测量真空中使用的小火箭发动机推力矢量的装置和方法

摘要

本发明涉及一种检测真空中使用的小火箭发动机推力矢量的测量装置和方法。该推力矢量检测装置主要包括压力探针、可移动平台、旋转台及数据采集系统几部分。本发明的方法是：先将压力探针固定于可移动平台，同时调节压力探头位置，使得压力探针轴线和小火箭发动机的轴线平行。当可移动平台沿垂直于小火箭发动机轴线的方向匀速移动时，置于压力探针内的传感器实时感应小火箭发动机产生的喷流中的当地动压信号，采集系统采集并传输信号至数据处理及显示系统。通过分析动压信号相对小火箭发动机轴线的对称性，探讨实际推力矢量与设计目标的偏转情况。

权利要求

1.一种测量真空中使用的小火箭发动机推力矢量的方法，其特征在于，1)利用小火箭发动机推力矢量测量装置，该装置包括压力探针、可移动平台、数据采集处理系统和旋转台；通过旋转台调节所述压力探针位置，使压力探针轴线和小火箭发动机的轴线平行，并保证压力探针轴线和所述压力探针运动方向垂直；2)通过可移动平台将压力探针移到远离小火箭发动机轴线的位置；3)小火箭发动机产生喷流后，沿垂直于小火箭发动机轴线的方向匀速移动压力探针，置于压力探针后端的压力传感器的传感器感应面实时感应喷流场中各点的动压信号，同时数据采集系统通过数据传输线采集信号；4)通过可移动平台调整压力探针与小火箭发动机间的距离，重复步骤3)；5)分析每种距离条件下，动压信号相对小火箭发动机轴线的对称性，通过两次所测结果的偏差以及两次测量时压力探针与小火箭发动机间距离差值，通过数据分析得到实际的推力矢量偏转角度。

2.如权利要求1所述的一种测量真空中使用的小火箭发动机推力矢量的方法，其特征在于，所述压力探针前端呈锥形流线设计，小尺寸锥形顶端开有直径小于0.5mm的采样孔。

3.如权利要求1所述的一种测量真空中使用的小火箭发动机推力矢量的方法，其特征在于，所述压力传感器置于压力探针后端，所述压力传感器需根据对测量精度的要求来选择。

4.如权利要求3所述的一种测量真空中使用的小火箭发动机推力矢量的方法，其特征在于，根据测试环境，对所述压力探针采用调温系统冷却，使被测气体到达所述压力传感器感应面附近时达到所述压力传感器规定的使用温度范围。

5.如权利要求4所述的一种测量真空中使用的小火箭发动机推力矢量的方法，其特征在于，所述调温系统为水冷调温系统。

6.如权利要求3所述的一种测量真空中使用的小火箭发动机推力矢量的方法，其特征在于，所述可移动平台由相应精度的电机控制，保证高精度匀速移动。

7.如权利要求3所述的一种测量真空中使用的小火箭发动机推力矢量的方法，其特征在于，所述压力探针通过减振机构固定于所述可移动平台。

说明书

测量真空中使用的小火箭发动机推力矢量的装置和方法

技术领域

[0001] 本发明涉及一种测量真空中使用的小火箭发动机推力矢量的装置和方法。

背景技术

[0002] 随着时代的发展，太空制约能力对一个国家的安全起着越来越重要的作用。化学火箭携带的化学燃料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，其比冲很难提高。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、高比冲的推进任务。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一种有效的途径。无论是近期的空间技术应用，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。

[0003] 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，或者是在将发动机坐在天平上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。但以上方法都是对推力的大小进行测量，或者说是对沿发动机轴线方向的推力分量进行测量，但小火箭发动机产生的推力方向，是否绝对平行于发动机轴线，即推力矢量偏转，也是一个需要精确测量的重要参数，目前还查不到相关的公开报道。

发明内容

[0004] 本发明的目的在于：提出一种测量真空中使用的小火箭发动机推力矢量的装置，以及应用该装置进行推力矢量测量，探讨实际推力矢量与设计目标偏转情况的方法。

[0005] 本发明的目的是这样实现的：

[0006] 本发明提供的一种测量真空中使用的小火箭发动机实际推力矢量与设计目标偏转情况的方法，具体为：利用推力矢量测量装置中的压力探针及数据采集处理系统采集小火箭发动机喷流场中各点的动压信号，对动压信号相对小火箭发动机轴线的对称性进行分析，得到实际推力矢量与设计目标的偏转。

[0007] 进一步，包括以下步骤：1)调节压力探针，使其轴线与小火箭发动机轴线平行，并保证压力探针轴线和所述压力探头运动方向垂直；2)沿垂直于小火箭发动机轴线的方向匀速移动所述压力探针，数据采集处理系统实时采集喷流压力信号；3)通过可移动平台调整压力探针与小火箭发动机间的距离，重复步骤2)；4)分析每种距离条件下，动压信号相对小火箭发动机轴线的对称性，通过两次所测结果的偏差以及两次测量时压力探头与小火箭发动机间距离差值，通过数据分析得到实际的推力矢量偏转角度。

[0008] 一种测量真空中使用的小火箭发动机推力矢量的装置，包括压力探头、压力传感器、可移动平台、旋转台、数据采集处理系统，所述的压力探头和压力传感器构成压力探针，用于测量小火箭发动机喷流的动压力及其分布；所述的可移动平台用于控制压力探针的运动，所述的旋转台用于调节压力探针轴线和小火箭发动机轴线间的平行度，所述的数据采集处理系统用于对压力信号的采集和处理。

[0009] 进一步，所述压力探针前端呈锥形流线设计，锥形顶端开有直径小于0.5mm的采样孔，通过该采样孔对压力信号进行采集。

[0010] 进一步，所述压力探针后端设置有压力传感器。

[0011] 进一步，根据测试环境，可对所述压力探针采用水冷或其它调温系统，使被测气体到达所述压力传感器感应面附近时达到所述压力传感器规定的使用温度范围。

[0012] 进一步，所述的压力传感器根据对测量精度的要求来选择。

[0013] 进一步，所述可移动平台具有稳定、低振动、高定位精度以及匀速移动的特点，用于控制压力探头的运动。

[0014] 进一步，所述可移动平台固定于旋转台，所述的旋转台具有稳定、低振动、高定位精度的特点，用于精确控制可移动平台的旋转角度。

[0015] 进一步，所述的可移动平台由相应精度的步进电机控制，保证高精度匀速移动以及复位精度。

[0016] 进一步，所述的压力探针通过减振机构固定于可移动平台，保证压力探针测量到喷流实时的真实信号。

[0017] 本发明的特点在于：

[0018] 1)通过测量喷流动压、分析动压信号对称性的方法间接探讨真空中使用的小推力发动机的推力矢量偏转程度，测量方法新颖，测量设备简单，具有良好的可操作性。

[0019] 2)压力探针前端为锥形流线型设计，与锥形头部相连的压力探针直段部分的直径尽可能小，以尽量减小测量过程对喷流的扰动。

[0020] 3)可移动平台具有稳定、低振动、高定位精度以及匀速移动的特点。旋转台具有稳定、低振动、高定位精度的特点。压力传感器需选用测量精度处于数据方法可调节范围的压力传感器。在权衡传感器和平移台精度的同时，组合相应的数据采集和处理方法，提高检测精度。

附图说明

[0021] 图1为本发明推力矢量测量装置示意图；

[0022] 图2为本发明水冷压力探头示意图；

[0023] 图3为本发明推力矢量偏转测量示意图；

[0024] 图4为本发明动压信号的测量结果图。

具体实施方式

[0025] 参照图1、图2，制作小火箭发动机推力矢量测量装置，该装置包括：1采样孔、2.压力探针、21水气隔离套、22锥形外管、23冷却水隔套、24冷却水出口、25冷却水入口、3气体通路、4传感器感应面、5传感器、6数据传输线、7数据采集处理系统、8压力探头支撑减震件、9可移动平台、10旋转台。

[0026] 本实施例中采样孔1直径为0.3mm，使得测量结果达到较高的空间分辨率；压力探针锥形头部的锥角为24°，与锥形头部相连的压力探针直段部分的直径为12mm，以尽可能减少对喷流流场的扰动；传感器5选用精度为2.5‰、响应频率为1kHz的差压传感器，以保证测量结果具有良好的精度；可移动平台9选用光学测量中用到的高精度电控平移台，其具有稳定、低振动、匀速移动的特点，旋转台10选用光学测量中用到的高精度电控旋转台，其具有稳定、低振动的特点，确保实验具有良好的精度和可重复性。

[0027] 根据测试环境，对压力探针采用水冷或其它调温系统，使被测气体到达传感器感应面4附近时达到传感器5规定的使用温度范围。

[0028] 图2所示为水冷压力探针2示意图，其中水气隔离套21、锥形外管22、水路件23、冷却水出口24、冷却水入口25构成压力探针主体。通过对压力探头通入适宜温度的循环水保证传感器5的稳定工作温度范围，防止环境温度的过热或过冷超出传感器5的承受能力而影响测量结果，甚至损坏压力传感器。

[0029] 如图3所示，应用上述测量装置测量小火箭发动机推力矢量时，1)先将压力探针通过支撑减震件8固定于可移动平台9，将可移动平台9固定于旋转台10；2)将整个装置置于小火箭发动机喷流场中；3)通过旋转台10调节压力探针位置，使压力探针轴线和小火箭发动机12的轴线平行，同时保证压力探针轴线和可移动平台9的运动方向垂直；4)通过可移动平台9将压力探针移到远离小火箭发动机轴线的位置；5)小火箭发动机产生喷流11后，沿垂直于小火箭发动机12轴线的方向匀速移动可移动平台9，随着压力探针的移动，置于压力探针后端的传感器5的传感器感应面4实时感应喷流场中各点的动压信号，同时数据采集系统7通过数据传输线6采集信号；6)通过可移动平台9调整压力探针与小火箭发动机间的距离，重复步骤5)；7)分析每种距离条件下，动压信号相对小火箭发动机轴线的对称性，通过两次所测结果的偏差以及两次测量时压力探针与小火箭发动机间距离差值，通过数据分析得到实际的推力矢量偏转角度。

[0030] 图4所示为采用上述测量装置所得到的测量结果图，图中实线为动压测量结果，虚线代表射流中心位置。通过分析中心线两侧的动压数据对称性，从而可以得到推力矢量的偏转程度。图中显示动压测量结果具有良好的对称性。该结果说明采用测量喷流动压的方法探讨推力矢量的偏转是一种简单、可行、有效的方法。