發(fā)動機矢量推力測量與校準系統(tǒng)設計研究

王宏亮， 晏 卓， 李志勛， 劉麗寧， 王朋軍

(西安航天動力試驗技術(shù)研究所， 陜西 西安 710100)

0 引言

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

隨著各種測試技術(shù)的發(fā)展，不同的測試手段也始應用于火箭發(fā)動機推力的測量，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)動機矢量推力測試技術(shù)基本處于保密狀態(tài)，先進的火箭發(fā)動機推力測量技術(shù)能查到的相對較少。

國內(nèi)大連理工大學與航天502所合作研制了一臺小推力姿控火箭發(fā)動機測試系統(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定裝置等主要部分構(gòu)成。發(fā)動機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)動機進行推力測量，是我國首次成功對1 N以下的發(fā)動機推力進行測量。在工程應用方面，北京航天試驗技術(shù)研究所的矢量推力測試轉(zhuǎn)臺[9]，該測試系統(tǒng)已經(jīng)成功應用于490 N火箭發(fā)動機推力偏心測量試驗。

矢量推力測量裝置在發(fā)動機點火過程中進行矢量推力測量時，受安裝狀態(tài)、供應管路、測量線纜等影響，矢量力傳感器在實驗室校準試驗現(xiàn)場使用的方法已經(jīng)不適用于液體火箭發(fā)動機推力測量領(lǐng)域。因此，為提高矢量推力測量精度，針對發(fā)動機矢量推力測量裝置，需要開展試驗現(xiàn)場原位校準技術(shù)研究，建立矢量推力原位校準裝置，從而降低試驗現(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系統(tǒng)設計

1.1 推力偏心定義與幾何描述

矢量推力測量設備能夠精確測量火箭發(fā)動機單機熱試車過程中產(chǎn)生的矢量推力，包括精確測量發(fā)動機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空間右手直角坐標系內(nèi)：假定yoz平面為發(fā)動機的對接安裝定位法蘭平面，x軸為發(fā)動機噴管幾何理論軸線；o為發(fā)動機噴管幾何理論中心(yoz平面坐標原點)；a為發(fā)動機矢量推力與yoz平面的交點，即發(fā)動機蘭平面內(nèi)推力實際作用點。發(fā)動機推力偏心描述有關(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)動機安裝定位法蘭面yoz的交點a到發(fā)動機噴管幾何理論中心線與yoz平面交點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系統(tǒng)原理與組成

發(fā)動機點火試驗是在高空模擬試驗艙內(nèi)進行，而真空艙為臥式結(jié)構(gòu)(如圖2所示)，在進行矢量推力測量時，發(fā)動機安裝狀態(tài)為水平安裝，矢量推力測量校準一體化裝置需要按照水平式結(jié)構(gòu)設計。

發(fā)動機矢量推力測量與校準一體化裝置主要由推力測量系統(tǒng)、推力原位校準系統(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對象，標準力傳感器用于溯源。

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

圖3 矢量推力測量與校準系統(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、推進劑供應管路、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)、采集計算機及解耦軟件構(gòu)成。矢量推力原位校準裝置用于實現(xiàn)發(fā)動機點火前推進劑供應管路、控制氣管路、測量線纜約束下的測量系統(tǒng)的校準，實現(xiàn)x向、y向、z向、x軸扭矩、y軸扭矩、z軸扭矩標定，校準軟件用于實現(xiàn)校準過程的自動化控制以及校準后的數(shù)據(jù)處理，測量與校準系統(tǒng)如圖4所示。

圖4 矢量推力測量與校準系統(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

矢量力解偶計算通常有兩種辦法：一是利用硬件的辦法，即通過模擬運算器進行解偶運算；二是利用軟件的方法，將采集系統(tǒng)獲得的數(shù)據(jù)信號，輸入計算機進行解偶計算，最后由計算機終端輸出。六維力傳感器數(shù)學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(標定)矩陣。則有：

D6×6=W6×6-1

(4)

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

(5)

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

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

2 發(fā)動機試驗矢量推力測量

采用矢量推力測量裝置針對某型發(fā)動機進行高空模擬試驗的發(fā)動機矢量推力測量，進行了試前裝置的校準與試驗測量驗證，參數(shù)的誤差估計采用基于誤差傳播規(guī)律的傳遞法[10]，發(fā)動機矢量推力校準與測量試驗狀態(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)動機高模試車Fig.6 High altitude simulation test of rocket engine

為了驗證矢量力傳感器在實驗室校準系數(shù)的可信度，同時用矢量力傳感器系數(shù)考核校準系統(tǒng)的準確性，需要進行矢量力測量裝置現(xiàn)場校準。矢量力測量系統(tǒng)的校準為推進劑管路帶壓狀態(tài)下的校準。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)標定時，主要考慮主系數(shù)，各項主系數(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)場標定十分必要。經(jīng)過高空模擬試車考驗， 獲得了發(fā)動機的矢量推力參數(shù)及其誤差(如表2所示)， 測得的矢量推力參數(shù)的不確定度遠小于5%，證明此測量方法和計算方法是可行的。

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 試驗測量發(fā)動機矢量推力數(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試驗臺的研制成功為以后該種多分力測量與校準系統(tǒng)的研制提供重要的經(jīng)驗，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)場自動校準的一體化裝置方案設計，圓滿實現(xiàn)了發(fā)動機高空模擬條件下的矢量推力現(xiàn)場校準與測量；

2)測得的發(fā)動機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%，滿足試驗測量的要求；

3)現(xiàn)場校準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)動機矢量推力測量不確定度。

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