液體軌控發動機真空矢量推力現場校準影響因素分析

李志勛，王宏亮，趙 曙，劉麗寧

(西安航天動力試驗技術研究所，西安710100)

1 引言

矢量推力對控制飛行器姿態、提高入軌精度等具有重要意義，其測試技術已成為國內外火箭發動機研究機構所關注的重點[1]。

美國20世紀60年代開始使用六分力試車臺對配置推力矢量控制機構的發動機進行試驗測量[2-3]。日本20世紀80年代也開展相應的研究與應用[4]。國外對于火箭發動機矢量推力測量技術的公開論文較少。

我國20世紀70年代開展六分力測量理論及試車臺的研究和工程應用，主要集中在小型固體火箭發動機的推力矢量測量方面。“九五”期間，顏雄雄等[5]針對小發動機矢量推力的特點和測量要求，在二軸轉臺數學模型的基礎上提出間接測量矢量推力的線性組合法，并給出誤差計算公式。李慶忠與意大利國家計量院合作在多分力計測試、校準及試驗技術、與國際力值比對等方面給出了實驗室標準力的直接與間接校準方法[6]。周長省等[7]利用液壓加載裝置實現了標準矢量力的加載，分析矢量力測試的誤差影響因素為傳感器本身的測量誤差以及校準裝置形變。

近年來，為適應復雜飛行環境及深空探測任務的發展需要，國內建立一系列的液體軌控發動機高空模擬試驗條件，逐步將真空矢量推力測量任務納入常態化試驗需求。在高空模擬試驗過程中，受發動機、推進劑供應管路及測控線纜的安裝狀態、點火熱輻射、真空艙氣壓環境及外界振動等影響，矢量力傳感器實驗室校準狀態與試驗現場不一致，引起傳感器校準系數偏差，給矢量推力的測量帶來一定不確定性，直接影響到發動機設計性能的評估。目前，國內外對于液體發動機矢量推力測量現場原位校準技術鮮有報道，該技術研究處于起步階段。

為減少試驗系統相關環節對矢量推力測量不確定度所造成的影響，需要對矢量力傳感器開展高模試驗狀態下的現場校準研究工作。結合某型號液體軌控發動機研制任務需求，本文建立一套矢量力現場校準系統，提出一種遠程自動精確矢量推力的現場校準方法，對矢量力傳感器進行不同試驗環境下的現場原位校準，分析試驗系統相關環節對矢量推力校準系數的影響情況，提出有效的解決措施。

2 校準系統組成及原理

校準系統安裝于發動機試驗推力架上，通過力源加載裝置對矢量力傳感器加載不同的力源載荷，模擬發動機推力產生過程，實現對矢量力測量傳感器的現場校準功能。校準系統由力源加載裝置、力源加載轉換機構、驅動裝置、PLC控制器、標準力傳感器、數據采集器及主控計算機所組成(圖1)。

圖1 校準系統原理圖Fig.1 Schematic diagram of calibration system

力源加載裝置用于提供標準力源，采用電動缸加載標準力源，使用標準力傳感器＋數據采集儀實時監測力源加載值，加載過程采用主控計算機＋PLC控制器＋驅動裝置的方式控制，最終通過力源加載轉換器將標準力源傳遞至矢量力傳感器，形成校準所需的力及力矩。

真空環境下的校準必須解決遠程自動加載力源的問題。主控計算機放置于遠端測控中心，與數據采集器和控制器建立遠程通訊連接，校準軟件按照六檔三遍的預定程序控制電動缸進行力源加載(圖2)，加載檔位不少于33檔，每檔駐點時間可調(最長10 s)。

圖2 自動加載控制程序Fig.2 Schematic diagram of force source loading progress

矢量推力測量系統采用四柱式六分力傳感器，其測量量程為：Fx：0～500 N；Fy：0～8000 N；Fz：0～500 N；Mx：0～100 N˙m；My：0～100 N˙m；Mz：0～200 N˙m。依據測量傳感器量程，要求現場校準系統具備如下校準條件：Fx：0～600 N；Fy：0～10000 N；Fz：0～600 N；Mx：0～150 N˙m；My：0～150 N˙m；Mz：0～300 N˙m。在此基礎上，系統選配了相應量程的電動缸及標準力傳感器，對于Fx、Fy、Fz各配置一套電動缸＋標準力傳感器，其中Fx、Fz所用的電動缸及標準力傳感器的量程均為1000 N，Fy所用的電動缸及標準力傳感器的量程為 10000 N。 對于Mx、My、Mz，各配置 2 套量程為1000 N的電動缸和標準力傳感器，2套電動缸以推、拉力的方式同時作用于同一力臂的兩端，產生所需的力矩。力源加載裝置結構如圖3所示。

圖3 力源加載裝置示意圖Fig.3 Schematic diagram of force source loading device

3 矢量推力測量影響因素試驗分析

3.1 溫漂測量誤差影響分析

對于線性矢量六分力傳感器，輸出電壓和力值關系如式(1)所示：

C為傳感器系數矩陣，其中Cii為主系數，Cij(i≠j)為交叉干擾項系數；V為傳感器電壓輸出矩陣；F為傳感器力值矩陣。由于傳感器主系數的變化對于輸出力值的影響遠遠大于交叉干擾項系數的影響，因此本文主要分析環境因素對主系數矩陣變化造成的影響。

在高模試車狀態下，發動機點火所產生的熱量主要以熱輻射方式對推力架、力源加載裝置、矢量力傳感器、推進劑供應管路、測控線纜等組件進行熱傳遞，致使各個組件的彈性模量發生改變[8]，導致推力測量零位及靈敏度出現偏差，即為溫漂效應。為降低溫漂影響，需要對真空艙內矢量推力測量環節采取必要的水冷防隔熱措施，見圖4。

圖4 傳感器水冷隔熱罩Fig.4 Water cooled heat shield for sensor

為研究推力測量過程中的溫漂影響，并驗證防隔熱設計是否有效，將校準系統整體放置于高低溫試驗箱內，對其進行不同溫度環境下的推力現場校準，如圖5所示。

圖5 高溫環境下的推力校準Fig.5 Calibrating process for high temperature condition

在高低溫試驗箱建立20℃、60℃、80℃溫度環境，對矢量推力測量與校準系統在無隔熱和隔熱2種條件下進行推力現場校準。當箱內溫度穩定控制在設定溫度±1℃后，開展矢量推力的校準工作，以獲取不同溫度下的矢量推力校準數據。相應傳感器各分量的校準系數見表1，校準系數偏差按式(2)計算。

ΔC為傳感器校準系數偏差；C0為傳感器常溫、常壓靜態校準系數；C1為傳感器不同環境下現場校準系數。

數據表明，傳感器校準系數偏差隨溫度增大而增大，80℃未隔熱時最大系數偏差達到0.53%。采用水冷隔熱措施后，效果明顯，可有效降低傳感器校準系數的溫漂影響。

表1 不同溫度下的校準測試Table 1 Calibration tests at different temperatures

3.2 試驗管路及線纜影響分析

氧化劑或燃料供應管路及吹除管路、測控線纜等彈性組件安裝方式給矢量推力測量傳感器帶來一定的約束力。管路增壓、流體流動使管路約束力呈非線性變化[9]，會帶來一定的測量不確定度。為降低此類因素的影響，系統采用如下技術措施：

1)試驗管路及線纜的緊固處理。待氧化劑或燃料供應管路及吹除管路、測控線纜與發動機對接完成后，將其與推力定架進行緊固處理，確保與推力架連接部位牢固固定，使管道彈性阻力恒定，避免發生摩擦，并確保管路走向的各個支撐點也牢固固定，避免彈性阻力、“負推力”大小和方向的不確定。

2)管路纏繞式設計。目前推進劑供應管路通常采用纏繞式結構來增加管路柔性、降低管路剛度、減小管路約束力，但可能存在匝數過多、外形尺寸及彈性形變過大的問題。為滿足管路“柔性＋剛性”[10]的設計要求，將推進劑供應管路整體走向設計成“工”字形，使氧化劑管路和燃料管路對稱于推力軸線方向布局，在發動機入口附近將管路走向改為垂直于推力軸線方向，減小管路內液體流動產生的“負推力”影響，見圖6。發動機入口管路局部采用纏繞結構，可近似為彈簧原理[11]，使管路約束力減小，有助于提高推力測量精度。

圖6 推進劑供應管路設計Fig.6 Design of propellant supplying pipe

3)管路增壓下的校準測試。分別對控制氣供應管路、氧化劑供應管路及燃料供氣管路在不增壓和3 MPa增壓條件下進行矢量推力的現場校準工作，獲得不同入口壓力條件下矢量推力測量的校準數據，見表2。通過校準數據分析評價管路柔性設計措施的有效性。

表2 管路增壓前后校準系數Table 2 Calibration coefficients before and after pipe pressurization

測試數據表明：在入口管路增壓狀態下，Fx、Fy、Fz、Mx、My、Mz各校準系數均發生一定變化，對推力測量精度有顯著影響。由于試驗產品型號的不同，推進劑入口連接空間位置往往不同，在試驗臺上的推進劑供應管路空間走向以及管路規格也有很大區別，不同管路增壓后對推力的測量影響隨機性較強，因此，在管路增壓狀態下應開展對矢量推力測量系統的現場校準工作。

3.3 外界振動和真空環境影響分析

真空艙系統的主要振源為系統預抽真空時機械真空泵組通過真空管路傳遞到真空艙的機械振動和真空艙冷卻夾套內的冷卻水流動時的振動。此類振動可通過真空艙基礎及管路傳遞給矢量力傳感器和標準力傳感器，給推力測量和校準過程帶來一定的影響。因此，需要對推力架采取必要的隔振措施。另外，推力原位校準系數通常在常壓環境下獲取，真空環境對其是否影響，鮮有文獻提及。基于以上考慮，開展驗證工作。

3.3.1 推力架隔振效果測試

由于真空艙基礎與推力架剛性連接，為降低真空艙振動的影響，在推力架與真空艙基礎的連接環節處增加隔振器[12]，見圖7。隔振器為上海夏松公司生產的BE-40，單個隔振器額定載荷為40 kg，剛度為157753 N/m，在額定載荷下的固有頻率為10 Hz。

圖7 隔振器布局示意Fig.7 Schematic diagram of vibration isolator layout

由于發動機入口管路振動使其約束力呈非線性變化，需要將入口管路與推力定架緊固后再接入發動機，減小入口管路的振動影響。

為驗證上述措施的有效性，分別對主推力Fy的零位測量數據進行采集分析，未隔振前，系統噪聲平均為2.95 N，而采用單級隔振裝置后，系統噪聲降低到1.5 N，系統噪聲降低49%，表明隔振措施是有效的。推力架采用的隔振方式為被動隔振，要進一步降低振動對推力測量帶來的影響，還需要對系統振源進行有效控制，這將是下一步研究的重點。

3.3.2 真空環境校準測試

分別在常壓靜態、50 kPa、1 kPa、100 Pa 抽真空環境下對矢量力測量傳感器進行現場校準，推力架采用隔振器，獲取相應的校準系數，見表3。數據表明，真空艙內氣壓環境對Fx、Fy、Fz、Mx、My、Mz校準系數影響較小，同時表明真空艙隔振措施有效，可將外界振動干擾影響降至最低。

表3 不同真空環境下的校準系數Table 3 Calibration coefficients in different vacuum environments

4 結論

本文建立了一套矢量力現場校準系統，提出了一種遠程自動精確矢量推力的現場校準方法，通過試驗得出如下結論：

1)推力校準系數受發動機熱輻射影響明顯，通過對推力測量傳感器及校準系統采取水冷隔熱措施，將溫漂效應所產生的校準系數最大偏差由0.53%降低至0.22%；

2)試驗管路及線纜對推力校準系數影響明顯，除采用緊固、纏繞式等優化管路及線纜的安裝設計外，還應開展管路增壓狀態下的現場校準工作，測試結果表明管路增壓對Fx、Fy、Fz、Mx、My、Mz校準系數均產生了一定的影響，最大影響量達到了4.45%；

3)系統隔振措施有效，減振后系統噪聲降低49%。 真空艙環境對Fx、Fy、Fz、Mx、My、Mz校準系數影響較小，可忽略其影響。