[发明专利]4-25N姿控发动机真空热环境稳态推力校准测量装置

说明书

本发明涉及4‑25N姿控发动机真空热环境稳态推力校准测量装置。该装置包括基座转接架、减震块、定架、天平转接板、单分力天平测量装置、推进剂管路、推进剂管路固定装置以及原位校准装置；基座转接架与定架之间安装多个减震块，且多个减震块并排设置；定架周边固定安装有多个推进剂管路固定装置，推进剂管路通过推进剂管路固定装置安装，推进剂管路一端与外部推进剂供应系统连通，另一端与待测量姿控发动机推进剂入口连通；单分力天平测量装置通过天平转接板安装在定架的一端，原位校准装置安装在定架的另一端；本发明满足了4‑25N姿控发动机小推力校准测量要求，解决测量过程中由于管路约束、高温、振动引入的不确定度多，且不适合在试车前校准、校准精度差等问题。

技术领域

本发明涉及航天液体发动机试验，具体涉及4-25N姿控发动机真空热环境稳态推力校准测量装置。

背景技术

液体火箭发动机作为目前最为成熟的推进系统之一，具有诸多独特的优势，仍然是各国努力发展的主力推进系统，并且在大推力和小推力方面都取得了诸多成果，目前美国仍然在大多数推进系统方面领先世界，俄罗斯则继续保持液体推进特别是大推力液体火箭方面的领先地位，欧盟和日本在追赶美国的技术水平，以中国为代表的第三世界国家也开始在液体推进领域同传统强国展开竞争。

火箭发动机是火箭推进系统的一部分。推进系统是由发动机(固、液、冲压、姿控)、增压系统、贮箱设备及有关设备等组成。不论大推力液体火箭发动机，还是小推力液体火箭发动机，只要把增压系统、贮箱、推进剂供应系统与发动机连在一起就可称为推进系统。多年来，我国的大推力液体火箭发动机研制单位只研制和交付发动机，而从事姿控发动机的研制单位，不仅要研制姿控火箭发动机，还要交付包括贮箱、气瓶以及含增压系统在内的整个推进系统。

关于小推力液体火箭发动机的定义有不同的说法，我国文献及出版物中一般将小推力划分在0.02—2000N(0.002—200公斤)之间。阿列玛索夫在其著作《火箭发动机原理》一书中把推力从0.01—1600N的液体火箭发动机归入小推力发动机。不论运载、导弹、卫星、飞船上使用何种用途的发动机(推进剂沉底、末速修正、轨道修正、位置保持、姿态控制等)，均属于小推力发动机的范畴。

随着空间任务的丰富，小推力、高比冲的推进器得到越来越多的应用，而完成此类推进装置的地面试验特性的研究，低量级的推力测试是一项必须突破的关键技术。

国内有学者针对小推力测量存在的技术难点，提出了根据应用的推力传感器不同，测试台架可采用压电式传感器和应变式传感器两种方案：

使用压电式传感器的优点在于动态特性好，高刚度，推进剂管道影响小，其缺点是静态精度较低，对小力值不能进行长时间稳定测量，高内阻抗，电干扰性能差，安装预紧力及湿温度影响大；

使用应变式传感器的优点在于稳态精度高，低内阻输出，抗电干扰性能好，其缺点是动态特性差，需后续附加处理，推进剂管路刚度影响大，工作温度范围较窄。

测试技术学报.Vol.18 Supp.2004公开的一篇名为《实现微牛级动态推力测试的方法和试验研究》提出了一种微牛级的测试方法[8]，其基本思想是将微牛级推力通过悬臂梁转换成微米级位移，然后通过微位移传感器测试该微位移，得到微推力大小。其测试推力可达2μN左右。

另外，宇航学报[J].Vol.29.No 2,March 2008公开的一篇名为《真空环境下微推力测量的研究》提出了真空环境下微推力的测量方法，提出了利用杠杆力的放大原理，将推力值放大从而能够被传感器准确检测到。

但是如果采用上述两种传统测量方法运用于4-25N量级小推力测量时会存在如下难题：

(1)推力动架和定架之间的支撑件、约束件(弹簧片)的影响。

(2)推进剂管路布置以及推进剂管路内压力和流体动量的影响。