[发明专利]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

说明书

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。

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；