專利名稱：一種間接測量氣動推力的方法及裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種間接測量氣動推力的簡單方法和裝置。
背景技術(shù)：
隨著時(shí)代的發(fā)展，太空制約能力對一個(gè)國家的安全起著越來越重要的作用。先進(jìn)的空間推進(jìn)技術(shù)是星際航行以至深空科學(xué)探測的必要支撐技術(shù)?；鸺l(fā)動機(jī)在地面進(jìn)行大 量的性能研究和可靠性模擬實(shí)驗(yàn)是在真正能夠上天運(yùn)行之前的必經(jīng)步驟，其中，推力的測 量是必不可少的?；鸺l(fā)動機(jī)將推進(jìn)劑向后高速排出，推進(jìn)劑增加的向后的動量即等于推 力器受到的向前的推力。直接測量推力在原理上較為簡單，即將火箭發(fā)動機(jī)直接置于測力架上，通過特殊 設(shè)計(jì)的測力系統(tǒng)直接測得從微牛到很大范圍的推力。但在實(shí)際操作中，直接測力的方法也 會遇到各樣的困難，使得其實(shí)用性并不如預(yù)期的理想，例如對于尺寸過大及重量重的發(fā)動 機(jī)系統(tǒng)或試驗(yàn)系統(tǒng)，很難置于單一的測力架上，抑或使得測量成本急劇增加；對于毫牛、微 牛量級的微小推力的測量，除測力系統(tǒng)本身的阻力以外，連接于發(fā)動機(jī)的供氣管和供電電 纜設(shè)置也會嚴(yán)重地影響推力的精確測量及測量結(jié)果的可靠性。鑒于此，人們提出了各種不 同原理的測力方法，例如有倒鐘擺式、雙擺式、扭擺式、多臂式等測量方法；也有直接將發(fā)動 機(jī)坐在天平上的測力方法，或者是在坐上去的基礎(chǔ)上再做些重心平衡的處理或補(bǔ)償。這些 方法都存在設(shè)置調(diào)試和校準(zhǔn)要求非常高，需要針對不同種類、重量、形狀的推力發(fā)動機(jī)進(jìn)行 測力器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和調(diào)試，并且同一測力器對同一形狀和重量的發(fā)動機(jī)，也會因?yàn)槊看握{(diào)試 時(shí)難以把握的微小變化而產(chǎn)生無法估測的測量誤差。在這種情況下，測量精度和準(zhǔn)確度很 難保證。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的在于克服上述的推力測量裝置存在設(shè)備調(diào)試和校準(zhǔn)要求非常高， 同時(shí)同一測力器對同一形狀和重量的發(fā)動機(jī)，也會因?yàn)槊看握{(diào)試時(shí)難以把握的微小變化而 產(chǎn)生無法估測的測量誤差的缺陷，提供一種簡單的間接測量氣動推力的方法及裝置。本發(fā)明的目的是這樣實(shí)現(xiàn)的本發(fā)明提供一種間接測量火箭發(fā)動機(jī)氣動推力的測量方法，具體為利用氣動推 力測量裝置中的動壓探針及數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)采集火箭發(fā)動機(jī)高超聲速噴流場中各點(diǎn)的動壓 信號，利用數(shù)據(jù)處理和分析系統(tǒng)對采集到的動壓信號進(jìn)行誤差分析(包括噪音干擾信號的 消除、信號零點(diǎn)漂移的校正等)、面積分處理，得到推力數(shù)據(jù)。進(jìn)一步，所述誤差分析包括噪音干擾信號的消除、信號零點(diǎn)漂移的校正。進(jìn)一步，包括以下步驟1)將動壓探針通過探針支撐件固定于可移動平臺；2)調(diào) 節(jié)動壓探針，使得動壓探針軸線和火箭發(fā)動機(jī)軸線平行且在同一高度，同時(shí)動壓探針和發(fā) 動機(jī)保持一定的軸向距離；3)通過平移臺將動壓探針?biāo)揭频竭h(yuǎn)離火箭發(fā)動機(jī)的位置；4) 火箭發(fā)動機(jī)產(chǎn)生噴流后，沿垂直于發(fā)動機(jī)軸線的方向勻速移動可移動平臺，使得動壓探針掃過高超聲速噴流，置于動壓探針后端的壓差傳感器實(shí)時(shí)響應(yīng)噴流中的動壓信號，數(shù)據(jù)采 集系統(tǒng)實(shí)時(shí)采集動壓及其分布信號；5) —次掃描結(jié)束后，數(shù)據(jù)處理和分析系統(tǒng)會對采集到的動壓信號進(jìn)行誤差分析、面積分處理，最終得到推力數(shù)據(jù)。進(jìn)一步，實(shí)驗(yàn)測量時(shí)，動壓探針與火箭發(fā)動機(jī)間的距離不能太近，以影響發(fā)動機(jī)噴 流流場，得到失真的結(jié)果；動壓探針與火箭發(fā)動機(jī)間的距離也不能太遠(yuǎn)，因相距遠(yuǎn)時(shí)動壓 信號太弱，會導(dǎo)致較大的讀數(shù)誤差，同時(shí)距離太遠(yuǎn)時(shí)，噴流與周圍環(huán)境的復(fù)雜的氣動相互作 用，也會引起一定的誤差，因發(fā)動機(jī)尺寸、探針尺寸、噴流特性的不同，實(shí)際應(yīng)用中動壓探針 與火箭發(fā)動機(jī)間的距離需通過實(shí)驗(yàn)和經(jīng)驗(yàn)決定。進(jìn)一步，本測量方法對冷態(tài)或熱態(tài)(以至數(shù)千度溫度)高超聲速噴流適用，特別是 馬赫數(shù)為3以上的超聲速噴流。一種間接測量氣動推力的裝置，包括動壓探針，探針支撐件，可移動平臺，數(shù)據(jù)采 集系統(tǒng)，數(shù)據(jù)分析和處理系統(tǒng)，所述動壓探針，用于測量噴流動壓信號；所述可移動平臺用 于精確控制動壓探針的運(yùn)動；所述動壓探針通過探針支撐件設(shè)置在所述可移動平臺上，數(shù) 據(jù)采集系統(tǒng)采集噴流的動壓信號并實(shí)時(shí)將動壓信號傳送至數(shù)據(jù)分析和處理系統(tǒng)，所述的數(shù) 據(jù)分析和處理系統(tǒng)用于將采集到的動壓分布信號進(jìn)行誤差分析、面積分處理，得到推力數(shù) 據(jù)。進(jìn)一步，所述動壓探針包括動壓探頭和壓差傳感器，該動壓探頭為針狀結(jié)構(gòu)，其沿 動壓探頭軸線方向具有直徑小于Imm的采樣通道，通過該采樣通道噴流氣體流入動壓探 頭，并由動壓探頭尾端設(shè)置的壓差傳感器采集動壓信號。進(jìn)一步，所述動壓探頭的前端為錐形。進(jìn)一步，所述壓差傳感器和所述動壓探頭后端之間設(shè)置絕緣墊，確保所述壓差傳 感器不受來自動壓探頭的電信號的干擾。進(jìn)一步，對于熱態(tài)噴流測試環(huán)境溫度，可對所述動壓探針采用水冷或其它溫控系 統(tǒng)，使被測氣體到達(dá)所述壓差傳感器感應(yīng)面附近時(shí)達(dá)到所述壓差傳感器規(guī)定的使用溫度范 圍。進(jìn)一步，所述壓差傳感器量程及精度根據(jù)實(shí)際測量要求來選擇。進(jìn)一步，所述可移動平臺由電機(jī)驅(qū)動，具有穩(wěn)定、低振動、高定位精度以及勻速移 動的特點(diǎn)，用于精確控制所述動壓探針的徑向和軸向運(yùn)動。本發(fā)明的特點(diǎn)在于1)通過氣動推力測量裝置測量發(fā)動機(jī)排氣產(chǎn)生的高超聲速噴流動壓的徑向分布 信號，對動壓徑向分布信號進(jìn)行面積分，最終間接得到發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的推力。測量設(shè)備簡單， 測量方法具有良好的可操作性。2)本發(fā)明的測量方法對冷態(tài)或熱態(tài)(以至數(shù)千度溫度)高超聲速噴流都適用。但 測量時(shí)需保證動壓探針不影響來流，對于動壓信號太弱以至影響精度的范圍不適用。3)動壓探針與火箭發(fā)動機(jī)分離，可避免推進(jìn)劑供給管路等對推力測量的擾動。4)動壓探針與支撐件間連接時(shí)考慮了兩者間的定位設(shè)計(jì)，不依賴安裝和調(diào)試人員 的感覺，可提高實(shí)驗(yàn)的可操作性及可重復(fù)性。5)測量熱態(tài)高超聲速噴流的動壓探針前端為錐形設(shè)計(jì)，同時(shí)與錐形頭部相連的動 壓探針直段部分的直徑相對噴流直徑盡可能小，以減小測量過程對噴流的擾動。
6)采用動壓探針沿噴流徑向勻速掃描的辦法得到動壓徑向分布，縮短了動壓探針 在熱態(tài)噴流環(huán)境的停留時(shí)間，從而可以快速得到準(zhǔn)確的動壓徑向分布數(shù)據(jù)，降低了實(shí)驗(yàn)成 本。7)可移動平臺具有穩(wěn)定、低振動、高定位精度以及勻速移動的特點(diǎn)。壓差傳感器及 數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)具有高的采樣頻率和精度，使得測得到的信號不失真，提高測量精度。


圖1為本發(fā)明間接測量氣動推力的裝置示意圖；圖2為本發(fā)明測量熱態(tài)超聲速噴流時(shí)的水冷動壓探針結(jié)構(gòu)示意圖；圖3為本發(fā)明間接測量氣動推力的測量示意圖；圖4為真空環(huán)境下冷態(tài)高超聲速噴流推力測量結(jié)果；(虛線直接測力結(jié)果，散點(diǎn) 本發(fā)明的測量方法得到的結(jié)果)圖5為大氣壓環(huán)境下冷態(tài)高超聲速噴流推力測量結(jié)果；(虛線直接測力結(jié)果，散 點(diǎn)本發(fā)明的測量方法得到的結(jié)果)圖6為真空環(huán)境下熱態(tài)高超聲速噴流推力測量結(jié)果(虛線直接測力結(jié)果，散點(diǎn) 本發(fā)明的測量方法得到的結(jié)果)。圖1-圖3中標(biāo)號說明1采樣孔2桿狀外套21水氣隔離套22探針外管23冷卻水隔套24冷卻水出口 25冷卻水入口 3氣體通路4絕緣件5壓差傳感器感應(yīng)面6壓差傳感器7信號線8數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)9數(shù)據(jù)傳輸線10數(shù)據(jù)處理和分析系統(tǒng)11溫度調(diào)節(jié)系統(tǒng)12探針支撐件13可移動平臺114可移動平臺2 15火箭發(fā)動機(jī)16噴流17支撐件18支桿19穩(wěn)定臺座
具體實(shí)施例方式參照圖1、圖2，制作間接測量火箭發(fā)動機(jī)超聲速噴流氣動推力的測量裝置，該裝 置包括1采樣孔、21水氣隔離套、22探針外管、23冷卻水隔套、24冷卻水出口、25冷卻水入 口、3氣體通路、4絕緣件、5壓差傳感器感應(yīng)面、6壓差傳感器、7信號線、8數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)、9 數(shù)據(jù)傳輸線、10數(shù)據(jù)處理和分析系統(tǒng)、11溫度調(diào)節(jié)系統(tǒng)、12探針支撐件、13可移動平臺1、14 可移動平臺2。本實(shí)施例中采樣孔1直徑為0. 9mm，使得測量結(jié)果達(dá)到較高的空間分辨率；動壓 探針錐形頭部的錐角為24°，與錐形頭部相連的動壓探針直段部分的直徑為12mm，以盡可 能減少對噴流流場的擾動；壓差傳感器6選用精度為、響應(yīng)頻率為IkHz的壓差傳感器， 以保證測量結(jié)果具有良好的精度；溫度調(diào)節(jié)系統(tǒng)11選用溫控精度0. 1度的冷卻循環(huán)水機(jī)； 可移動平臺選用光學(xué)測量中用到的高精度電控平移臺，其具有穩(wěn)定、低振動、勻速移動的特 點(diǎn)，確保實(shí)驗(yàn)具有良好的精度和可重復(fù)性。圖2所示為水冷動壓探針示意圖，其中采樣孔1、水氣隔離套21、探針外管22、冷卻 水隔套23、冷卻水出口 24、冷卻水入口 25和氣體通路3稱為動壓探頭。通過對動壓探針通 入適宜溫度的循環(huán)水保證傳感器6的穩(wěn)定工作溫度范圍，防止環(huán)境溫度的過熱或過冷超出壓差傳感器6的承受能力而影響測量結(jié)果，甚至損壞壓差傳感器。如圖3所示，應(yīng)用上述間接測量氣動推力的測量裝置時(shí)，1)先將動壓探針通過探 針支撐件12固定于可移動平臺1，可移動平臺1和可移動平臺2之間用螺釘固接，可實(shí)現(xiàn) 動壓探針沿火箭發(fā)動機(jī)15噴流16軸向和徑向的移動；2)將火箭發(fā)動機(jī)15通過支撐件17 和支桿18固定于穩(wěn)定臺座19 ；3)調(diào)節(jié)動壓探針，使得動壓探針軸線和火箭發(fā)動機(jī)軸線平 行，并在同一高度；4)通過平移臺 將動壓探針?biāo)揭频竭h(yuǎn)離火箭發(fā)動機(jī)的位置；5)火箭發(fā) 動機(jī)15產(chǎn)生噴流16后，沿垂直于發(fā)動機(jī)軸線的方向勻速移動可移動平臺，使得動壓探針掃 過噴流，置于動壓探針后端的壓差傳感器6實(shí)時(shí)響應(yīng)發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的超聲速速噴流中的動壓 信號，數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)8通過信號線7實(shí)時(shí)采集動壓及其分布信號；6) —次掃描結(jié)束后，數(shù)據(jù) 處理和分析系統(tǒng)會對采集到的動壓信號進(jìn)行誤差分析(包括噪音干擾信號的消除，信號零 點(diǎn)漂移的校正等)、面積分處理，最終得到推力數(shù)據(jù)。圖4-6所示分別為采用上述測量裝置得到的真空環(huán)境下，冷態(tài)高超聲速噴流的推 力測量結(jié)果如圖4所示、大氣壓環(huán)境下、冷態(tài)亞音速噴流的推力測量結(jié)果如圖5所示及真空 環(huán)境下、熱態(tài)高超聲速噴流的推力測量結(jié)果如圖6所示。其中圖中虛線為直接測力的結(jié)果， 數(shù)據(jù)散點(diǎn)為采用本發(fā)明的方法得到的推力數(shù)據(jù)，圖中橫坐標(biāo)為發(fā)動機(jī)噴口與動壓探針間的 軸向距離。圖4和圖6顯示在一定的軸向距離范圍，直接測力結(jié)果和本發(fā)明的測量方法得 到的推力結(jié)果一致，圖5的結(jié)果顯示對于亞音速噴流，用本發(fā)明的測量方法不能得到正確 的結(jié)果。圖4和圖6的結(jié)果進(jìn)一步說明了在滿足本發(fā)明所要求的測量參數(shù)條件下，本發(fā)明 提供的推力測量方法是一種簡單、可行、有效的方法。需要指出的是根據(jù)本發(fā)明的具體實(shí)施所做出的任何變形，均不脫離本發(fā)明的精神 以及權(quán)利要求記載的范圍。
權(quán)利要求
一種間接測量氣動推力的裝置，其特征在于，包括動壓探針、探針支撐件、可移動平臺、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)、數(shù)據(jù)分析和處理系統(tǒng)，所述動壓探針，用于測量噴流動壓信號；所述可移動平臺用于精確控制動壓探針的運(yùn)動；所述動壓探針通過探針支撐件設(shè)置在所述可移動平臺上，數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)采集噴流的動壓信號并實(shí)時(shí)將動壓信號傳送至數(shù)據(jù)分析和處理系統(tǒng)，所述的數(shù)據(jù)分析和處理系統(tǒng)用于將采集到的動壓分布信號進(jìn)行誤差分析、面積分處理，得到推力數(shù)據(jù)。
2.如權(quán)利要求1所述的間接測量氣動推力的裝置，其特征在于，所述動壓探針包括動 壓探頭和壓差傳感器，測量熱態(tài)高超聲速噴流推力的動壓探針為水冷結(jié)構(gòu)，前端呈錐形；測 量冷態(tài)高超聲速噴流推力的動壓探針為針狀結(jié)構(gòu)；動壓探針前端中心開有直徑小于Imm的 采樣孔。
3.如權(quán)利要求2所述的間接測量氣動推力的裝置，其特征在于，所述壓差傳感器和所 述動壓探頭后端之間設(shè)置絕緣墊，確保所述壓差傳感器不受來自動壓探頭的電信號的干 擾。
4.如權(quán)利要求1所述的間接測量氣動推力的裝置，其特征在于，所述可移動平臺由電 機(jī)驅(qū)動，具有穩(wěn)定、低振動、高定位精度以及勻速移動的特點(diǎn)，用于精確控制所述動壓探針 的徑向和軸向運(yùn)動。
5.一種采用如權(quán)利要求1-4任一項(xiàng)所述裝置間接測量火箭發(fā)動機(jī)氣動推力的測量方 法，具體為利用氣動推力測量裝置中的動壓探針及數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)采集火箭發(fā)動機(jī)高超聲 速噴流場中各點(diǎn)的動壓信號，利用數(shù)據(jù)處理和分析系統(tǒng)對采集到的動壓信號進(jìn)行誤差分 析、面積分處理，得到推力數(shù)據(jù)。
6.如權(quán)利要求5所述的間接測量氣動推力的測量方法，其特征在于，該方法包括以下 步驟1)將動壓探針通過探針支撐件固定于可移動平臺；2)調(diào)節(jié)動壓探針，使得動壓探針 軸線和火箭發(fā)動機(jī)軸線平行且在同一高度，同時(shí)動壓探針和發(fā)動機(jī)保持一定的軸向距離； 3)通過平移臺將動壓探針?biāo)揭频竭h(yuǎn)離火箭發(fā)動機(jī)的位置；4)火箭發(fā)動機(jī)產(chǎn)生噴流后，沿 垂直于發(fā)動機(jī)軸線的方向勻速移動可移動平臺，使得動壓探針掃過高超聲速噴流，置于動 壓探針后端的壓差傳感器實(shí)時(shí)響應(yīng)噴流中的動壓信號，數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)實(shí)時(shí)采集動壓及其分 布信號；5) —次掃描結(jié)束后，數(shù)據(jù)處理和分析系統(tǒng)會對采集到的動壓信號進(jìn)行誤差分析、 面積分處理，最終得到推力數(shù)據(jù)。
7.如權(quán)利要求6所述的間接測量氣動推力的測量方法，其特征在于，所述噴流為冷態(tài) 或熱態(tài)高超聲速噴流。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種間接測量氣動推力的方法及裝置，該氣動推力測量裝置主要包括動壓探針、探針支撐件、可移動平臺、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)及數(shù)據(jù)處理和分析系統(tǒng)幾部分。本發(fā)明的方法是通過探針支撐件將動壓探針固定于可移動平臺，調(diào)節(jié)動壓探針，使得動壓探針軸線和火箭發(fā)動機(jī)軸線平行并在同一高度。當(dāng)可移動平臺沿垂直于發(fā)動機(jī)軸線的方向勻速移動、使得動壓探針掃過從發(fā)動機(jī)噴口噴出的高超聲速噴流時(shí)，置于動壓探針后端的壓差傳感器實(shí)時(shí)響應(yīng)高超聲速噴流的動壓信號，數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)實(shí)時(shí)采集動壓及其分布信號，數(shù)據(jù)處理和分析系統(tǒng)通過對測得的動壓徑向分布信號的面積分處理，得到氣動推力。
文檔編號F02K9/96GK101806261SQ200910243029
公開日2010年8月18日 申請日期2009年12月22日 優(yōu)先權(quán)日2009年12月22日
發(fā)明者吳承康, 孟顯, 潘文霞 申請人:中國科學(xué)院力學(xué)研究所