專利名稱：一種基于氣動(dòng)小推力測(cè)量的小推力測(cè)力器和測(cè)量方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種對(duì)小火箭發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的氣動(dòng)小推力的精確測(cè)量裝置和方 法，特別是涉及基于氣動(dòng)小推力測(cè)量的一種小推力測(cè)力器和測(cè)量方法。
背景技術(shù)：
隨著時(shí)代的發(fā)展，太空制約能力對(duì)一個(gè)國(guó)家的安全和發(fā)展起著越來越至 關(guān)重要的作用?；瘜W(xué)火箭攜帶的化學(xué)燃料自身具有危險(xiǎn)性、污染環(huán)境的弊病，推進(jìn)劑的重量占運(yùn)載器總重量的90%以上，有效載荷僅占1%左右，而受推進(jìn)劑 化學(xué)能的限制，其比沖很難提高。因此化學(xué)推進(jìn)劑適用于短時(shí)間、大推力的推 進(jìn)任務(wù)。相對(duì)來說，電火箭推進(jìn)技術(shù)能夠獲得較高的運(yùn)載效率，適用于長(zhǎng)時(shí)間、 中小推力、高比沖的推進(jìn)任務(wù)。目前，對(duì)于各種用途的衛(wèi)星，為減少重量和尺 寸、提高定位精度、延長(zhǎng)運(yùn)行壽命，使用空間電推進(jìn)技術(shù)已成為必不可少的有 效途徑。無論是國(guó)民經(jīng)濟(jì)的發(fā)展、國(guó)家安全、還是未來對(duì)深空的科學(xué)研究，都 需要發(fā)展高效率的空間電推進(jìn)技術(shù)。這是因?yàn)榕c傳統(tǒng)的姿控/軌控化學(xué)火箭相 比，電推進(jìn)方式具有高比沖的突出優(yōu)點(diǎn)?？臻g電推進(jìn)技術(shù)大致可以分為1) 電熱型，包括電阻加熱射流方式和電弧加熱等離子體射流方式；2)靜電加速 型，如離子發(fā)動(dòng)機(jī)；3)等離子體推進(jìn)型，包括霍爾發(fā)動(dòng)機(jī)、脈沖等離子體發(fā) 動(dòng)機(jī)、磁等離子體動(dòng)力學(xué)發(fā)動(dòng)機(jī)和可變比沖磁等離子體發(fā)動(dòng)機(jī)。迄今為止，世 界上已有數(shù)百顆衛(wèi)星使用了電推進(jìn)系統(tǒng)，積累了大量的有用數(shù)據(jù)。但是，我國(guó) 還沒有任何種類的電推進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)達(dá)到或接近實(shí)際應(yīng)用的綜合性能指標(biāo)。任何種類的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，在真正能夠上天運(yùn)行之前，都必須在地面進(jìn)行大 量的性能研究和可靠性模擬實(shí)驗(yàn)。其中，推力的測(cè)量是必不可少的，尤其是對(duì) 小推力發(fā)動(dòng)機(jī)的推力的精確測(cè)量是至關(guān)重要的，例如，對(duì)于總推力僅為幾百毫 牛的千瓦級(jí)電弧等離子體發(fā)動(dòng)機(jī)，除測(cè)力系統(tǒng)本身的阻力以外，連接于發(fā)動(dòng)機(jī) 的供氣管和供電電纜設(shè)置嚴(yán)重地影響推力的精確測(cè)量及測(cè)量結(jié)果的可靠性。因 此，人們提出了各種不同原理的測(cè)力器，例如有倒鐘擺式、雙擺式、扭擺式、 多臂式等測(cè)量方法(湯海濱，劉暢，向民，徐衡，楊勇，微推力全彈性測(cè)量裝置，推進(jìn)技術(shù)，2007， 28 (6): 703-706.);也有直接將發(fā)動(dòng)機(jī)坐在天平上的測(cè)力方 法，或者是在坐上去的基礎(chǔ)上再做些重心平衡的處理或補(bǔ)償；也有用激光干涉 原理的測(cè)量方法。這些方法都存在設(shè)置調(diào)試和校準(zhǔn)要求非常高，需要針對(duì)不同 種類、重量、形狀的推力發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行測(cè)力器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和調(diào)試，并且同一測(cè)力器 對(duì)同一形狀和重量的發(fā)動(dòng)機(jī)，也會(huì)因?yàn)槊看握{(diào)試時(shí)難以把握的微小變化而產(chǎn)生 無法估測(cè)的測(cè)量誤差。在這種情況下，提出某種測(cè)量原理或測(cè)力器的精度或測(cè) 量誤差，在實(shí)際應(yīng)用時(shí)是沒有意義的。發(fā)明內(nèi)容本發(fā)明的目的在于克服上述的小推力測(cè)量裝置都存在設(shè)置調(diào)試和校準(zhǔn) 要求非常高，需要針對(duì)不同種類、重量、形狀的推力發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行測(cè)力器結(jié)構(gòu) 設(shè)計(jì)和調(diào)試，并且同一測(cè)力器對(duì)同一形狀和重量的發(fā)動(dòng)機(jī)，也會(huì)因?yàn)槊看握{(diào) 試時(shí)難以把握的微小變化而產(chǎn)生無法估測(cè)的測(cè)量誤差的缺陷；從而提供一種 適用于氣動(dòng)小推力簡(jiǎn)易、精確測(cè)量的小推力測(cè)力器。本發(fā)明的目的之二還提供一種適用于氣動(dòng)小推力測(cè)量的測(cè)量方法。本發(fā)明的目的是這樣實(shí)現(xiàn)的本發(fā)明提供的一種基于氣動(dòng)測(cè)量的小推力測(cè)力器，包括平板、配重件、軸 承組、軸、支撐件和感應(yīng)件構(gòu)成；所述的平板用于接收小火箭發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的高 速氣流的沖擊；該平板和所述的配重件通過所述的支撐件固定于所述的軸承 組，并分別固定于所述的支撐桿的兩端，所述的配重件用以調(diào)節(jié)系統(tǒng)的重心； 所述的感應(yīng)件用于感應(yīng)推力的變化；示意圖如圖l所示。感應(yīng)傳感器S由測(cè)力支件20、應(yīng)變片21、信號(hào)線22和梁23構(gòu)成。所述的平板9固定于所述的支撐桿10的一端，該支撐桿10的另一端固定 于所述的連接件11的一端，所述的連接件11固定于所述的第一支撐件15上， 該支撐件15另一端配備所述的頂頭16,所述的支撐件15套裝在所述的軸18 的所述的低阻力軸承組17上，該軸18由固定于所述的穩(wěn)定臺(tái)座25上的所述 的支桿19支撐；所述的連接件11另一端連接所述的第二支撐桿13,所述的 配重件14固定于所述的第二支撐桿13的另一端，適當(dāng)調(diào)節(jié)所述的配重件14在所述的支撐桿13上的位置，用于平衡平板9，即調(diào)節(jié)系統(tǒng)重心；所述的梁 23末端通過所述的緊固件24固定于所述的支桿19上，當(dāng)高速氣流7產(chǎn)生的 沖擊力作用于平板9時(shí)，該沖擊力會(huì)通過所述的頂頭16作用于固定在梁" 上的所述的測(cè)力支件20,應(yīng)變片21貼附于梁23的表面，感應(yīng)梁在受力作用 時(shí)產(chǎn)生的應(yīng)變，并通過信號(hào)線22將對(duì)應(yīng)的電信號(hào)傳入數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)。在上述的技術(shù)方案中，所述的平板的直徑要大于測(cè)量點(diǎn)羽流擴(kuò)展直徑的兩 倍以上。小火箭發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生推力的基本過程是(參考圖2 ):由氣體通路5供入推 進(jìn)劑，接通推進(jìn)劑加熱用電源6，推進(jìn)劑受熱后從發(fā)動(dòng)機(jī)4的噴嘴高速噴出， 形成高速氣流7，同時(shí)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生箭頭8所示方向的推力。推進(jìn)劑形成高速 氣流增加的沿氣流軸線方向的總動(dòng)量即等于發(fā)動(dòng)機(jī)受到的推力。推力值F為F==J>W2W，其中p為氣流密度，"為氣流沿軸線方向的速度，^為發(fā)動(dòng)機(jī)噴嘴出口截面積。高速氣流7作用于平板9后，氣流沿軸線方向的流動(dòng)完全改變?yōu)?徑向流動(dòng)，軸線方向的總動(dòng)量在平板上完全消失，轉(zhuǎn)變?yōu)閷?duì)平板的作用力，即 為平板的受力，也就等于小火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的推力。本發(fā)明將通過直接測(cè)量平板的 受力來得到推力。本發(fā)明提供的適用于氣動(dòng)小推力測(cè)量的測(cè)量方法，包括如下步驟1.將發(fā)動(dòng)機(jī)4固定于支撐座3，支撐座3由固定于穩(wěn)定臺(tái)座1上的支架2 支撐。適當(dāng)調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)和測(cè)力器系統(tǒng)的位置，以達(dá)到氣流7的軸線(發(fā)動(dòng)機(jī) 軸線)與平板9垂直并通過平板9的中心；使得沖擊力和推力大小相等，方 向相反；3.由氣體通路5供入推進(jìn)劑，并且接通推進(jìn)劑加熱用電源6以后，發(fā)動(dòng) 機(jī)4的噴嘴將噴出高速氣流7,同時(shí)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生箭頭8所示方向的推力進(jìn)行 測(cè)量，高速氣流7噴射到平板9，會(huì)對(duì)平板產(chǎn)生箭頭12所示方向的沖擊力； 同時(shí)感應(yīng)傳感器S感應(yīng)到該沖擊力并輸出相應(yīng)的電壓信號(hào)，從而得到推力。本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于1) 推力測(cè)力器在各種環(huán)境壓力下都可以用于小推力測(cè)量，特別適用于低 環(huán)境壓力，如模擬空間環(huán)境。2) 推力測(cè)力器與小火箭發(fā)動(dòng)機(jī)分離，通過測(cè)量小火箭發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的高速 氣流對(duì)平板的沖擊力的方法得到推力。推力測(cè)力器與小火箭發(fā)動(dòng)機(jī)分離的設(shè)計(jì) 可避免推進(jìn)劑供給管路對(duì)小推力測(cè)量的擾動(dòng)。制作時(shí)4艮據(jù)平板和配重件的重量 和大小選擇合適尺寸和承載能力的軸承，加工配合尺寸合理，組裝時(shí)將軸承滑 移的阻力調(diào)到最小，保證高速氣流對(duì)平板的沖擊力與軸承組的滑動(dòng)方向相互平 行，同時(shí)盡可能保證高速氣流軸線與平板垂直并通過其中心，就可實(shí)現(xiàn)高精度的測(cè)量。保證沖擊力與軸18平行以及高速氣流7軸線與平板9中心垂直的條 件，是在支撐件、支架、連接件、軸以及發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)時(shí)，就考慮了固接時(shí)的 定位限制，因而不依賴于安裝和調(diào)試人員的感覺。3) 推力測(cè)力器一次安裝到位，每次實(shí)驗(yàn)后不需對(duì)其進(jìn)行拆裝操作，可保 證實(shí)驗(yàn)良好的重復(fù)性。


圖1為本發(fā)明的小推力測(cè)力器組成示意圖；圖2為使用本發(fā)明的推力測(cè)力器測(cè)量小火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力時(shí)的示意3為采用實(shí)施例1制作的推力測(cè)力器系統(tǒng)得到的氬氣射流冷推力凝:據(jù)。圖面說明如下2-支架 3-支撐座5-氣體通路 6-推進(jìn)劑加熱用電源8-對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生推力(箭頭所示方向)方向8 IO-第一支撐桿 11-連"l姿件12- 其總動(dòng)量會(huì)對(duì)平板產(chǎn)生箭頭12所示方向的沖擊力13- 第二支撐桿 14-配重件 15-第三支撐件 16-頂頭 17-低阻力軸承組 18-軸 19-支#干 20-測(cè)力支件 21-應(yīng)變片 22-信號(hào)線 23-梁 24-緊固件 25-穩(wěn)定臺(tái)座以下結(jié)合附圖和具體實(shí)施例對(duì)本發(fā)明進(jìn)行詳細(xì)描述，但不作為對(duì)本發(fā)明的l-穩(wěn)定臺(tái)座 4-發(fā)動(dòng)機(jī) 7-高速氣流 9-平板限定。
具體實(shí)施方式
實(shí)施例1參照?qǐng)D1,制作推力測(cè)力器系統(tǒng)。包括平板9、支撐桿IO、連接件ll、 支撐桿13、配重件14、支撐件15、頂頭16、軸承組17、軸18、支桿19、測(cè) 力支件20、應(yīng)變片21、信號(hào)線22、梁23、緊固件24、穩(wěn)定臺(tái)座25。本實(shí)施例中平板9選用一塊厚度0. 7 mm的、直徑為200腿的鉬板制成； 連接支桿由鉬棒制成；配重件14采用不銹鋼材料；軸承組17和軸18也全都 為金屬材質(zhì)；由測(cè)力支件20、應(yīng)變片21，信號(hào)線22,梁23構(gòu)成的感應(yīng)傳感 器為市場(chǎng)上購(gòu)買的成 品o其中鉬板制成的平板9固定于支撐桿10的一端，支撐桿10的另一端固定 于連接件ll,連接件11固定于支撐件15上，支撐件15另一端配備頂頭16, 支撐件15固定于套在軸18的低阻力軸承組17上，軸18由固定于穩(wěn)定臺(tái)座 25上的支桿19支撐。連接件11另一端連接支撐桿13，配重件14固定于支撐 桿13的另一端，適當(dāng)調(diào)節(jié)配重件14在支撐桿13上的位置，用于平衡平板9， 即調(diào)節(jié)系統(tǒng)重心；梁23末端通過緊固件24固定于支桿19上，當(dāng)高速氣流7 產(chǎn)生的沖擊力作用于平板9時(shí)，該沖擊力會(huì)通過頂頭16作用于固定在梁23 上的測(cè)力支件20,應(yīng)變片21貼附于梁的表面，感應(yīng)梁在受力作用時(shí)產(chǎn)生的應(yīng) 變，并通過信號(hào)線22將對(duì)應(yīng)的電信號(hào)傳入lt據(jù)采集系統(tǒng)；測(cè)力支件20、應(yīng)變 片21、信號(hào)線22及梁23構(gòu)成測(cè)力傳感器S。在小火箭發(fā)動(dòng)機(jī)及推力測(cè)力器整個(gè)系統(tǒng)中，推力測(cè)力器在第一次安裝到位 后，不需再進(jìn)行裝拆的工作，只有小火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在實(shí)驗(yàn)后可能從支撐件上取下。 而小火箭發(fā)動(dòng)機(jī)與其支撐件之間為硬性緊固連接，在設(shè)計(jì)過程中已經(jīng)考慮了其 間的定位，因此發(fā)動(dòng)機(jī)從支撐件上取下及安裝到支撐件上的操作非常筒便并且 不會(huì)影響測(cè)量精度，可保證實(shí)驗(yàn)的良好重復(fù)性。實(shí)施例2采用實(shí)施例1制作的小推力測(cè)力器進(jìn)行推力測(cè)量時(shí)的步驟1 )將發(fā)動(dòng)機(jī)4固定于支撐座3，支撐座3由固定于穩(wěn)定臺(tái)座1上的支架 2支撐。然后適當(dāng)調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)和測(cè)力器系統(tǒng)的位置，使得氣流7的軸線(發(fā)動(dòng) 機(jī)軸線)與平板9垂直并通過其中心，這樣可保證沖擊力和推力大小相等， 方向相反；3)由氣體通路5供入推進(jìn)劑，并且接通推進(jìn)劑加熱用電源6以后，發(fā)動(dòng) 機(jī)4的噴嘴將噴出高速氣流7，同時(shí)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生箭頭8所示方向的推力。高 速氣流7噴射到平板9 (本實(shí)施例的平板9的直徑須至少2倍于測(cè)量處的羽流 擴(kuò)展直徑，以便于全部接收氣流的沖擊)，會(huì)對(duì)平板產(chǎn)生箭頭12所示方向的 沖擊力。同時(shí)感應(yīng)傳感器S輸出相應(yīng)的電壓信號(hào)，得到推力。按照?qǐng)D2，調(diào)節(jié)好小火箭發(fā)動(dòng)機(jī)和推力測(cè)力器的位置，由氣體通路5供入 純氬推進(jìn)劑，在平板9距發(fā)動(dòng)機(jī)噴口 35腿距離處，對(duì)氬氣射流的冷推力進(jìn)行 了測(cè)量。氬氣流量從0. 3升/分增加到3升/分的過程中，冷推力從0. 96克增 加到了 4. 9克，圖3中黑色方圖標(biāo)為數(shù)據(jù)點(diǎn)，虛線為根據(jù)數(shù)據(jù)點(diǎn)線性擬合的直 線，從圖3中看到，通過該推力測(cè)力器系統(tǒng)測(cè)量的推力結(jié)果線性度較好。本發(fā)明的測(cè)力方法采用推力測(cè)力器與小火箭發(fā)動(dòng)機(jī)分離，通過測(cè)量火箭發(fā) 動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的高速氣流的總動(dòng)量得到推力，可避免在一般火箭發(fā)動(dòng)機(jī)采用的直接 測(cè)力方法時(shí)，連接于發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)劑供給管路對(duì)推力測(cè)量的擾動(dòng)，這種擾動(dòng)使 得小推力火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的推力測(cè)量精確度和數(shù)據(jù)可靠性難以保證。當(dāng)然，本發(fā)明還可有其他多種實(shí)施例，在不背離本發(fā)明精神及其實(shí)質(zhì)的情這些相應(yīng)的改變和變形都應(yīng)屬于本發(fā)明所附的權(quán)利要求的保護(hù)范圍。
權(quán)利要求
1.一種基于氣動(dòng)小推力測(cè)量的小推力測(cè)力器，其特征在于包括平板、配重件、軸承組、軸、支撐件和感應(yīng)件構(gòu)成；所述的平板用于接收小火箭發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的高速氣流的沖擊；該平板和所述的配重件通過所述的支撐件固定于所述的軸承組，并分別固定于所述的支撐桿的兩端，所述的配重件用以調(diào)節(jié)系統(tǒng)的重心；所述的感應(yīng)件用于感應(yīng)推力的變化。
2，按權(quán)利要求l所述的基于氣動(dòng)小推力測(cè)量的小推力測(cè)力器，其特征在于所述的平板的直徑要大于測(cè)量點(diǎn)高速氣流擴(kuò)展直徑的兩倍以上。
3. —種應(yīng)用權(quán)利要求l所述的基于氣動(dòng)小推力測(cè)量的小推力測(cè)力器進(jìn)行測(cè)量的方法，其特征在于包括以下步驟1) 采用推力測(cè)力器與小火箭發(fā)動(dòng)機(jī)分離的方式，調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)和小推力測(cè)力器的位置，使得小火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴出的高速氣流的軸線與平板垂直；2) 高速氣流噴射到平板，高速氣流軸線方向的總動(dòng)量在平板上完全消失，轉(zhuǎn)變?yōu)閷?duì)平板的作用力，該力等于小火箭發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的推力。小推力測(cè)力器的感應(yīng)件感應(yīng)到該作用力，并輸出相應(yīng)的感應(yīng)信號(hào)，通過測(cè)量感應(yīng)件的輸出信號(hào)，得到實(shí)際推力。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種基于氣動(dòng)小推力測(cè)量的小推力測(cè)力器和測(cè)量方法。該小推力測(cè)力器包括平板、配重件、軸承組、軸、支撐件和感應(yīng)件幾部分。本發(fā)明的測(cè)力方法是推力測(cè)力器與小火箭發(fā)動(dòng)機(jī)分離，小火箭發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的高速氣流沖擊平板后，高速氣流沿軸線方向的流動(dòng)完全改變?yōu)閺较蛄鲃?dòng)，軸線方向的總動(dòng)量在平板上完全消失，轉(zhuǎn)變?yōu)閷?duì)平板的作用力，它等于小火箭發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的推力。通過測(cè)量小火箭發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的高速氣流的總動(dòng)量的方法得到推力。
文檔編號(hào)G01L5/00GK101598616SQ20081011458
公開日2009年12月9日 申請(qǐng)日期2008年6月6日 優(yōu)先權(quán)日2008年6月6日
發(fā)明者吳承康, 顯 孟, 潘文霞, 黃河激 申請(qǐng)人:中國(guó)科學(xué)院力學(xué)研究所