[发明专利]一种间接测量气动推力的方法及装置

说明书

技术领域

本发明涉及一种间接测量气动推力的简单方法和装置。

背景技术

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。先进的空间推进技术是星际航行以至深空科学探测的必要 支撑技术。火箭发动机在地面进行大量的性能研究和可靠性模拟实验 是在真正能够上天运行之前的必经步骤，其中，推力的测量是必不可 少的。火箭发动机将推进剂向后高速排出，推进剂增加的向后的动量 即等于推力器受到的向前的推力。

直接测量推力在原理上较为简单，即：将火箭发动机直接置于测 力架上，通过特殊设计的测力系统直接测得从微牛到很大范围的推力。 但在实际操作中，直接测力的方法也会遇到各样的困难，使得其实用 性并不如预期的理想，例如：对于尺寸过大及重量重的发动机系统或 试验系统，很难置于单一的测力架上，抑或使得测量成本急剧增加； 对于毫牛、微牛量级的微小推力的测量，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也会严重地影响推力的精确测 量及测量结果的可靠性。鉴于此，人们提出了各种不同原理的测力方 法，例如有倒钟摆式、双摆式、扭摆式、多臂式等测量方法；也有直 接将发动机坐在天平上的测力方法，或者是在坐上去的基础上再做些 重心平衡的处理或补偿。这些方法都存在设置调试和校准要求非常高， 需要针对不同种类、重量、形状的推力发动机进行测力器结构设计和 调试，并且同一测力器对同一形状和重量的发动机，也会因为每次调 试时难以把握的微小变化而产生无法估测的测量误差。在这种情况下， 测量精度和准确度很难保证。

发明内容

本发明的目的在于：克服上述的推力测量装置存在设备调试和校 准要求非常高，同时同一测力器对同一形状和重量的发动机，也会因 为每次调试时难以把握的微小变化而产生无法估测的测量误差的缺 陷，提供一种简单的间接测量气动推力的方法及装置。

本发明的目的是这样实现的：

本发明提供一种间接测量火箭发动机气动推力的测量方法，具体 为：利用气动推力测量装置中的动压探针及数据采集系统采集火箭发 动机高超声速喷流场中各点的动压信号，利用数据处理和分析系统对 采集到的动压信号进行误差分析(包括噪音干扰信号的消除、信号零点 漂移的校正等)、面积分处理，得到推力数据。

进一步，所述误差分析包括噪音干扰信号的消除、信号零点漂移 的校正。

进一步，包括以下步骤：1)将动压探针通过探针支撑件固定于可 移动平台；2)调节动压探针，使得动压探针轴线和火箭发动机轴线平 行且在同一高度，同时动压探针和发动机保持一定的轴向距离；3)通 过平移台将动压探针水平移到远离火箭发动机的位置；4)火箭发动机 产生喷流后，沿垂直于发动机轴线的方向匀速移动可移动平台，使得 动压探针扫过高超声速喷流，置于动压探针后端的压差传感器实时响 应喷流中的动压信号，数据采集系统实时采集动压及其分布信号；5) 一次扫描结束后，数据处理和分析系统会对采集到的动压信号进行误 差分析、面积分处理，最终得到推力数据。

进一步，实验测量时，动压探针与火箭发动机间的距离不能太近， 以影响发动机喷流流场，得到失真的结果；动压探针与火箭发动机间 的距离也不能太远，因相距远时动压信号太弱，会导致较大的读数误 差，同时距离太远时，喷流与周围环境的复杂的气动相互作用，也会 引起一定的误差，因发动机尺寸、探针尺寸、喷流特性的不同，实际 应用中动压探针与火箭发动机间的距离需通过实验和经验决定。

进一步，本测量方法对冷态或热态(以至数千度温度)高超声速 喷流适用，特别是马赫数为3以上的超声速喷流。

一种间接测量气动推力的装置，包括动压探针，探针支撑件，可 移动平台，数据采集系统，数据分析和处理系统，所述动压探针，用 于测量喷流动压信号；所述可移动平台用于精确控制动压探针的运动； 所述动压探针通过探针支撑件设置在所述可移动平台上，数据采集系 统采集喷流的动压信号并实时将动压信号传送至数据分析和处理系 统，所述的数据分析和处理系统用于将采集到的动压分布信号进行误 差分析、面积分处理，得到推力数据。

进一步，所述动压探针包括动压探头和压差传感器，该动压探头 为针状结构，其沿动压探头轴线方向具有直径小于1mm的采样通道， 通过该采样通道喷流气体流入动压探头，并由动压探头尾端设置的压 差传感器采集动压信号。

进一步，所述动压探头的前端为锥形。