一種姿軌控發動機推力測試系統校準裝置設計

王春羽

摘? 要：本文提出了一種姿軌控發動機推力測試系統校準裝置設計，采用砝碼對推力測試系統施加力值，通過比較標準測力儀的示值與測試系統顯示的推力值實現姿軌控發動機推力測試系統力值的原位校準，避免了因測力傳感器拆卸送檢、安裝引入的不確定度，增大了測試數據的準確性。

關鍵詞：姿軌控發動機;推力測試;原位校準裝置

中圖分類號：TB931?????????? 文獻標識碼：A???????? 文章編號：

0引言

姿軌控發動機也稱姿態控制發動機，其工作原理是：從噴管排出高壓氣體產生推力，來實現運載火箭末級、衛星和各類航天器的姿態控制、姿態穩定和姿態機動，是航天器入軌、再入、降落以及發射等環節不可缺少的動力裝置，廣泛應用于各類衛星和飛船的飛行軌跡控制。其工作原理圖如圖1所示，高壓氮氣貯存于高壓氣瓶中，通過減壓閥后將壓力降低，并為燃料貯箱和氧化劑貯箱供壓，當電磁閥1和電磁閥2打開后，燃料和氧化劑被擠入發動機燃燒室，兩種物質在發動機燃燒室接觸并燃燒，產生的高溫高壓氣體從發動機噴口噴出，從而產生驅動力。

隨著我國航天器技術小型化、集成化的戰略發展，小推力的姿軌控發動機在微小衛星領域開始大量使用。衛星攜帶小推力發動機在太空中通常以脈沖方式工作，產生的推力是一連串持續時間不等的脈沖力，用于對衛星等航天器在出現姿態偏移時的及時準確修正，脈沖寬度從幾毫秒到幾十毫秒不等。姿軌控系統的有效工作的先決條件是保證推進劑有效合理地利用，燃料的配比決定了發動機瞬時推力的大小，燃料的供給時間決定了發動機對衛星的作用力時間，推力大小與作用時間直接影響衛星姿態調整的準確度，每一個微小失誤都可能造成不可估量的損失。

發動機的推力大小、響應時間、壽命等參數是系統研制的關鍵參數，姿軌控發動機推力測試是姿軌控發動機研制過程中必不可少的環節。目前，推力測試裝置的校準工作，主要通過拆卸測力傳感器送檢的方式完成，且只進行靜態校準。由發動機推力測試原理可知，僅進行工作測力傳感器的校準，無法評估彈簧鋼片及連接機構帶來的影響，且拆除、安裝和微調定位等工序，不可避免的改變了傳感器工作狀態，引入的較多的不確定性因素，增大了實測數據的不確定度。針對上述問題，本文提出一種姿軌控發動機推力測試系統校準裝置設計，通過原位比較的校準方式，實現推力測試裝置的力值校準。

1姿軌控發動機推力測試系統工作原理

推力測試裝置由試車架測試臺[1] 和控制系統組成，推力測試裝置架結構原理圖如圖2所示。

參見圖2，發動機的推力測試臺主要由定架、動架、測力傳感器、簧片、預緊裝置和發動機安裝板組成，定架與動架通過彈簧鋼片柔性連接。進行推力測試前，先將發動機安裝在轉接架上，再將轉接架的另一端安裝于動架上，動架的另一端則與定架上的測力傳感器連接，通過微調發動機在轉接架上的安裝位置，實現其與測力傳感器的同軸安裝。

測試完成后，通過對各參數測試數據的計算分析，可得到發動機的激發開機響應推力時間、燃燒室燃燒效率、比沖等重要技術指標，設計人員將根據測試結果，判斷發動機是否滿足設計、試驗要求，為發動機的整體性能做出客觀評價。

2校準原理分析

發動機點火前，通過擰動預緊螺栓給測力傳感器施加預緊力，前后兩個傳感器的受力分別為F1和F2，姿軌控發動機推力測試系統測力原理圖如圖3所示，從發動機端觀察，前置力傳感器的受力F1和后置力傳感器的受力F2均為拉力，發動機點火工作時，產生的反作用力F3通過轉接架傳遞至動架，兩測力傳感器的輸出值均減小，若測量系統測得前置力傳感器的輸出為F1o，后置力傳感器的輸出為F2o，則得到測量值F3，三者的關系為：

F₃=（F₁+F₂-F₁₀-F₂₀）

進行推力測試系統推力校準時，需要設計推力系統校準裝置模擬姿軌控發動機產生的推力，激勵裝置采用靜態力激勵，裝置按預設的力值穩定加載，待力值穩定后，由標準測力儀顯示的模擬推力值作為標準力值，與推力測試系統顯示的推力值完成推力校準。

3發動機推力測試系統校準裝置設計

由姿軌控發動機推力測試系統工作原理可知，進行推力測試系統靜態力校準時，需要模擬產生一個標準推力，目前復現標準力值最常用的方式是采用砝碼受到的重力來復現標準力值。但砝碼所受的重力方向為豎直向下的，由圖3發動機推力系統測試原理圖可以看出發動機產生的推力為水平向左的，因此需要設計相應的裝置，將砝碼的重力轉化為水平向右的推力，因為存在機械摩擦力，砝碼的重力并不等于其轉化的推力，因此，在設計校準裝置時，產生的推力由標準測力儀測量，由標準測力儀的示值作為標準推力，然后比較推力測試系統與標準測力儀的示值，完成靜態推力校準。設計的姿軌控發動機推力測試系統校準裝置如下。

推力測試系統連接工裝與通過螺栓與弓形標準測力儀固定連接，弓形標準測力儀為拉壓雙向力傳感器，底部頂部均有螺孔，通過螺栓與齒輪導軌固定連接;在砝碼放置臺上放置砝碼，砝碼產生的垂直力通過大滑輪轉變為水平向右的力，由小滑輪組保持受力繩索的水平，繩索拉動下端齒輪導軌帶動齒輪轉動，齒輪帶動上端齒輪導軌水平向左運動，形成水平向左的力，模擬發動機產生的推力。發動機推力測試系統校準裝置結構圖如圖4所示。

推力測試系統連接工裝中部設計有螺孔，通過螺栓與標準測力儀左端固定連接，齒輪導軌的伸長端為外螺紋結構，擰進標準測力儀的右端，在同一水平線上將標準測力儀固定。

齒輪與其上下導軌固定在平衡臺上，齒輪轉動時，齒輪導軌可在平衡臺內的固定架上來回滑動，在其接觸面上涂有潤滑劑以減小摩擦力。

下端齒輪導軌通過抗拉性能好的尼龍繩與砝碼放置臺連接，繩子通過小滑輪組，保持受力方向不變，順著大滑輪外沿固定連接砝碼放置臺，繩子末端分成四個部分，分別與砝碼放置臺的四端連接。

4結束語

本文提出了一種姿軌控發動機推力測試系統校準裝置設計，與現有技術相比，本實用新型通過設計校準裝置，實現推力測試系統的原位校準，有效避免了因推力測試系統上測力傳感器的拆除、安裝和微調定位等工序帶來的影響，減少了不確定性因素，增大了測試數據的準確性;同時大大減少了因拆卸送檢所產生的時間成本和人力成本，提高了測試效率。實現姿軌控發動機推力測試系統動態力原位校準仍需進一步研究完善。

參考文獻

[1] 歐陽華兵，徐溫干.基于動態補償技術的姿控發動機瞬態推力測量[J].兵工學報，2007，28（5）.

[2] 馬恒儒，岳峰等.力學計量[M].北京：原子能出版社，2002：119-121.

[3] 歐陽華兵，固體火箭發動機瞬態推力測量[D].抗州：浙江工業大學，2005