专利名称：一种基于气动小推力测量的小推力测力器和测量方法
技术领域：
本发明涉及一种对小火箭发动机产生的气动小推力的精确测量装置和方 法，特别是涉及基于气动小推力测量的一种小推力测力器和测量方法。
背景技术：
随着时代的发展，太空制约能力对一个国家的安全和发展起着越来越至 关重要的作用。化学火箭携带的化学燃料自身具有危险性、污染环境的弊病，推进剂的重量占运载器总重量的90%以上，有效载荷仅占1%左右，而受推进剂 化学能的限制，其比沖很难提高。因此化学推进剂适用于短时间、大推力的推 进任务。相对来说，电火箭推进技术能够获得较高的运载效率，适用于长时间、 中小推力、高比沖的推进任务。目前，对于各种用途的卫星，为减少重量和尺 寸、提高定位精度、延长运行寿命，使用空间电推进技术已成为必不可少的有 效途径。无论是国民经济的发展、国家安全、还是未来对深空的科学研究，都 需要发展高效率的空间电推进技术。这是因为与传统的姿控/轨控化学火箭相 比，电推进方式具有高比冲的突出优点。空间电推进技术大致可以分为1) 电热型，包括电阻加热射流方式和电弧加热等离子体射流方式；2)静电加速 型，如离子发动机；3)等离子体推进型，包括霍尔发动机、脉冲等离子体发 动机、磁等离子体动力学发动机和可变比冲磁等离子体发动机。迄今为止，世 界上已有数百颗卫星使用了电推进系统，积累了大量的有用数据。但是，我国 还没有任何种类的电推进发动机达到或接近实际应用的综合性能指标。任何种类的火箭发动机，在真正能够上天运行之前，都必须在地面进行大 量的性能研究和可靠性模拟实验。其中，推力的测量是必不可少的，尤其是对 小推力发动机的推力的精确测量是至关重要的，例如，对于总推力仅为几百毫 牛的千瓦级电弧等离子体发动机，除测力系统本身的阻力以外，连接于发动机 的供气管和供电电缆设置严重地影响推力的精确测量及测量结果的可靠性。因 此，人们提出了各种不同原理的测力器，例如有倒钟摆式、双摆式、扭摆式、 多臂式等测量方法(汤海滨，刘畅，向民，徐衡，杨勇，微推力全弹性测量装置，推进技术，2007， 28 (6): 703-706.);也有直接将发动机坐在天平上的测力方 法，或者是在坐上去的基础上再做些重心平衡的处理或补偿；也有用激光干涉 原理的测量方法。这些方法都存在设置调试和校准要求非常高，需要针对不同 种类、重量、形状的推力发动机进行测力器结构设计和调试，并且同一测力器 对同一形状和重量的发动机，也会因为每次调试时难以把握的微小变化而产生 无法估测的测量误差。在这种情况下，提出某种测量原理或测力器的精度或测 量误差，在实际应用时是没有意义的。发明内容本发明的目的在于克服上述的小推力测量装置都存在设置调试和校准 要求非常高，需要针对不同种类、重量、形状的推力发动机进行测力器结构 设计和调试，并且同一测力器对同一形状和重量的发动机，也会因为每次调 试时难以把握的微小变化而产生无法估测的测量误差的缺陷；从而提供一种 适用于气动小推力简易、精确测量的小推力测力器。本发明的目的之二还提供一种适用于气动小推力测量的测量方法。本发明的目的是这样实现的本发明提供的一种基于气动测量的小推力测力器，包括平板、配重件、轴 承组、轴、支撑件和感应件构成；所述的平板用于接收小火箭发动机产生的高 速气流的沖击；该平板和所述的配重件通过所述的支撑件固定于所述的轴承 组，并分别固定于所述的支撑杆的两端，所述的配重件用以调节系统的重心； 所述的感应件用于感应推力的变化；示意图如图l所示。感应传感器S由测力支件20、应变片21、信号线22和梁23构成。所述的平板9固定于所述的支撑杆10的一端，该支撑杆10的另一端固定 于所述的连接件11的一端，所述的连接件11固定于所述的第一支撑件15上， 该支撑件15另一端配备所述的顶头16,所述的支撑件15套装在所述的轴18 的所述的低阻力轴承组17上，该轴18由固定于所述的稳定台座25上的所述 的支杆19支撑；所述的连接件11另一端连接所述的第二支撑杆13,所述的 配重件14固定于所述的第二支撑杆13的另一端，适当调节所述的配重件14在所述的支撑杆13上的位置，用于平衡平板9，即调节系统重心；所述的梁 23末端通过所述的紧固件24固定于所述的支杆19上，当高速气流7产生的 冲击力作用于平板9时，该冲击力会通过所述的顶头16作用于固定在梁" 上的所述的测力支件20,应变片21贴附于梁23的表面，感应梁在受力作用 时产生的应变，并通过信号线22将对应的电信号传入数据采集系统。在上述的技术方案中，所述的平板的直径要大于测量点羽流扩展直径的两 倍以上。小火箭发动机产生推力的基本过程是(参考图2 ):由气体通路5供入推 进剂，接通推进剂加热用电源6，推进剂受热后从发动机4的喷嘴高速喷出， 形成高速气流7，同时对发动机产生箭头8所示方向的推力。推进剂形成高速 气流增加的沿气流轴线方向的总动量即等于发动机受到的推力。推力值F为F==J>W2W，其中p为气流密度，"为气流沿轴线方向的速度，^为发动机喷嘴出口截面积。高速气流7作用于平板9后，气流沿轴线方向的流动完全改变为 径向流动，轴线方向的总动量在平板上完全消失，转变为对平板的作用力，即 为平板的受力，也就等于小火箭发动机的推力。本发明将通过直接测量平板的 受力来得到推力。本发明提供的适用于气动小推力测量的测量方法，包括如下步骤1.将发动机4固定于支撑座3，支撑座3由固定于稳定台座1上的支架2 支撑。适当调节发动机和测力器系统的位置，以达到气流7的轴线(发动机 轴线)与平板9垂直并通过平板9的中心；使得冲击力和推力大小相等，方 向相反；3.由气体通路5供入推进剂，并且接通推进剂加热用电源6以后，发动 机4的喷嘴将喷出高速气流7,同时对发动机产生箭头8所示方向的推力进行 测量，高速气流7喷射到平板9，会对平板产生箭头12所示方向的沖击力； 同时感应传感器S感应到该沖击力并输出相应的电压信号，从而得到推力。本发明的优点在于1) 推力测力器在各种环境压力下都可以用于小推力测量，特别适用于低 环境压力，如模拟空间环境。2) 推力测力器与小火箭发动机分离，通过测量小火箭发动机产生的高速 气流对平板的冲击力的方法得到推力。推力测力器与小火箭发动机分离的设计 可避免推进剂供给管路对小推力测量的扰动。制作时4艮据平板和配重件的重量 和大小选择合适尺寸和承载能力的轴承，加工配合尺寸合理，组装时将轴承滑 移的阻力调到最小，保证高速气流对平板的冲击力与轴承组的滑动方向相互平 行，同时尽可能保证高速气流轴线与平板垂直并通过其中心，就可实现高精度的测量。保证冲击力与轴18平行以及高速气流7轴线与平板9中心垂直的条 件，是在支撑件、支架、连接件、轴以及发动机的设计时，就考虑了固接时的 定位限制，因而不依赖于安装和调试人员的感觉。3) 推力测力器一次安装到位，每次实验后不需对其进行拆装操作，可保 证实验良好的重复性。
图1为本发明的小推力测力器组成示意图；图2为使用本发明的推力测力器测量小火箭发动机推力时的示意3为采用实施例1制作的推力测力器系统得到的氩气射流冷推力凝:据。图面说明如下2-支架 3-支撑座5-气体通路 6-推进剂加热用电源8-对发动机产生推力(箭头所示方向)方向8 IO-第一支撑杆 11-连"l姿件12- 其总动量会对平板产生箭头12所示方向的冲击力13- 第二支撑杆 14-配重件 15-第三支撑件 16-顶头 17-低阻力轴承组 18-轴 19-支#干 20-测力支件 21-应变片 22-信号线 23-梁 24-紧固件 25-稳定台座以下结合附图和具体实施例对本发明进行详细描述，但不作为对本发明的l-稳定台座 4-发动机 7-高速气流 9-平板限定。
具体实施方式
实施例1参照图1,制作推力测力器系统。包括平板9、支撑杆IO、连接件ll、 支撑杆13、配重件14、支撑件15、顶头16、轴承组17、轴18、支杆19、测 力支件20、应变片21、信号线22、梁23、紧固件24、稳定台座25。本实施例中平板9选用一块厚度0. 7 mm的、直径为200腿的钼板制成； 连接支杆由钼棒制成；配重件14采用不锈钢材料；轴承组17和轴18也全都 为金属材质；由测力支件20、应变片21，信号线22,梁23构成的感应传感 器为市场上购买的成 品o其中钼板制成的平板9固定于支撑杆10的一端，支撑杆10的另一端固定 于连接件ll,连接件11固定于支撑件15上，支撑件15另一端配备顶头16, 支撑件15固定于套在轴18的低阻力轴承组17上，轴18由固定于稳定台座 25上的支杆19支撑。连接件11另一端连接支撑杆13，配重件14固定于支撑 杆13的另一端，适当调节配重件14在支撑杆13上的位置，用于平衡平板9， 即调节系统重心；梁23末端通过紧固件24固定于支杆19上，当高速气流7 产生的冲击力作用于平板9时，该沖击力会通过顶头16作用于固定在梁23 上的测力支件20,应变片21贴附于梁的表面，感应梁在受力作用时产生的应 变，并通过信号线22将对应的电信号传入lt据采集系统；测力支件20、应变 片21、信号线22及梁23构成测力传感器S。在小火箭发动机及推力测力器整个系统中，推力测力器在第一次安装到位 后，不需再进行装拆的工作，只有小火箭发动机在实验后可能从支撑件上取下。 而小火箭发动机与其支撑件之间为硬性紧固连接，在设计过程中已经考虑了其 间的定位，因此发动机从支撑件上取下及安装到支撑件上的操作非常筒便并且 不会影响测量精度，可保证实验的良好重复性。实施例2采用实施例1制作的小推力测力器进行推力测量时的步骤1 )将发动机4固定于支撑座3，支撑座3由固定于稳定台座1上的支架 2支撑。然后适当调节发动机和测力器系统的位置，使得气流7的轴线(发动 机轴线)与平板9垂直并通过其中心，这样可保证冲击力和推力大小相等， 方向相反；3)由气体通路5供入推进剂，并且接通推进剂加热用电源6以后，发动 机4的喷嘴将喷出高速气流7，同时对发动机产生箭头8所示方向的推力。高 速气流7喷射到平板9 (本实施例的平板9的直径须至少2倍于测量处的羽流 扩展直径，以便于全部接收气流的沖击)，会对平板产生箭头12所示方向的 冲击力。同时感应传感器S输出相应的电压信号，得到推力。按照图2，调节好小火箭发动机和推力测力器的位置，由气体通路5供入 纯氩推进剂，在平板9距发动机喷口 35腿距离处，对氩气射流的冷推力进行 了测量。氩气流量从0. 3升/分增加到3升/分的过程中，冷推力从0. 96克增 加到了 4. 9克，图3中黑色方图标为数据点，虚线为根据数据点线性拟合的直 线，从图3中看到，通过该推力测力器系统测量的推力结果线性度较好。本发明的测力方法采用推力测力器与小火箭发动机分离，通过测量火箭发 动机产生的高速气流的总动量得到推力，可避免在一般火箭发动机采用的直接 测力方法时，连接于发动机的推进剂供给管路对推力测量的扰动，这种扰动使 得小推力火箭发动机的推力测量精确度和数据可靠性难以保证。当然，本发明还可有其他多种实施例，在不背离本发明精神及其实质的情这些相应的改变和变形都应属于本发明所附的权利要求的保护范围。
权利要求
1.一种基于气动小推力测量的小推力测力器，其特征在于包括平板、配重件、轴承组、轴、支撑件和感应件构成；所述的平板用于接收小火箭发动机产生的高速气流的冲击；该平板和所述的配重件通过所述的支撑件固定于所述的轴承组，并分别固定于所述的支撑杆的两端，所述的配重件用以调节系统的重心；所述的感应件用于感应推力的变化。
2，按权利要求l所述的基于气动小推力测量的小推力测力器，其特征在于所述的平板的直径要大于测量点高速气流扩展直径的两倍以上。
3. —种应用权利要求l所述的基于气动小推力测量的小推力测力器进行测量的方法，其特征在于包括以下步骤1) 采用推力测力器与小火箭发动机分离的方式，调节发动机和小推力测力器的位置，使得小火箭发动机喷出的高速气流的轴线与平板垂直；2) 高速气流喷射到平板，高速气流轴线方向的总动量在平板上完全消失，转变为对平板的作用力，该力等于小火箭发动机产生的推力。小推力测力器的感应件感应到该作用力，并输出相应的感应信号，通过测量感应件的输出信号，得到实际推力。
全文摘要
本发明涉及一种基于气动小推力测量的小推力测力器和测量方法。该小推力测力器包括平板、配重件、轴承组、轴、支撑件和感应件几部分。本发明的测力方法是推力测力器与小火箭发动机分离，小火箭发动机产生的高速气流冲击平板后，高速气流沿轴线方向的流动完全改变为径向流动，轴线方向的总动量在平板上完全消失，转变为对平板的作用力，它等于小火箭发动机产生的推力。通过测量小火箭发动机产生的高速气流的总动量的方法得到推力。
文档编号G01L5/00GK101598616SQ20081011458
公开日2009年12月9日 申请日期2008年6月6日 优先权日2008年6月6日
发明者吴承康, 显 孟, 潘文霞, 黄河激 申请人:中国科学院力学研究所