通过引线接头9引出体外；壳体8的右固定端b上有右上可调整安装孔k、右下可调整安装孔k＇；壳体8上的左弹性预紧环f和右弹性预紧环f＇的上下均采用了半圆环结构，中间分别开有左槽e和右槽e＇，左压电石英晶组2和右压电石英晶组2＇分别装入到左槽e和右槽e＇的中心；壳体8的中间方块结构为后法兰安装平台j，其上有3个均布的固定螺纹孔i，中心处开有定位孔g和壳体中心孔h；采用3个连接螺钉6分别通过后法兰7上的3个沉头螺钉连接孔r将后法兰7与左上立柱4、右上立柱4＇以及中间立柱4″的一端刚性连接起来；采用3个连接螺钉6分别通过前法兰5上的3个连接孔n将前法兰5与左上立柱4、右上立柱4＇以及中间立柱4″的另一端刚性连接起来，前法兰5的中间有截面为矩形的杆p，其中心有杆中心孔q，前法兰5上有3个火箭固定螺纹孔o，用于将火箭发动机和前法兰5刚性连接起来；采用3个螺钉3分别通过后法兰7上的3个固定孔r将连接在一起的后法兰7、左上立柱4、右上立柱4＇、中间立柱4″、前法兰5与壳体8刚性连接起来。