专利名称：一种基于气动原理的小推力测力器的制作方法
技术领域：
本实用新型涉及一种基于气动原理的小推力测力器。
背景技术：
火箭发动机在地面进行大量的性能研究和可靠性模拟实验是在真正能够上天运行之前的必经步骤，其中，推力的测量是必不可少的。火箭发动机将推进剂向后高速排出， 推进剂增加的向后的动量即等于推力器受到的向前的推力。直接测量推力在原理上较为简单，即将火箭发动机直接置于测力架上，通过特殊 设计的测力系统直接测得微牛到很大范围的推力。但在实际操作中，直接测力的方法也会 遇到各样的困难，使得其实用性并不如预期的理想，例如对于尺寸过大及重量重的发动机 系统或试验系统，很难置于单一的测力架上，抑或使得测量成本急剧增加；对于毫牛、微牛 量级的微小推力的测量，除测力系统本身的阻力以外，连接于发动机的供气管和供电电缆 设置也会严重地影响推力的精确测量及测量结果的可靠性。人们提出了各种不同原理的测 力器，例如有倒钟摆式、双摆式、扭摆式、多臂式等测量方法；也有直接将发动机坐在天平上 的测力方法，或者是在坐上去的基础上再做些重心平衡的处理或补偿。这些方法都存在设 置调试和校准要求非常高，需要针对不同种类、重量、形状的推力发动机进行测力器结构设 计和调试，并且同一测力器对同一形状和重量的发动机，也会因为每次调试时难以把握的 微小变化而产生无法估测的测量误差。在这种情况下，测量的精度或准确度很难保证。

实用新型内容本实用新型的目的在于克服上述的小推力测量装置都存在设置调试和校准要求 非常高，需要针对不同种类、重量、形状的推力发动机进行测力器结构设计和调试，并且同 一测力器对同一形状和重量的发动机，也会因为每次调试时难以把握的微小变化而产生无 法估测的测量误差的缺陷；从而提供一种基于气动原理的小推力测力器。本实用新型的目的是这样实现的本实用新型提供的一种基于气动原理的小推力测力器，主要包括平板、配重件、轴 承组、轴、支撑件和感应件，所述的平板用于接受小火箭发动机产生的高速喷流的冲击；平 板和所述的配重件通过所述的支撑件固定于所述的轴承组，并分别固定于所述的支撑件的 两端；所述的配重件用以调节系统的重心；所述的轴承组可沿轴滑动；高速喷流冲击平板 时，冲击力最终会通过支撑件、轴承组、轴等作用于感应件。进一步，感应件由测力支件、应变片、信号线和梁构成。所述的平板固定于所述的 支撑杆的一端，该支撑杆的另一端固定于所述的连接件的一端，所述的连接件固定于所述 的第一支撑件上，该支撑件另一端配备所述的顶头，所述的支撑件套装在所述的轴的所述 的低阻力轴承组上，该轴由固定于所述的稳定台座上的所述的支杆支撑；所述的连接件另 一端连接所述的第二支撑杆，所述的配重件固定于所述的第二支撑杆的另一端，适当调节 所述的配重件在所述的支撑杆上的位置，用于平衡平板，即调节系统重心；所述的梁末端通过所述的紧固件固定于所述的支杆上，当高速喷流产生的冲击力作用于平板时，该冲击力 会通过所述的顶头作用于固定在梁上的所述的测力支件，应变片贴附于梁的表面，感应梁 在受力作用时产生的应变，并通过信号线将对应的电信号传入数据采集系统。进一步，所述平板的直径要大于测量点羽流扩展直径的两倍以上。进一步，本实用新型公开的基于气动原理的小推力测力器，其可行性分析如下小 火箭发动机产生推力的基本过程是由气体通路供入推进剂，接通推进剂加热用电源，推进 剂受热后从发动机的喷嘴高速喷出，形成高速喷流，同时对发动机产生箭头所示方向的推 力。推进剂形成高速喷流增加的沿喷流轴线方向的总动量即近似等于发动机受到的推力。 发动机产生的推力F为F = / P U2ClA-(Ptl-Pe)A,其中P为喷流密度，u为喷流沿轴线方向 的速度，A为发动机喷嘴出口截面积，P0为发动机周围的环境压力(静压)，Pe为发动机喷 嘴出口的静压。通常(PcrPe)A值较小，因此推力F近似等于/ Pu2dA。高速喷流作用于平 板后，喷流沿轴线方向的流动完全改变为径向流动，轴线方向的总动量在平板上完全消失， 转变为对平板的作用力，即为平板的受力，也就近似等于小火箭发动机的推力。本实用新型的优点在于1)推力测力器在各种环境压力下都可以用于小推力测量，特别适用于低环境压力，如模拟空间环境。2)推力测力器与小火箭发动机分离，通过测量小火箭发动机产生的高速喷流对平 板的冲击力的方法得到推力。推力测力器与小火箭发动机分离的设计可避免推进剂供给管 路对小推力测量的扰动。制作时根据平板和配重件的重量和大小选择合适尺寸和承载能力 的轴承，加工配合尺寸合理，组装时将轴承滑移的阻力调到最小，保证高速喷流对平板的冲 击力与轴承组的滑动方向相互平行，同时尽可能保证高速喷流轴线与平板垂直并通过其中 心，就可实现高精度的测量。保证冲击力与轴平行以及高速喷流轴线与平板中心垂直的条 件，是在支撑件、支架、连接件、轴以及发动机的设计时，就考虑了固接时的定位限制，因而 不依赖于安装和调试人员的感觉。3)推力测力器一次安装到位，每次实验后不需对其进行拆装操作，可保证实验良 好的重复性。

图1为本实用新型的测力器组成示意图；图2为使用本实用新型的测力器测量小火箭发动机推力的示意图；图3为采用实施例1制作的推力测力器得到的冷态氮气射流推力随轴向距离的变 化(实线为实际测量数据，虚线清楚地标出平台区的位置)。图1、图2中标号说明1稳定台座2支架3支撑座4发动机5气体通路6电源线7喷流8推力 方向9平板10支撑杆11连接件12冲击力方向13支撑杆14配重件15支撑件 16顶头17轴承组18轴19支杆20测力支件21应变片22信号线23梁24紧固 件25稳定台座具体实施方式
参照图1，制作推力测力器系统。包括平板9、支撑杆10、连接件11、支撑杆13、配 重件14、支撑件15、顶头16、轴承组17、轴18、支杆19、测力支件20、应变片21、信号线22、 梁23、紧固件24、稳定台座25。本实施例中平板9选用一块厚度0. 7mm的、直径为200mm的钼板制成；连接支杆由钼棒制成；配重件14采用不锈钢材料；轴承组17和轴18也全都为金属材质；由测力支件 20、应变片21，信号线22，梁23构成的感应传感器为市场上购买的成品。其中钼板制成的平板9固定于支撑杆10的一端，支撑杆10的另一端固定于连接 件11，连接件11固定于支撑件15上，支撑件15另一端配备顶头16，支撑件15固定于套在 轴18的低阻力轴承组17上，轴18由固定于稳定台座25上的支杆19支撑。连接件11另 一端连接支撑杆13，配重件14固定于支撑杆13的另一端，适当调节配重件14在支撑杆13 上的位置，用于平衡平板9，即调节系统重心；梁23末端通过紧固件24固定于支杆19上，当 高速喷流7产生的冲击力作用于平板9时，该冲击力会通过顶头16作用于固定在梁23上 的测力支件20，应变片21贴附于梁的表面，感应梁在受力作用时产生的应变，并通过信号 线22将对应的电信号传入数据采集系统；测力支件20、应变片21、信号线22及梁23构成 测力感应件。在小火箭发动机及推力测力器整个系统中，推力测力器在第一次安装到位后，不 需再进行装拆的工作，只有小火箭发动机在实验后可能从支撑件上取下。而小火箭发动机 与其支撑件之间为硬性紧固连接，在设计过程中已经考虑了其间的定位，因此发动机从支 撑件上取下及安装到支撑件上的操作非常简便并且不会影响测量精度，可保证实验的良好
重复性。采用实施例制作的小推力测力器进行推力测量时的步骤1)将发动机4固定于支撑座3，支撑座3由固定于稳定台座1上的支架2支撑。然 后适当调节发动机和测力器系统的位置，使得喷流7的轴线(发动机轴线)与平板9垂直 并通过其中心，这样可保证冲击力和推力大小相等，方向相反；2)在支撑杆13末端吊坠已知重量砝码，记录砝码重量和对应的测力传感器输出 的电压信号，改变砝码重量，并记录对于的测力传感器输出的电压信号的变化，通过砝码重 量与测力传感器输出电压信号间的对应关系，拟合出对测力器的施加外力与传感器输出的 电压信号间的对应关系。3)由气体通路5供入推进剂，并且接通推进剂加热用电源(电源线6)以后，发动 机4的喷嘴将喷出高速喷流7，同时对发动机产生箭头8所示方向的推力。高速喷流7喷射 到平板9，会对平板产生箭头12所示方向的冲击力。同时感应传感器S输出相应的电压信号。4)沿发动机轴线移动小火箭发动机，数据采集系统采集到的作用力会随轴向距离 的远近变化出现相应的变化，当平板与小火箭发动机间的距离处在合适的范围时，测到的作 用力将不再发生变化。在此范围内停止移动小火箭发动机，此时测到的值为实际的推力值。按照图2，由气体通路5供入纯氮推进剂，通过可移动平台1改变测力器平板与小 火箭发动机间的距离，对大气压环境下冷态氮气射流的推力进行了测量。氮气流量为15 1/min,小火箭发动机喉道直径为0. 8mm,发动机喷管的扩张段半角为10度，扩张段长度为3. 5。从图3中看到，当测力器平板与小火箭发动机间距离在80mm-130mm之间时出现测力 平台区，在此范围内测得的结果为实际推力值。 需要指出的是根据本实用新型的具体实施方式
所做出的任何变形，均不脱离本实 用新型的精神以及权利要求所记载的范围。
权利要求一种基于气动原理的小推力测力器，其特征在于，包括平板、配重件、支撑座、支架和感应件，所述支撑座可滑动设置在支架上，支撑座上在其滑动方向相对的两侧分别设置用于接受小火箭发动机产生的高速喷流冲击的平板和用于调节重心的配重件；平板相对一侧的支架上设置有感应件，平板在小火箭发动机产生的高速喷流冲击作用下，带动支撑座滑动并作用于感应件，通过感应件感应推力的变化。
2.如权利要求1所述的基于气动原理的小推力测力器，其特征在于，所述支撑座包括 上部的连接件、中间的支撑件和支撑件下部设置的轴承组，通过该轴承组支撑座可滑动装 配在所述支架上设置的轴上。
3.如权利要求2所述的基于气动原理的小推力测力器，其特征在于，所述平板和配重 件设置在连接件的两侧。
4.如权利要求3所述的基于气动原理的小推力测力器，其特征在于，所述支撑件远离 所述平板的一侧面上设置有顶头。
5.如权利要求4所述的基于气动原理的小推力测力器，其特征在于，所述感应件包括 测力支件、感应装置和长梁，所述的长梁沿竖直方向设置，其一端固定在所述支架上，另一 端的测力支件与所述顶头相对应。
6.如权利要求5所述的基于气动原理的小推力测力器，其特征在于，所述感应装置为 应变片或其它力传感器，其设置在所述长梁的表面。
7.如权利要求1所述的基于气动原理的小推力测力器，其特征在于所述的平板直径 要大于测量点高速喷流扩展直径的两倍以上。
专利摘要本实用新型公开了一种基于气动原理的小推力测力器，主要包括平板、配重件、轴承组、轴、支撑件和感应件，所述的平板用于接受小火箭发动机产生的高速喷流的冲击；该平板和所述的配重件通过所述的支撑件固定于所述的轴承组，并分别固定于所述的支撑件的两端，所述的配重件用以调节系统的重心；所述的轴承组可沿轴滑动；当高速喷流冲击平板时，该冲击力最终会通过支撑件、轴承组、轴等作用于感应件，从而得到推力。本实用新型的测力器结构简单、调试方便，适用范围广，不受推力器结构设计的种类、重量、形状的影响。
文档编号G01L5/00GK201575882SQ20092027831
公开日2010年9月8日 申请日期2009年12月22日 优先权日2009年12月22日
发明者吴承康, 孟显, 潘文霞, 黄河激 申请人:中国科学院力学研究所