發(fā)動機(jī)矢量推力測量與校準(zhǔn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)研究

王宏亮， 晏 卓， 李志勛， 劉麗寧， 王朋軍

(西安航天動力試驗(yàn)技術(shù)研究所， 陜西 西安 710100)

0 引言

矢量推力作為火箭發(fā)動機(jī)關(guān)鍵性能參數(shù)，對控制飛行器運(yùn)行姿態(tài)、提高控制精度等具有重要意義。在火箭發(fā)動機(jī)比沖計(jì)算時(shí)，高空模擬試驗(yàn)所測得的真空推力值是其重要計(jì)算參數(shù)。火箭發(fā)動機(jī)矢量推力測試系統(tǒng)的測量結(jié)果為評價(jià)發(fā)動機(jī)的性能指標(biāo)提供重要依據(jù)。另外，試驗(yàn)是評價(jià)發(fā)動機(jī)可靠性和壽命的唯一方法，是檢驗(yàn)發(fā)動機(jī)能否定型及驗(yàn)收的唯一手段[1]。因此火箭發(fā)動機(jī)矢量推力測試技術(shù)一直以來是發(fā)動機(jī)測試領(lǐng)域所關(guān)注的重點(diǎn)[2]。

隨著各種測試技術(shù)的發(fā)展，不同的測試手段也始應(yīng)用于火箭發(fā)動機(jī)推力的測量，例如壓電傳感器技術(shù)[3-4]、激光位移傳感器技術(shù)、激光干涉測量法[5]、Space-MEMS技術(shù)、脈沖測量技術(shù)[6]及磁懸浮技術(shù)等[7]。國外對火箭發(fā)動機(jī)矢量推力測試技術(shù)基本處于保密狀態(tài)，先進(jìn)的火箭發(fā)動機(jī)推力測量技術(shù)能查到的相對較少。

國內(nèi)大連理工大學(xué)與航天502所合作研制了一臺小推力姿控火箭發(fā)動機(jī)測試系統(tǒng)[8]。該推力測量系統(tǒng)主要由定架、動架、上下兩個傳感器和標(biāo)定裝置等主要部分構(gòu)成。發(fā)動機(jī)連同電磁閥用螺栓固定于動架的端面，能夠?qū)?.5 N級姿控火箭發(fā)動機(jī)進(jìn)行推力測量，是我國首次成功對1 N以下的發(fā)動機(jī)推力進(jìn)行測量。在工程應(yīng)用方面，北京航天試驗(yàn)技術(shù)研究所的矢量推力測試轉(zhuǎn)臺[9]，該測試系統(tǒng)已經(jīng)成功應(yīng)用于490 N火箭發(fā)動機(jī)推力偏心測量試驗(yàn)。

矢量推力測量裝置在發(fā)動機(jī)點(diǎn)火過程中進(jìn)行矢量推力測量時(shí)，受安裝狀態(tài)、供應(yīng)管路、測量線纜等影響，矢量力傳感器在實(shí)驗(yàn)室校準(zhǔn)試驗(yàn)現(xiàn)場使用的方法已經(jīng)不適用于液體火箭發(fā)動機(jī)推力測量領(lǐng)域。因此，為提高矢量推力測量精度，針對發(fā)動機(jī)矢量推力測量裝置，需要開展試驗(yàn)現(xiàn)場原位校準(zhǔn)技術(shù)研究，建立矢量推力原位校準(zhǔn)裝置，從而降低試驗(yàn)現(xiàn)場各個環(huán)節(jié)對矢量推力測量造成的影響。

1 矢量推力測量與校準(zhǔn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)

1.1 推力偏心定義與幾何描述

矢量推力測量設(shè)備能夠精確測量火箭發(fā)動機(jī)單機(jī)熱試車過程中產(chǎn)生的矢量推力，包括精確測量發(fā)動機(jī)高空模擬熱試車及地面熱試車過程中產(chǎn)生的微小側(cè)向推力，發(fā)動機(jī)推力偏心定義如圖1所示。

圖1 推力偏心示意Fig.1 Schematic diagram of thrust eccentricity definition

在x-yoz空間右手直角坐標(biāo)系內(nèi)：假定yoz平面為發(fā)動機(jī)的對接安裝定位法蘭平面，x軸為發(fā)動機(jī)噴管幾何理論軸線；o為發(fā)動機(jī)噴管幾何理論中心(yoz平面坐標(biāo)原點(diǎn))；a為發(fā)動機(jī)矢量推力與yoz平面的交點(diǎn)，即發(fā)動機(jī)蘭平面內(nèi)推力實(shí)際作用點(diǎn)。發(fā)動機(jī)推力偏心描述有關(guān)參數(shù)約定如下：推力偏斜角α為空間推力f與推力理論軸線x軸的夾角；推力偏移方位角β為oa與y軸之間夾角；側(cè)向力方位角γ為側(cè)向推力fy與y軸之間的夾角；推力偏移δ為空間推力f與發(fā)動機(jī)安裝定位法蘭面yoz的交點(diǎn)a到發(fā)動機(jī)噴管幾何理論中心線與yoz平面交點(diǎn)o的距離；主推力fx為 空間推力f在x軸上的投影；側(cè)向力fy，fz為分別在y軸與z軸上的投影。主推扭矩mx為空間推力f在x軸上的力矩；側(cè)向力矩my，mz為空間推力f分別在y軸與z軸上的力矩。

1.2 矢量推力測量與校準(zhǔn)系統(tǒng)原理與組成

發(fā)動機(jī)點(diǎn)火試驗(yàn)是在高空模擬試驗(yàn)艙內(nèi)進(jìn)行，而真空艙為臥式結(jié)構(gòu)(如圖2所示)，在進(jìn)行矢量推力測量時(shí)，發(fā)動機(jī)安裝狀態(tài)為水平安裝，矢量推力測量校準(zhǔn)一體化裝置需要按照水平式結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。

發(fā)動機(jī)矢量推力測量與校準(zhǔn)一體化裝置主要由推力測量系統(tǒng)、推力原位校準(zhǔn)系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集及顯示系統(tǒng)組成，系統(tǒng)原理如圖3所示，矢量力傳感器為被校準(zhǔn)對象，標(biāo)準(zhǔn)力傳感器用于溯源。

圖2 真空艙試驗(yàn)系統(tǒng)Fig.2 Testing system for vacuum chamber

圖3 矢量推力測量與校準(zhǔn)系統(tǒng)原理Fig.3 Schematic diagram of vector thrust measurement and calibration system

矢量推力測量系統(tǒng)由定架、推進(jìn)劑供應(yīng)管路、控制氣管路、測量線纜、加載頭、矢量力傳感器、太平洋采集系統(tǒng)、采集計(jì)算機(jī)及解耦軟件構(gòu)成。矢量推力原位校準(zhǔn)裝置用于實(shí)現(xiàn)發(fā)動機(jī)點(diǎn)火前推進(jìn)劑供應(yīng)管路、控制氣管路、測量線纜約束下的測量系統(tǒng)的校準(zhǔn)，實(shí)現(xiàn)x向、y向、z向、x軸扭矩、y軸扭矩、z軸扭矩標(biāo)定，校準(zhǔn)軟件用于實(shí)現(xiàn)校準(zhǔn)過程的自動化控制以及校準(zhǔn)后的數(shù)據(jù)處理，測量與校準(zhǔn)系統(tǒng)如圖4所示。

圖4 矢量推力測量與校準(zhǔn)系統(tǒng)Fig.4 Vector thrust measurement and calibration system

1.3 矢量推力測量解耦算法與處理軟件

矢量力解偶計(jì)算通常有兩種辦法：一是利用硬件的辦法，即通過模擬運(yùn)算器進(jìn)行解偶運(yùn)算；二是利用軟件的方法，將采集系統(tǒng)獲得的數(shù)據(jù)信號，輸入計(jì)算機(jī)進(jìn)行解偶計(jì)算，最后由計(jì)算機(jī)終端輸出。六維力傳感器數(shù)學(xué)模型得出解耦算法以主推方向fx為例：

對于線性六維力傳感器，輸出電壓和力值應(yīng)該存在如下關(guān)系：

(1)

其中C(i,j)i,j=(1,2,3,4,5,6)為常數(shù)。將標(biāo)定方程(1)式歸一化則有：

(2)

再將(2)式寫成矩陣形式，則有：

簡記為：

D6×6×W6×6=E6×6

(3)

式中：E6×6為單位矩陣；D6×6為解耦矩陣；W6×6為耦合(標(biāo)定)矩陣。則有：

D6×6=W6×6-1

(4)

由(4)可知：解耦計(jì)算也就是求解標(biāo)定矩陣W6×6的逆矩陣(即D6×6矩陣)，經(jīng)過解耦后的力值計(jì)算公式為：

(5)

將傳感器輸出的測量電壓值代入上述計(jì)算公式就得到經(jīng)過解耦后的力值。

在發(fā)動機(jī)試驗(yàn)過程中，當(dāng)空間力通過連接法蘭平面，作用到矢量力傳感器上時(shí)，傳感器分別輸出六個分量所對應(yīng)的電壓信號，數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)實(shí)時(shí)記錄數(shù)據(jù)，通過相應(yīng)軟件處理得出矢量力等參數(shù)。針對矢量力傳感器模型進(jìn)行軟件開發(fā)，該軟件由標(biāo)定結(jié)果輸入模塊、解耦運(yùn)算模塊、解耦后的推力計(jì)算公式輸出模塊及矢量力傳感器實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)處理模塊等組成。解耦計(jì)算的數(shù)據(jù)處理軟件，程序界面如圖5所示。

2 發(fā)動機(jī)試驗(yàn)矢量推力測量

采用矢量推力測量裝置針對某型發(fā)動機(jī)進(jìn)行高空模擬試驗(yàn)的發(fā)動機(jī)矢量推力測量，進(jìn)行了試前裝置的校準(zhǔn)與試驗(yàn)測量驗(yàn)證，參數(shù)的誤差估計(jì)采用基于誤差傳播規(guī)律的傳遞法[10]，發(fā)動機(jī)矢量推力校準(zhǔn)與測量試驗(yàn)狀態(tài)如圖6所示。

圖5 矢量推力測量解耦軟件Fig.5 Decoupling software for vector thrust measurement and calibration

圖6 發(fā)動機(jī)高模試車Fig.6 High altitude simulation test of rocket engine

為了驗(yàn)證矢量力傳感器在實(shí)驗(yàn)室校準(zhǔn)系數(shù)的可信度，同時(shí)用矢量力傳感器系數(shù)考核校準(zhǔn)系統(tǒng)的準(zhǔn)確性，需要進(jìn)行矢量力測量裝置現(xiàn)場校準(zhǔn)。矢量力測量系統(tǒng)的校準(zhǔn)為推進(jìn)劑管路帶壓狀態(tài)下的校準(zhǔn)。由于傳感器自身干擾系數(shù)小，主系數(shù)對測量的影響起決定性作用，故系數(shù)標(biāo)定時(shí)，主要考慮主系數(shù)，各項(xiàng)主系數(shù)的對比如表1所示。

從系數(shù)對比可以看出，采用螺旋管路可以有效降低管路對測量精度的影響，但仍然無法徹底消除管路約束力；管路增壓后對fy，fx及fz的系數(shù)相對影響較小，對力矩的系數(shù)影響相對較大，可以看出，為了提高測量精度，現(xiàn)場標(biāo)定十分必要。經(jīng)過高空模擬試車考驗(yàn)， 獲得了發(fā)動機(jī)的矢量推力參數(shù)及其誤差(如表2所示)， 測得的矢量推力參數(shù)的不確定度遠(yuǎn)小于5%，證明此測量方法和計(jì)算方法是可行的。

表1 管路帶壓主系數(shù)對比Tab.1 Caparison of main coefficients in pressure state of pipe

表2 試驗(yàn)測量發(fā)動機(jī)矢量推力數(shù)據(jù)Tab.2 Vector thrust data measured in test of rocket engine

3 結(jié)論

該矢量力測量與校準(zhǔn)試驗(yàn)臺的研制成功為以后該種多分力測量與校準(zhǔn)系統(tǒng)的研制提供重要的經(jīng)驗(yàn)，從研制過程可以得出以下結(jié)論:

1)采用盒式矢量力傳感器結(jié)合現(xiàn)場自動校準(zhǔn)的一體化裝置方案設(shè)計(jì)，圓滿實(shí)現(xiàn)了發(fā)動機(jī)高空模擬條件下的矢量推力現(xiàn)場校準(zhǔn)與測量；

2)測得的發(fā)動機(jī)的矢量力中主推力參數(shù)的不確定度低于1%，側(cè)向力的不確定度低于5%，滿足試驗(yàn)測量的要求；

3)現(xiàn)場校準(zhǔn)方法降低了由于測量線纜與工藝管路約束帶來的測量干擾量，有效減小了發(fā)動機(jī)矢量推力測量不確定度。

參考文獻(xiàn)：

[1] 郭霄峰，李耀華.液體火箭發(fā)動機(jī)試驗(yàn)[M].北京:中國宇航出版社，2009.

[2] 莊杰，李建勛.490N噴管發(fā)動機(jī)軸向推力測試系統(tǒng)精度分析[J].微型電腦應(yīng)用，2010， 1 (26) :51-54.

[3] ZHANG Jun， SUN Baoyuan， REN Zongjin， et al. Research on the measurement of thrust vector for a liquid-propellant rocket motor based on piezoelectric quartz [C]// Proceedings of 2009 International Conference on Measuring Technology and Techtronic’s Automation. [S.l.]:[s.n.]， 2009.

[4] 劉偉亮，吳建軍.機(jī)電一體化推力測量系統(tǒng)的研制及應(yīng)用.火箭推進(jìn)[J]，2004，30(6):50-54.

LIU Weiliang， WU Jianjun. An electromechanical integrative system for thrust measurement [J]. Journal of rocket propulsion， 2004， 30(6): 50-54.

[5] TAKAHASHI K， LAFLEUR T， CHARLES C， et al. Direct thrust measurement of a permanent magnet helicon double layer thruster [J]. Applied physics letters， 2011， 98(14):141503-1～141503-3.

[6] CUBBIN E A， ZIEMER J K， CHOUEIRI E Y， et al. Pulsed thrust measurements using laser interferometry [J]. Review of Scientific Instruments， 1997， 68(6)， 2339-2345.

[7] ERIKSSON A B， LINDEGREN Robert， KOHLER Johan. A dynamic millinewton thrust vector measurement system in silicon [C]// Proceedings of The 13th International Conference on Solid-state Sensors， Actuators and Microsystems. Seoul， Korea: [s.n.]， 2007.

[8] 岑樂觀，畢毓秀，羅勝初，張貽恭.小推力姿控發(fā)動機(jī)的推力測量[J]. 光學(xué)機(jī)械，1982(6)：55-62

[9] 顏雄雄，耿衛(wèi)國.小發(fā)動機(jī)推力矢量的測量.推進(jìn)技術(shù)[J]，2000,21(3):86-88.

[10] 費(fèi)業(yè)泰. 誤差理論與數(shù)據(jù)處理[M]. 北京：機(jī)械工業(yè)出版社， 1995.