[发明专利]一种无约束条件下固体火箭发动机微小推力偏心测量的方法

说明书

本发明涉及一种无约束条件下固体火箭发动机微小推力偏心测量的方法，该方法通过给发动机配备一定附载，使其飞行限制在一定的高度和速度范围内，在自由飞行状态下通过陀螺仪传感器测量、记录数据，计算处理数据得到发动机微小推力偏心。飞行器的测试数据和发动机推力均是建立在飞行器直角坐标系下，在该坐标系下，通过求得发动机推力沿三个坐标轴方向上的分量，最后计算得到推力偏心。

技术领域

本发明属于航空宇航推进技术领域，具体为一种无约束条件下固体火箭发动机微小推力偏心测量的方法。

背景技术

我国当代航空航天工业水平的提高，火箭发动机推力矢量测量逐渐成为发动机研制的重点，对推力矢量的准确测量对于评价发动机的性能指标非常关键。理想状态下，固体火箭发动机推力作用线要与发动机中心轴线重合，但实际上由于加工精度的限制，造成发动机的几何不对称性，或者高温高压燃气通过喷管的不对称流动及喷管喉部烧蚀产生的变形，导致发动机推力作用线偏离发动机中心轴线，从而产生推力偏心。另外，对于具有推力矢量控制机构的固体火箭发动机，例如具有可摆动喷管、燃气舵或二次流喷射等，其推力矢量控制系统工作时，会改变发动机的推力方向，使推力作用线偏离发动机的中心轴线，形成一定的侧向力和力矩。测量上述推力偏心或推力矢量是固体火箭发动机地面试验的重要内容，对于确定固体火箭发动机的性能，进而研制出高性能的固体火箭发动机具有重要的意义。因此，固体火箭发动机的推力偏心会对火箭和导弹的飞行性能带来不良的影响，它会使火箭弹的散布增大，精度下降；对导弹来说，严重时可导致飞行中掉弹，因此减小发动机的推力偏心是保证火箭和导弹性能的重要要求。由于发动机工作过程中推力偏心是变化的，具有随机性，很难进行准确计算。

西方国家很早就进行了发动机推力测试方面的研究，二十世纪五十年代即幵始进行动态力测量方面的研究，七十年代将相应研究成果陆续应用于火箭发动机的推力测试试验中。在美国倡议下，美国多处航空机构联合建立了相关火箭发动机推力系统研究及测试实验室，为当时航天业的快速发展做出杰出贡献。前苏联在发动机推力测量方面也做了很多研究，例如前苏联科尔德什中心开制的双喷管差动试验台，通过测量喷管的结构应变获得火箭发动机喷管的推力差，从而实现推力的测量，这种测量方式消除单独测量不同喷管来合成推力差的系统不确定度影响，精度较高。我国也在此方面进行长期探索，但整体上落后西方等发达国家。中国航天科技集团的王颐设计了一种单推力传感器测试结构，用于对型控制发动机推力进行测量。国防科技大学设计了一种机电一体化式推力测试系统，主要由机械控制系统、数据处理装置、推力测量装置及其它部分组成。发动机点火时，产生的推力使发动机动架沿推力轴线移动，动定架之间的工作传感器受到力的作用，产生的输出信号经过放大后，进行高速釆集并实时显示发动机试车的推力值。上述的发动机推力测试主要测量沿发动机轴线的推力分量，然而随着火箭发动机技术的发展，传统的单分力测量方法已无法反映火箭发动机真实的推力性能。在对火箭发动机推力矢量测量方面,目前国内外主要使用多分力计和多分力推力矢量试车台用于各种火箭发动机推力矢量的测量，其中最常用的推力矢量测量装置都是基于六分力测量原理，将其分为卧式和立式测量系统，其工作原理为利用刚体的平衡原理，把发动机安装推力测试平台上，通过布置适当的约束限制其自由度，测量得到约束之处的6个分力，再求解力平衡方程，最后得到发动机的推力参数。如今所采用的方法都是基于地面安装装置进行的，在六分力测试平台中对发动机进行约束时，6个测力组件之间会产生相互干扰，并且测量架受到热和力作用产生的变形，都大大降低了推力测量系统的测量精度。且配套设计的地面固定系统，对测量精度影响同样很大，将带来较大的试验误差。另外，这种方法由于每次试验的安装状态都不同，必须每次实验前对测量系统进行标定校准，从而增加了试验工作量和试验成本。

发明内容

要解决的技术问题

在地面有约束的条件下，六分力试验台或者九分力试验台测试方法引起的较大误差会掩盖实际的侧向力，从而造成微小偏心力无法测准。为了避免此类方法引起的操作复杂性高、测量精度较低的缺点，本发明提出一种自由飞行状态下火箭发动机推力偏心测量的方法。

技术方案