[发明专利]临近空间飞行器RCS喷流干扰力与干扰力矩测量装置

说明书

技术领域

本发明临近空间飞行器性能检测技术领域，具体而言，本发明特别涉及一种临近空间飞行器，尤其是临近空间高超声速飞行器，RCS（Reaction control system，即喷射反作用控制系统）喷流干扰力与干扰力矩测量装置。

背景技术

临近空间（距离海平面20km至100km）高超声速飞行器在60km以上高空飞行时，由于空气极为稀薄，控制面的气动控制能力非常弱，无法满足飞行器姿态控制要求，此时，需要采用RCS控制。通常的做法是，将控制各方向的反推发动机集中固连在飞行器底部的底遮板上，通过力臂（对飞行器前缘）最大化的方法提高小推力反推发动机对飞行器姿态的调整能力。

但是，这样的RCS控制方式无法避免各方向的相互干扰。例如，RCS系统中用于控制侧滑姿态的反推火箭工作时会引入滚转力矩。引入的滚转力矩属于附加力矩，也称作干扰力矩。干扰力矩的量值必须小于自控系统的安全容限，否则飞行器姿态会有失控的危险。因为涉及到羽流现象，RCS系统的干扰力和干扰力矩难以通过理论计算获得。通过高模试车台（高真空度发动机试车台），对RCS整机产品进行喷流干扰力与干扰力矩测量，是目前最为可行的技术途径。

目前一些高模试验台发动力测力技术以单机单分量测量为主，尚无关于RCS整机多分量测量的任何技术储备。并且，对于临近空间高超声速飞行器的RCS整机产品而言，主控力与力矩、干扰力与力矩以六分量载荷的形式（沿笛卡尔坐标系坐标轴的三个力与三个力矩）同时存在，因此载荷测量的难度非常大。

发明内容

本发明的发明目的在于针对临近空间高超声速飞行器RCS整机产品的工作特点，提供一种临近空间飞行器RCS喷流干扰力与干扰力矩测量装置，以解决在高模试验台上，对高超声速飞行器RCS整机产品的多分量干扰力与力矩进行同时测量的问题。

为了实现上述目的，本发明提供的临近空间飞行器RCS喷流干扰力与干扰力矩测量装置的技术方案如下：

一种临近空间飞行器RCS喷流干扰力与干扰力矩测量装置，其包括下固定板、上浮动板、六个单分量力传感器、六根弹性铰链连杆、三根转接杆，所述单分量力传感器布置于所述下固定板和上浮动板之间并固定于所述下固定板上；其中，三个所述单分量力传感器的测量方向沿笛卡尔坐标系的Z轴布置，用于分别测量沿坐标轴Z方向的力、沿坐标轴Y方向的力矩以及沿坐标轴X方向的力矩；两个所述单分量力传感器的测量方向沿笛卡尔坐标系的X轴布置，用于测量沿坐标轴X方向的力以及沿坐标轴Z方向的力矩；一个所述单分量力传感器的测量方向沿笛卡尔坐标系的Y轴布置，用于测量方向沿坐标轴Y方向的力；所述弹性铰链连杆竖直设置，且其一端分别固定于所述单分量力传感器，另一端直接或间接通过所述转接杆固定于所述上浮动板。

本发明通过设置六个单分量力传感器，能够完成RSC整机在工作状态下三分量力和三分量力矩的同时测力，由此实现干扰力与干扰力矩的识别、测量。

附图说明

图1a、1b、1c分别为本发明实施例的主视、左视、立体结构示意图。

图2a、2b、2c分别为单分量力传感器5、12、14的主视、左视、俯视结构示意图；

图3a、3b、3c分别为单分量力传感器6、8、13的主视、右视、俯视结构示意图；

图4a、4b、4c、4d分别为单分量力传感器5上应变计的布置结构图及双电桥输出设置示意图；

图5a、5b、5c分别为弹性铰链连杆的主视、左视、俯视结构示意图；

图6a、6b、6c分别为防松螺母10的俯视图、纵剖图、沿图6a中A-A线的剖视图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明做进一步详细说明。

如图1a、1b、1c所示，本发明的该实施例包括下固定板19、上浮动板20、单分量力传感器5、单分量力传感器6、单分量力传感器8、单分量力传感器12、单分量力传感器13、单分量力传感器14、弹性铰链连杆3、弹性铰链连杆7、弹性铰链连杆11、弹性铰链连杆15、弹性铰链连杆16、弹性铰链连杆17和转接杆1、转接杆2、转接杆18，单分量力传感器5、6、8、12、13、14布置于所述下固定板19和上浮动板20之间并固定于下固定板19上。