[發明專利]火箭發動機推力矢量測量裝置以及推力矢量測量方法

有效

• 申請號: 202210354761.1
• 申請日: 2022-04-06
• 公開（公告）號: CN114858334B
• 公開（公告）日: 2023-07-14
• 發明（設計）人: 俞南嘉;周闖;蔡國飆;龔昊杰;師浩然;焦博威
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: G01L5/16
• 分類號: G01L5/16;G01M15/00
• 代理公司: 北京超凡宏宇專利代理事務所(特殊普通合伙) 11463
• 代理人: 汪喆

本申請涉及航空航天技術領域，尤其涉及火箭發動機推力矢量測量裝置以及推力矢量測量方法。火箭發動機推力矢量測量裝置包括軸向推力測量模塊以及徑向推力測量模塊；軸向推力測量模塊包括第一支撐構件、軸向力傳感器、調節構件以及第一傳遞構件；軸向力傳感器至少為三個；徑向推力測量模塊包括第二支撐構件、徑向力傳感器、第二傳遞構件以及第三支撐構件；徑向力傳感器至少為三個。根據軸向力傳感器和徑向力傳感器的數據能夠計算發動機推力；在以軸向力傳感器模塊中心為坐標原點建立三維坐標系，計算出發動機推力在三維坐標系的坐標軸方向上的力矩；在利用力矩平衡建立方程組，能夠求解出發動機推力的偏心距與偏心輻角。

技術領域

本申請涉及航空航天技術領域，尤其是涉及一種火箭發動機推力矢量測量裝置以及推力矢量測量方法。

背景技術

在火箭發動機推力測量領域，目前常使用普通拉壓力傳感器進行測量，然而當利用普通拉壓力傳感器進行推力測量時，通常只能單純測量推力數值，難以測量推力的矢量(如推力偏心距)，無法滿足目前火箭發動機的推力測量要求。

因此，亟需一種火箭發動機推力矢量測量裝置，在一定程度上以解決現有技術中存在的技術問題。

發明內容

本申請的目的在于提供一種火箭發動機推力矢量測量裝置以及推力矢量測量方法，以在一定程度上解決現有技術中采用普通拉壓力傳感器進行推力測量時，只能測量推力數值，難以測量推力的矢量的技術問題。

本申請提供了一種火箭發動機推力矢量測量裝置，包括軸向推力測量模塊以及徑向推力測量模塊；

所述軸向推力測量模塊包括第一支撐構件、軸向力傳感器、調節構件以及第一傳遞構件；所述軸向力傳感器與所述調節構件設置于所述第一支撐構件與所述第一傳遞構件之間，所述第一傳遞構件用于固定發動機的尾部；所述軸向力傳感器的數量至少為三個，且沿所述發動機的軸線方向延伸；

所述徑向推力測量模塊包括第二支撐構件、徑向力傳感器、第二傳遞構件以及第三支撐構件；所述第二傳遞構件的一端設置于第三支撐構件且另一端接觸所述發動機的頭部，所述徑向力傳感器的一端固定于所述第三支撐構件且另一端設置于所述第二支撐構件；所述徑向力傳感器的數量至少為三個且沿所述發動機的徑向方向延伸。

在上述技術方案中，進一步地，所述調節構件包括彈簧柱塞；所述彈簧柱塞的球頭端抵接于所述第一支撐構件，且所述彈簧柱塞的調節端設置于所述第一傳遞構件；

調節所述彈簧柱塞的調節端能夠調節所述軸向力傳感器受到的拉力。

在上述技術方案中，進一步地，所述彈簧柱塞的數量與所述軸向力傳感器的數量相同，且所述彈簧柱塞與所述軸向力傳感器交替等間隔排布于所述第一傳遞構件的邊沿。

在上述技術方案中，進一步地，所述第一傳遞構件包括圓環板；所述發動機的尾部固定于所述圓環板，且所述發動機與所述第一圓環板同軸。

在上述技術方案中，進一步地，所述第三支撐構件包括第一圓環；所述第二傳遞構件包括支撐桿、設置于所述支撐桿一端的滑輪以及用于將所述支撐桿固定于所述第一圓環上的第一螺母；所述滑輪與所述發動機的頭部接觸。

在上述技術方案中，進一步地，還包括支撐臺；所述第一支撐構件包括第一支撐豎板以及支撐角板；所述第一支撐豎板垂直于所述支撐臺的一端，所述支撐角板的一端固定于所述支撐臺且另一端固定于所述第一支撐豎板；

所述第二支撐構件包括第二支撐豎板以及設置于所述第二支撐豎板上的第二圓環；所述第二支撐豎板垂直于所述支撐臺的另一端。

在上述技術方案中，進一步地，所述第二圓環上開設有沉孔，所述徑向力傳感器的一端固定于所述第一圓環，且另一端穿過所述沉孔且通過第二螺母固定于所述第二圓環。

在上述技術方案中，進一步地，所述軸向力傳感器的數量為四個，所述徑向力傳感器的數量為三個。