一种五分量测量固体火箭发动机多分力的试验方法与流程

1.本发明涉及固体火箭发动机多分力测量技术领域，具体为一种五分量测量固体火箭发动机多分力的试验方法。


背景技术：

2.固体火箭发动机在试验时，一般只测量沿轴向的推力分量，而忽略其它分量，因此所测得的推力只是一个主推力分量而不是推力矢量。为了实现精准的推力控制，就必须对发动机进行多分力测量。所谓多分力测量，是指在试验时，能够同时测量发动机轴向主推力以及微小变化的侧向力，从而获得较真实的推力矢量。
3.现有国内外公开的固体火箭发动机多分力测量方式主要分为两种，一种是卧式，一种为立式。由于卧式试验已经成为成熟的试验方式，所以国内外大多数固体火箭发动机多分力测量都是卧式。但卧式多分力试验，侧向力方向会有重力的迭加，而且试验过程中，固体火箭发动机质量的变化、质心的位移、金属粒子的冲刷等因素都会使得侧向力测量不准确，同时，由于这些因素反应在力的量级上与侧向力接近，很难从侧向力测量中剥离出来，也会使得测量精度不够高
4.由于上述问题的存在，发达国家在进行侧向力测量时的主要方式开始由发动机卧式试验转化为发动机的立式试验，将重力的作用叠加到主推力中，由于主推力很大，重力的作用不会的对测量结果产生较大的影响。同时，在侧向力的测量中，干扰因素较少。
5.但在实际测试中，发现公开的立式试验还存在以下问题：1、立式试验中测量侧向力的侧向传感器都是采用硬连接方式相连，本身在测量过程中会测得硬连接产生的力矩，而这个力矩很难从测量结果中剥离开来，影响测量结果；2、传统的立式测量将固体火箭发动机固定后，由于测量装置直接与发动机相连，发动机工作时自身轴向伸长径向膨胀带来的位移变化也会作为输入带入到传感器的测量结果中，从而使测量结果不真实。


技术实现要素：

6.为解决现有技术存在的问题，本发明提出一种五分量测量固体火箭发动机多分力的试验方法，在立式测量的基础上，利用改进的试验工装实现固体火箭发动机多分力测量。
7.本发明的技术方案为：
8.所述一种五分量测量固体火箭发动机多分力的试验方法，利用试验装置，通过以下步骤实现；
9.所述试验装置包括调平基座、主推力对准装置、主推力测力装置、保险限位装置、定架、鼠笼结构、侧向测力装置、侧向力对准装置、模拟件、多分力验证装置以及标定组件；
10.所述步骤包括：
11.步骤1：安装调平基座，通过调节安装螺栓，使调平基座上的主推力测力装置以及定架的安装平面为水平面，通过水平尺检定后，固定调平基座的地角螺栓。
12.步骤2：在调平基座上安装定架，所述定架用于承担侧向力，包括四根纵向钢梁和
四根水平钢梁，定架的四根纵向钢梁的安装方向为对角两根纵向钢梁的侧面平行，相邻的两根纵向钢梁棱边相对；并在调平基座上安装主推力测力装置的相同位置安装主推力对准装置；在调平基座上安装保险限位装置；
13.步骤3：在定架的纵向钢梁的同一高度位置安装侧向测力装置的预紧力加载装置，一个预紧力加载装置的安装面位于定架中某一根纵向钢梁中的朝向内部的侧面上，并在预紧力加载装置上安装侧向力对准装置；
14.步骤4：吊装鼠笼结构，所述鼠笼结构用于与发动机相连，鼠笼为发动机动架，与发动机通过裙连接，且和发动机在其他位置不直接接触；利用侧向力对准装置和主推力对准装置完成鼠笼结构对中后，锁紧保险限位装置并拆掉主推力对准装置，直接安装主推力测力装置；
15.步骤5：拆除侧向力对准装置，安装侧向测力装置的其余部件，四个侧向测力装置呈十字相对分布，相对两个侧向测力装置的轴线处于同一直线上；
16.步骤6：安装模拟件和多分力验证装置以及标定组件，对整个试验架在主推力、空间45度角、平面45度角方向施加标准力进行标定验证；
17.步骤7：在标定完成后，拆除多分力验证装置和模拟件，并在鼠笼结构中安装正式试验发动机，进行发动机点火条件下的多分力测量。
18.步骤8：对所测试验数据进行处理，一个测力平面上相隔180
°
方向上的两组传感器矢量之和为发动机在该方向所受的侧向力，通过假定主推力测力装置的挠性件中心位置为原点，通过解理想铰的方式，获得发动机各方向所受的力和力矩。
19.进一步的，所述单个侧向测力装置由固定法兰、侧向力测力传感器、钢丝绳结构、预紧力加载装置组成；所述固定法兰用于与鼠笼结构连接，固定法兰后端连接侧向力测力传感器，侧向力测力传感器与预紧力加载装置之间通过柔性的钢丝绳结构连接。
20.进一步的，所述主推力对准装置分对准杆、对准座两部分，对准杆与对准座通过轴向的矩形槽相连，通过矩形槽的搭接以及嵌入两个状态，使主推力对准装置分高和低两个状态，其中高状态的高度与主推力测力装置的高度一致；在高状态和低状态两个状态中，对准杆的杆件部分始终在对准座的沉孔中，保证轴线的精准传递。
21.进一步的，所述保险限位装置为多根支撑柱，能够连接并支撑鼠笼结构的中部连接面；所述保险限位装置在整个试验装置调整过程中锁紧，保持鼠笼结构原有的位置关系，保证试验精度，在试验过程中松开锁紧，保证发动机工作过程的安全性。
22.进一步的，所述预紧力加载装置后端安装在位于定架纵向钢梁上的调节支座上，并能够沿调节支座在定架纵向钢梁上下方向移动，实现侧向测力装置的上下调整。
23.进一步的，所述侧向力对准装置分为第一对准杆、第一对准套、第二对准杆、第二对准套；第一对准杆和第二对准套分别和鼠笼结构与预紧力加载装置配合，并采用精度满足设计要求的间隙配合完成轴线的传递；第一对准套和第一对准杆、第二对准杆也采用精度满足设计要求的间隙配合；在对准完成后，将第一对准套向第二对准杆方向移动，直至第一对准杆和第一对准套分离后，取出第一对准杆，再取出其他组件，依次拆除侧向力对准装置，而后装上对应的侧向力测量装置。
24.进一步的，所述侧向测力装置采用两个测试平面，一个测试平面位于鼠笼结构的上端面，一个测试平面位于鼠笼结构的中部连接面，每个测试平面上均安装有4个侧向测力
装置，且上下同一方向的侧向测力装置的轴线位于同一纵向平面内。
25.进一步的，所述模拟件安装在鼠笼结构顶部，具有一个上部水平面和一个与水平面成45
°
的斜面；
26.所述多分力验证装置与所述模拟件配合提供主推力方向标定和空间45
°
方向推力标定；
27.所述标定组件10为标准力施加装置，与侧向测力装置呈45度夹角安装提供平面45
°
方向推力标定。
28.进一步的，所述多分力验证装置包括钢梁、主推力标定调节平台、主推力标定承力台、标定装置、空间侧向力标定调节平台、空间侧向力标定力承力台；所述钢梁斜跨固定在定架相对的两根纵向钢梁顶端，钢梁上安装主推力标定承力台和空间侧向力标定力承力台，在主推力标定承力台上安装主推力标定调节平台，在空间侧向力标定力承力台上安装空间侧向力标定调节平台，主推力标定调节平台下方以及空间侧向力标定调节平台下方安装标定装置，其中主推力标定调节平台下方标定装置方向竖直向下，空间侧向力标定调节平台下方的标定装置与竖直方向呈45
°
夹角；通过主推力标定调节平台相对主推力标定承力台前后左右的调整，使主推力标定调节平台下方标定装置轴线与鼠笼结构中心轴线、主推力测力装置轴线一致，而通过空间侧向力标定调节平台相对空间侧向力标定力承力台前后左右的调整，使空间侧向力标定调节平台下方标定装置与模拟件的斜面垂直接触，实现主推力标定和空间45
°
标定。
29.有益效果
30.本发明提出一种五分量测量固体火箭发动机多分力的试验方法，通过机械设计的手段，使用软连接从结构上去掉了传统立式多分力测量过程中传感器力和力矩耦合的影响，利用改进的试验工装实现固体火箭发动机多分力测量。
31.本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。
附图说明
32.本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：
33.图1：本发明整体轴视图；
34.图2：五分量测量发动机多分力结构示意图；
35.其中：1多分力验证装置，2模拟件，3侧向测力装置，4鼠笼结构，5定架，6主推力测力装置，7保险限位装置，8调平基座；
36.图3：传感器分布示意图；
37.其中：9测力组件，10标定组件；
38.图4：侧向测力装置结构示意图；
39.其中：91固定法兰，92侧向力测力传感器，93钢丝绳结构，94预紧力加载装置；
40.图5：多分力验证装置示意图；
41.其中：11主推力标定调节平台，12主推力标定承力台，13标定装置，15空间侧向力标定调节平台，16空间侧向力标定力承力台；
42.图6：主推力对准装置示意图；
43.其中：61对准杆，62对准座；
44.图7：侧向力对准装置示意图；
45.其中：3第一对准杆，32第一对准套，33第二对准杆，34第二对准套。
具体实施方式
46.下面详细描述本发明的实施例，所述实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
47.本实施例中提出的使用五分量测量固体火箭发动机多分力的试验方法，所基于的试验装置包括调平基座8、主推力测力装置6、定架5、鼠笼结构4、侧向测力装置3。
48.所述调平基座8是整个装置的基础，承担发动机的主推力，并给整个试验架提供一个基准，其他所有基准全建立在此基准之上，并通过调节调平基座8使整个试验架处于水平状态：通过调节调平基座8的安装螺栓，使调平基座8上的主推力测力装置以及定架5的安装平面为水平面，通过水平尺检定后，固定调平基座8的地角螺栓。
49.所述定架5包括四根纵向钢梁和四根水平钢梁，定架5安装在调平基座8上，用于承担侧向力，它与调平基座8通过定位销和螺栓相连后一起加工，保证所有的基准。
50.为了确保后续鼠笼结构4和侧向测力装置3安装准确对中，并且避免出现失误而影响主推力测力装置，在定架5安装完成后，在调平基座8中安装主推力测力装置6的相同位置先安装主推力对准装置，如图6所示。所述主推力对准装置分对准杆61、对准座62两部分，对准杆61与对准座62通过一个轴向的矩形槽相连，通过矩形槽的搭接以及嵌入两个状态，使主推力对准装置分高和低两个状态，其中高状态的高度与主推力测力装置的高度一致。在使用时，错开矩形槽，使得对准杆和对准座在对准状态下搭接出一个较高的高度，如图6的左侧高状态，当鼠笼结构4和侧向测力装置3安装对准完毕后，若存在保险限位装置则是保险限位装置锁紧后，顺时针扭动对准杆，使对准杆突出部分嵌入矩形槽，形成较低的高度，方便取出，如图6中间低状态。安装时将对准杆的杆件部分对入对准座的沉孔中，完成轴线的传递，如图6右侧(c)部分。在高状态和低状态两个状态中，对准杆的杆件部分始终在对准座的沉孔中，保证轴线的精准传递，确保固体火箭发动机推力轴线始终与测量轴线重合。
51.主推力对准装置安装完毕后，吊装鼠笼结构4，在吊装鼠笼结构4之前，为了确保试验过程安全可靠，同时也为了确保鼠笼结构安装找正后，整个机构在调整过程中，仍能保持鼠笼结构原有的位置关系，保证试验精度，可以先安装保险限位装置7，所述保险限位装置7为3根支撑柱，长度满足在吊装鼠笼结构4过程中，能够连接并支撑鼠笼结构4的中部连接面。保险限位装置7在整个机构调整过程中锁紧，保持鼠笼结构原有的位置关系，保证试验精度，在试验过程中松开锁紧，保证发动机工作过程中具有一定的安全性。
52.在定架5的四个纵向钢梁的同一高度位置安装侧向测力装置3。侧向测力装置3分布如图3所示，定架5的四根纵向钢梁的安装方向为对角两根纵向钢梁的侧面平行，相邻的两根纵向钢梁棱边相对；这样一个侧向测力装置3的安装面位于定架5中某一根纵向钢梁中的朝向内部的侧面上，四个侧向测力装置3呈十字相对分布，相对两个侧向测力装置的轴线处于同一直线上。
53.如图4所示，单个侧向测力装置3由固定法兰91、侧向力测力传感器92、钢丝绳结构
93、预紧力加载装置94；所述固定法兰91用于与鼠笼结构4连接，固定法兰91后端连接侧向力测力传感器92，侧向力测力传感器92与预紧力加载装置94之间通过柔性的钢丝绳结构93；预紧力加载装置94后端安装在位于定架纵向钢梁上的调节支座上，并能够沿调节支座在定架纵向钢梁上下方向移动，实现侧向测力装置的上下调整。
54.侧向测力装置使用钢丝绳这种软连接结构，保证所有传感器都只受拉力，当该方向受压力时，钢丝绳呈松软状态，不直接传递力；且钢丝绳这种软连接结构不会产生力矩，进而不会对传感器输出造成影响。软连接能够有效避免因为刚性元件在侧向力测量中带来的各种力矩的耦合，侧向测量装置只感受该方向所受的拉力，相对两个方向的传感器受力矢量和为实际测量的侧向力。预紧力加载装置用于试验前提供预紧力，使钢丝绳始终处于拉紧状态，避免传感器输出出现跳变。
55.所述鼠笼结构与发动机相连，鼠笼为发动机动架，与发动机通过裙连接，和发动机在其他位置不直接接触。鼠笼很好的解决了发动机轴向伸长和径向膨胀对测试的影响(鼠笼不会因为发动机的轴向伸长和径向膨胀而产生位移)，减少了影响侧向力测量的干扰因素。通过预紧力加载装置94对软连接施加侧向力，调节发动机轴线位于整个试验装置的中央，即与主推力测力装置6的轴线重合。在整个校准加力过程中，软连接始终沿其轴向运动，不会出现旋转和摩擦。
56.本实施例中，在安装侧向测力装置3中的固定法兰91、侧向力测力传感器92、钢丝绳结构93之前，事先在预紧力加载装置94上安装侧向力对准装置，利用侧向力对准装置完成鼠笼结构位置对中调节后，再将侧向力对准装置替换为固定法兰91、侧向力测力传感器92和钢丝绳结构93。
57.如图7所示，侧向力对准装置分为第一对准杆，第一对准套，第二对准杆，第二对准套部分。第一对准杆和第二对准套分别和鼠笼结构与预紧力加载装置配合，取精度很高的间隙配合完成轴线的传递。第一对准套和第一对准杆、第二对准杆也采用精度很高的间隙配合。在整个组件连接完毕后，相当于一个精度很高的同轴测量圆杆，完成侧向对准。在对准完成后，将第一对准套向第二对准杆方向移动，直至第一对准杆和第一对准套分离后，取出第一对准杆，再取出其他组件。所有对准装置均完成对准后，再依次拆除侧向力对准装置，装上对应的侧向力测量装置。
58.本实施例中，侧向测力装置还进一步采用两个测试平面，如图1所示，一个测试平面位于鼠笼结构的上端面，一个测试平面位于鼠笼结构的中部连接面，每个测试平面上均安装有4个侧向测力装置3，且上下同一方向的侧向测力装置3的轴线位于同一纵向平面内，这样通过一个方向上的两个传感器输出值，判断推力方向，试验数据方便处理，且不会迭加力矩，很好的解决了传统六分力试验架侧向力被挠性装置吸收的问题，可获得真实的侧向力。
59.在上述结构安装完成后，安装真实发动机之前，采用模拟件2、多分力验证装置1以及标定组件10对整个试验架进行验证。
60.模拟件2安装在鼠笼结构顶部，具有一个上部水平面和一个与水平面成45
°
的斜面。所述多分力验证装置1提供主推力标定和空间45
°
方向推力标定，包括钢梁，主推力标定调节平台11，主推力标定承力台12，标定装置13，空间侧向力标定调节平台15，空间侧向力标定力承力台16；所述钢梁斜跨固定在定架5相对的两根纵向钢梁顶端，钢梁上安装主推力
标定承力台12和空间侧向力标定力承力台16，在主推力标定承力台12上安装主推力标定调节平台11，在空间侧向力标定力承力台16上安装空间侧向力标定调节平台15，主推力标定调节平台11下方以及空间侧向力标定调节平台15下方安装标定装置13，其中主推力标定调节平台11下方标定装置方向竖直向下，空间侧向力标定调节平台15下方的标定装置与竖直方向呈45
°
夹角。通过主推力标定调节平台11相对主推力标定承力台12前后左右的调整，使主推力标定调节平台11下方标定装置轴线与鼠笼结构中心轴线、主推力测力装置轴线一致，而通过空间侧向力标定调节平台15相对空间侧向力标定力承力台16前后左右的调整，使空间侧向力标定调节平台15下方标定装置与模拟件2的斜面垂直接触，实现主推力标定和空间45
°
标定。在上部测试平面内，与侧向测力装置呈45度夹角安装有标定组件10，所述标定组件10为标准力施加装置，提供平面45
°
标定。
61.在标定完成后，拆除多分力验证装置和模拟件安装正式试验发动机，进行发动机的多分力测量。
62.通过上述装置描述，可以得到本实施例中的试验方法步骤为：
63.(1)先安装调平基座，通过调节安装螺栓，使调平基座上的主推力测力装置以及定架的安装平面为水平面，通过水平尺检定后，固定调平基座的地角螺栓。
64.(2)在调平基座上安装定架，并在调平基座上安装主推力测力装置的相同位置安装主推力对准装置；在调平基座上安装保险限位装置；
65.(3)在定架的纵向钢梁的同一高度位置安装预紧力加载装置，并在预紧力加载装置上安装侧向力对准装置；
66.(4)吊装鼠笼结构，利用侧向力对准装置和主推力对准装置完成鼠笼结构对中后，锁紧保险限位装置并拆掉主推力对准装置，直接安装主推力测力装置；
67.(5)拆除侧向力对准装置，安装侧向测力装置的其余部件；
68.(6)安装模拟件和多分力验证装置以及标定组件，对整个试验架在主推力、空间45度角、平面45度角方向施加标准力进行标定验证；
69.(7)在标定完成后，拆除多分力验证装置和模拟件安装正式试验发动机，进行发动机点火条件下的多分力测量。
70.(8)对所测试验数据进行处理，一个测力平面上相隔180
°
方向上的两组传感器矢量之和为发动机在该方向所受的侧向力，通过假定主推力测力装置的挠性件中心位置为原点，通过解理想铰的方式，获得发动机各方向所受的力和力矩。
71.本发明主要针对发动机自身不存在推力偏角的发动机多分力测量，该方案假设前提即发动机装药均匀，自身无滚转力矩产生，发动机主推力和侧向力始终过发动机轴线，理论上单一发动机都是这种状态，而在实际中，只有装药不均匀，喷管与筒体轴线不对中，或发动机带舵，才会偏离出之前的讨论范围。
72.尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。