[發(fā)明專(zhuān)利]姿控發(fā)動(dòng)機(jī)羽流對(duì)大型太陽(yáng)能電池翼氣動(dòng)力的測(cè)量裝置

無(wú)效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201010235123.5
• 申請(qǐng)日: 2010-07-21
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN101936806A
• 公開(kāi)（公告）日: 2011-01-05
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 蔡國(guó)飆;王文龍;賀碧蛟
• 申請(qǐng)（專(zhuān)利權(quán)）人: 北京航空航天大學(xué)
• 主分類(lèi)號(hào): G01M9/06
• 分類(lèi)號(hào): G01M9/06
• 代理公司: 暫無(wú)信息
• 代理人: 暫無(wú)信息

【技術(shù)領(lǐng)域】

本發(fā)明涉及一種高真空條件下測(cè)量姿控發(fā)動(dòng)機(jī)羽流撞擊大型太陽(yáng)能電池翼氣動(dòng)力的測(cè)量裝置，屬于航天器環(huán)境模擬試驗(yàn)技術(shù)和姿控發(fā)動(dòng)機(jī)羽流氣動(dòng)力效應(yīng)試驗(yàn)測(cè)量技術(shù)領(lǐng)域。

【背景技術(shù)】

衛(wèi)星、飛船、空間站等航天器上有許多用于調(diào)整航天器姿態(tài)的發(fā)動(dòng)機(jī)，這些姿控發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)的噴流在真空條件下會(huì)迅速膨脹形成真空羽流，真空羽流撞擊到航天器的大型太陽(yáng)能電池翼上會(huì)形成羽流氣動(dòng)力效應(yīng)。由于航天器上太陽(yáng)能電池翼數(shù)量較多，不可能全部安裝在航天器的質(zhì)心處，也不可能完全對(duì)稱(chēng)布置，又因?yàn)樘?yáng)能電池翼質(zhì)心與航天器質(zhì)心間存在距離且受力不對(duì)稱(chēng)，真空羽流對(duì)太陽(yáng)能電池翼的氣動(dòng)力或氣動(dòng)力矩會(huì)對(duì)整個(gè)航天器的質(zhì)心產(chǎn)生附加氣動(dòng)力矩，給航天器的姿態(tài)調(diào)整帶來(lái)影響，進(jìn)而增加航天器調(diào)姿的推進(jìn)劑消耗、降低航天器壽命。

國(guó)內(nèi)外對(duì)姿控發(fā)動(dòng)機(jī)羽流撞擊大型太陽(yáng)能電池翼的等比例氣動(dòng)力試驗(yàn)研究較少，大多以羽流撞擊平板的縮比試驗(yàn)代替，通常測(cè)量平板表面若干點(diǎn)的壓強(qiáng)分布，通過(guò)積分獲得羽流對(duì)平板的氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩。由于各點(diǎn)測(cè)量本身的誤差會(huì)積累到總的氣動(dòng)力或力矩上，且結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)化帶來(lái)的積分誤差難以估計(jì)，所以該方法對(duì)姿控發(fā)動(dòng)機(jī)撞擊太陽(yáng)能電池翼的氣動(dòng)力測(cè)量的系統(tǒng)誤差不可避免。實(shí)際上工程應(yīng)用中關(guān)心的只是整體氣動(dòng)力或氣動(dòng)力矩對(duì)太陽(yáng)能電池翼或航天器的影響，所以在試驗(yàn)測(cè)量中應(yīng)直接測(cè)量氣動(dòng)力，獲得更真實(shí)可靠的數(shù)據(jù)。

圖1為典型的航天器、姿控發(fā)動(dòng)機(jī)和大型太陽(yáng)能電池翼的外形和位置示意圖，對(duì)于150N級(jí)姿控發(fā)動(dòng)機(jī)來(lái)說(shuō)其對(duì)大型太陽(yáng)能電池翼沿X方向和Y方向兩個(gè)方向的氣動(dòng)力Fx和Fy大小在10N量級(jí)，是對(duì)電池翼影響最大的兩個(gè)分力，也是工程應(yīng)用中最關(guān)心的兩個(gè)分力，而太陽(yáng)能電池翼及附屬裝置的重力在幾百牛量級(jí)，如何克服系統(tǒng)重力對(duì)氣動(dòng)力測(cè)量的影響成為試驗(yàn)測(cè)量中必需考慮的問(wèn)題，另外10N量級(jí)的小當(dāng)量氣動(dòng)力測(cè)量如何保證測(cè)量精度，在試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)中也應(yīng)認(rèn)真考慮。

姿控發(fā)動(dòng)機(jī)和大型太陽(yáng)能電池翼的在軌工作高度大于100Km，該高度下空間溫度低于4K、真空度低于2.5×10^-3Pa，需在地面試驗(yàn)艙中營(yíng)造類(lèi)似的冷黑環(huán)境。目前國(guó)內(nèi)外在地面試驗(yàn)艙中模擬冷黑環(huán)境的設(shè)備為液氮和液氦熱沉，采用深冷吸附原理抽除冷凝溫度比熱沉自身溫度高的氣體，熱沉的抽氣能力與熱沉表面的溫度和表面積成線(xiàn)性關(guān)系。通過(guò)在熱沉表面噴涂黑漆來(lái)保證其對(duì)太陽(yáng)光的吸收率和熱沉本身的發(fā)射率，實(shí)現(xiàn)模擬太空中“黑”的功能。

【發(fā)明內(nèi)容】

本發(fā)明的目的是提供一種用于姿控發(fā)動(dòng)機(jī)羽流撞擊大型太陽(yáng)能電池翼的氣動(dòng)力測(cè)量的試驗(yàn)裝置，從真空羽流撞擊大型太陽(yáng)能電池翼產(chǎn)生氣動(dòng)力效應(yīng)對(duì)航天器影響程度的工程應(yīng)用出發(fā)，首次提出了姿控發(fā)動(dòng)機(jī)羽流對(duì)大型太陽(yáng)能電池翼氣動(dòng)力測(cè)量的試驗(yàn)方案。試驗(yàn)時(shí)依靠模擬試驗(yàn)艙內(nèi)千萬(wàn)升每秒的液氦熱沉、并在熱沉表面涂特制黑漆來(lái)模擬姿控發(fā)動(dòng)機(jī)在軌工作高度太空的“冷黑”環(huán)境。

姿控發(fā)動(dòng)機(jī)羽流撞擊大型太陽(yáng)能電池翼的試驗(yàn)裝置安裝在能滿(mǎn)足試驗(yàn)環(huán)境的地面試驗(yàn)艙中。如圖2所示，試驗(yàn)件包括推進(jìn)劑管路(3)、姿控發(fā)動(dòng)機(jī)(5)和大型太陽(yáng)能電池翼(6)，測(cè)量Fx方向氣動(dòng)力的裝置包括頂絲(8)、第一位移傳感器(10)、承重彈簧(13)和第一校準(zhǔn)推力器(19)，測(cè)量Fy方向氣動(dòng)力的裝置包括上樞軸(2)、下樞軸(11)、第二校準(zhǔn)推力器(15)和第二位移傳感器(16)。

本發(fā)明的積極效果在于：(1)用可調(diào)節(jié)彈簧機(jī)構(gòu)克服重力對(duì)小當(dāng)量氣動(dòng)力測(cè)量的影響；(2)用極距變化型位移傳感器測(cè)量位移間接測(cè)量氣動(dòng)力數(shù)值的大小；(3)采用高精度的電磁力標(biāo)定裝置對(duì)測(cè)量系統(tǒng)進(jìn)行原位標(biāo)定，標(biāo)定過(guò)程消除了系統(tǒng)誤差對(duì)測(cè)量精度的影響，測(cè)量誤差僅包括位移傳感器和校準(zhǔn)推力器自身誤差，測(cè)量精度較高。

【附圖說(shuō)明】

圖1航天器上大型太陽(yáng)能電池翼、姿控發(fā)動(dòng)機(jī)與航天器質(zhì)心外形、位置示意圖

圖2姿控發(fā)動(dòng)機(jī)羽流對(duì)大型太陽(yáng)能電池翼氣動(dòng)力測(cè)量示意圖

圖中：1-上樞軸支架，2-上樞軸，3-推進(jìn)劑管路，4-姿控發(fā)動(dòng)機(jī)支架，5-姿控發(fā)動(dòng)機(jī)，6-大型太陽(yáng)能電池翼，7-底盤(pán)，8-頂絲(2個(gè))，9-第一位移傳感器測(cè)控線(xiàn)，10-第一位移傳感器，11-下樞軸，12-下樞軸支架，13-承重彈簧(2個(gè))，14-第二校準(zhǔn)推力器測(cè)控線(xiàn)，15-第二校準(zhǔn)推力器，16-第二位移傳感器，17-第二位移傳感器測(cè)控線(xiàn)，18-第二位移傳感器支架，19-第一校準(zhǔn)推力器，20-第一位校準(zhǔn)推力器測(cè)控線(xiàn)，22-航天器

【具體實(shí)施方式】

下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步說(shuō)明。