[發明專利]一種基于位移測量的發動機徑向力測量系統及方法

有效

• 申請號: 201610818048.2
• 申請日: 2016-09-12
• 公開（公告）號: CN106323526B
• 公開（公告）日: 2019-03-12
• 發明（設計）人: 董冬;賀宏;王文龍;陳聰;寇興華;馬純強;左明聰;胡瑛;朱成亮;翟文化;耿直;劉軍;王曉華
• 申請（專利權）人: 西安航天動力試驗技術研究所
• 主分類號: G01L5/00
• 分類號: G01L5/00
• 代理公司: 西安智邦專利商標代理有限公司 61211
• 代理人: 陳廣民

本發明屬于航天發動機試驗技術領域，具體涉及一種基于位移測量的發動機徑向力測量系統及方法。本發明的系統包括1#位移傳感器、2#位移傳感器、3#位移傳感器、4#位移傳感器、支撐架以及引線；四個位移傳感器固定在支撐架上，四個位移傳感器圓周均布在發動機的上方，并分別通過引線與發動機的噴管連接。該方法采用位移傳感器測量噴口圓面偏移量后計算發動機質心空間偏移量，通過偏移量計算偏移角度，再根據主推力得出徑向推力大小。通過本發明的系統和方法填補了現有技術缺少試驗發動機徑向推力測量技術的空白，為發動機設計以及今后高精度測量提供參考數據。

技術領域

本發明屬于航天發動機試驗技術領域，具體涉及一種基于位移測量的發動機徑向力測量系統及方法。

背景技術

推力作為液體火箭發動機地面試驗和火箭飛行的關鍵性能參數，具有非常重要的研究價值。發動機工作過程易產生因介質燃燒不充分帶來噴管口燃氣流出的不均勻性,這樣不可避免地造成噴管偏擺現象的發生，從而產生發動機瞬時徑向力。若瞬時徑向力達到一定程度，將會影響火箭箭體飛行控制精度。因此，亟待進行地面試驗發動機徑向推力測量，將有助于估算出發動機瞬時徑向推力對主推力的影響程度，為火箭總體設計提供參考依據。

但現有技術中缺少對地面試驗發動機的徑向推力測量技術。

發明內容

為了填補現有技術缺少試驗發動機徑向推力測量技術的空白，本發明提供一種基于位移測量的發動機徑向力測量系統及方法，本發明采用位移傳感器測量噴口圓面偏移量后計算發動機質心空間偏移量，通過偏移量計算偏移角度，再根據主推力得出徑向推力大小。

本發明的技術解決方案：

本發明提供了一種基于位移測量的發動機側向力測量系統，包括1#位移傳感器、2#位移傳感器、3#位移傳感器、4#位移傳感器、支撐架以及引線、四個位移傳感器固定在支撐架上，四個位移傳感器圓周均布在發動機的上方，并分別通過引線與發動機的噴管連接。

基于位移測量的發動機徑向力測量系統的測量方法，其特征在于，包括以下步驟：

步驟1)建立模型：

模型的坐標系為原始坐標系向Z軸正半軸位移后形成的偏移坐標系，原始坐標系的原點O為試驗前的噴管口截面的圓心；偏移坐標系的原點O′為發動機試驗時噴管口截面向Z軸正半軸位移后形成的偏擺截面的圓心；Z軸為發動機的軸向中心線，其正向為噴管口朝向的反方向；

步驟2)按照下列公式計算偏移坐標系的原點O′在原始坐標系中的坐標值(Δx,Δy,Δz)

其中，a₁為支撐架上1#位移傳感器在Y軸正半軸上的投影點與對應噴口處引線的連接點距離；b₁為支撐架上1#位移傳感器安裝起始點所在平面距噴管口初始平面的高度；c₁為支撐架上1#位移傳感器與噴管口之間的引線長度；

a₂為支撐架上2#位移傳感器在X軸負半軸上的投影點與對應噴口處引線的連接點距離；b₂為支撐架上2#位移傳感器安裝起始點所在平面距噴管口初始平面的高度；c₂為支撐架上2#位移傳感器與噴管口之間的引線長度；

a₃為支撐架上3#位移傳感器在Y軸負半軸上的投影點與對應噴口處引線的連接點距離；b₃為支撐架上3#位移傳感器安裝起始點所在平面距噴管口初始平面的高度；c₃為支撐架上1#位移傳感器與噴管口之間的引線長度；

a₄為支撐架上4#位移傳感器在X軸正半軸上的投影點與對應噴口處引線的連接點距離；b₄為支撐架上4#位移傳感器安裝起始點所在平面距噴管口初始平面的高度；c₄為支撐架上4#位移傳感器與噴管口之間的引線長度；