专利名称：微推力器阵列测试台架的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种微型固体火箭发动机推力测试的台架，特别涉及一种微型固体火 箭发动机组成的推力器阵列的推力测试台架。
背景技术：
随着近年来航空航天事业的蓬勃发展，对发动机推力性能的精确测试的要求也是 越来越高。固体火箭发动机具有结构简单、没有移动部件、能量转换效率高的优点，所以被 选为微型卫星的助推器。然而固体火箭不能够重复使用，微型卫星的助推器使用阵列式的 微型发动机组将成为趋势。如果要对微小卫星进行精确的变轨和调姿控制，对推力器提出 了更高的要求，要求产生可控的微牛量级的推力，就对微推力测试提出了更高的要求。国内外关于固体火箭发动机推力测试的台架有很多，如二轴转台测试台、六分力 测试台、推力天平测试台、美国的倒钟摆推力测试架。这些测试台架仅仅适用于单个固体火 箭发动机的推力的测试。而对于微型固体火箭发动机阵列整体性能的考察，一般是通过数 学计算方式获得，固体火箭发动机之间的耦合关系也都是理论分析，无法验证其正确性。另 一方面，由于推力器阵列中相邻两个固体火箭发动机之间的距离非常近，点火产生的高温 是否会引起误燃也仅仅是用流场分析软件进行理论分析，正确性用常规的测试台架无法进 行验证。图1所示是法国悬臂式微推力测试台架。固体火箭发动机安装在印刷电路板连接 的钟摆下端，摆可以绕上面的轴旋转，线圈中的电流产生的洛伦兹力在永磁铁的磁场中，钟 摆的位置由位置传感器获得，通过快速调节线圈中电流的大小使钟摆始终保持竖直位置， 如此通过标定，找出推力大小和线圈中的电流大小的函数关系，就可以进行测试了。但是该 测试台架仅仅可以测试单排固体火箭发动机的推力效果，是一维的，并没有分析多个固体 火箭发动机同时点火时，产生推力发动机位置的求解方法。
发明内容
本发明的目的是针对现有技术中的问题，提供一种可以测试推力器阵列整体推力 效果和可获得同时点火发动机位置的测试台架。本发明所述微推力器阵列测试台架包括平台、立柱、支座、底座、子弹球、压电力传 感器，外围设备包括微型推力器阵列、放大器，其特征在于，放置微型推力器阵列的平台为X 形板；所述立柱至少有四个，其一端分别装卡微型推力器阵列的一角，另一端与X形板通过 中空螺栓联接；X形板四个角的位置分别设置一个与底座固定连接的Z形支座，其中一个对 角线支座的支撑平面设置在X形板上部，在两个支撑平面下分别通过调节螺栓螺纹连接一 个压电力传感器，另外一个对角线支座的支撑平面设置在X形板下部，在两个支撑平面上 分别通过调节螺栓螺纹连接一个压电力传感器；X形板四个角与压电力传感器对应的位置 分别过盈连接一个子弹球；所述子弹球包括圆柱形弹身和半球形弹头，其圆柱形弹身与X 形板过盈配合，半球形弹头顶在压电力传感器的应力接触面上；每个压电力传感器分别与一个放大器相连。本发明所述测试台架能够测试微推力器阵列的多个固体火箭发动机同时点火的 整体推力效果，并且能理论上反求出点火发动机位置。
图1为法国悬臂式微推力测试台架。图2为实现本发明的测试台架结构图。图3为X形板与顶在其下的传感器之间点接触的示意图。图4为X形板与压在其上的传感器之间点接触的示意图。图5为X形板的结构图。图6为应用该测试台架的测试系统模块图。图7为点火位置算法原理坐标图。其中，1为转轴，2为钟摆，3为铜盘，4为微型固体火箭发动机，5为线圈，6为底座， 7为Z形支座，8为X形板，9为立柱，10为调节螺栓，11为微型推力器阵列，12为传感器，13 为子弹球。
具体实施例方式下面结合附图，详细说明本发明的优选实施方式。本测试台架的测试对象是100个固体发动机均勻分布在100x100x3mm长方体平板 上的推力器阵列，其单个发动机的推力峰值为10mN，推力时间100ms。图2为实现本发明的测试台架结构图。微型推力器阵列11在四个小正方形的立 柱9上装卡。X形板8与立柱9联接部分是可小范围水平移动的键槽形孔，为了测试不同边 长的微型推力器阵列11，共开八个键槽孔，分两组分别测试边长不同的正方形微型推力器 阵列11。立柱9可以在下面X形板8的键槽形孔内小范围的滑动，实现对微型推力器阵列 11的夹持。添加四个立柱9的目的是为微型推力器阵列113mm厚的薄板下面有比较庞大的 点火电路板提供空间。X形板8的一个对角线支座7上安装两个压电力传感器12向下压， 另外一个对角线支座7上的两个压电力传感器12向上顶，压电力传感器12应力接触面的 另一端在Z形支座7上由调节螺栓10螺纹连接，通过旋转调节螺栓10，上下移动压电力传 感器12在支座7上的轴向位置，实现对X形板8预紧力的加载。至此，微型推力器阵列11 就完全由四个压电力传感器12支撑起来，在微型推力器阵列11上的微小的推力加载都会 在四个压电力传感器12上有输出。图3和图4为压电力传感器12的应力接触面和X形板8之间点接触的示意图。 压电力传感器12的应力接触面和X形板8之间通过球与面点接触，可以大大消减由于Z支 座7加工和安装位置误差带来的影响，保证推力永远垂直于压电力传感器12的受力面，有 效去除水平干扰。子弹球的圆柱部分和X形板8之间通过公差实现过盈配合，子弹球球形 部分和压电力传感器12的应力接触面是点接触，可以实现受力始终垂直于X板平面，消减 测试水平方向干扰。压电力传感器12非受力面的一端用调节螺柱和支座7连接，通过调节螺柱，可以 实现压电力传感器12的轴向小范围内的移动，台架预紧之后用两个螺母锁紧调节螺栓10，固定压电力传感器12的一端。由于推力的上升时间大约为10ms，所以要分辨出来，系统的结构一定要轻，刚度应该尽可能大。压电力传感器12的信号是通过X形板8的变形获得的，其中X形板8是测试 台架的测试推力关键部分，材料可以选为钛合金或者铝合金，考虑到成本，选择了铝合金。 为了最大限度的使得X形板8重量更轻，用ANSYS对其进行了优化分析，最终形成了如图5 的中心为空，下面为2mm厚加强筋的结构形式。压电石英晶体具备高刚度、高灵敏度、高固有频率和良好的稳定性，另外，它的居 里点高，温度稳定性好，非常适于发动机点火这样的温度变化非常明显的环境。所以，本实 施例中最终选择了压电石英晶体作为该测试系统的力敏。图6为应用该测试台架的测试系统。由测试台架可以获得四个传感器的电压输 出，由于推力比较小，获得的电压信号也很微弱，所以需要连接一个四通道放大器，然后将 放大器的信号输出给示波器或者读卡器。最终将测试的信号输入至电脑用MATLAB进行分 析。测试系统分析过程简要如下通过吊装砝码剪断细绳的方式给测试台X形板添加 阶跃信号，读取示波器的四通道输出，对其进行求矢量和运算；对信号进行离散快速傅里叶 变换，获得台架的固有频率分布；针对频率分布设计带通滤波器对原始信号进行滤波处理， 并与原始信号进行比较分析；对带通信号进行拟合，求出系统的识别参数；设计补偿电路 或者软件补偿算法进行补偿，完成对标准阶跃力的标定。图7为点火位置算法原理坐标图。单个发动机点火时的测试原理如图7所示， xy平面为推力器阵列所在的平面，F1和F4为正方形陶瓷板的一个对角线上传感器所施加的 力，指向Z轴正方向，F2和F3为其另一个对角线上的力，指向Z轴负方向。以矩阵发动机组 平板为研究对象，规定正方向为Z轴正方向，假设点火发动机的位置坐标为(a，b)，L为相邻 两个传感器之间的距离，则有单个发动机主推力F为<formula>formula see original document page 5</formula> ①对X 轴取矩则有<formula>formula see original document page 5</formula> ②对Y 轴取矩则有<formula>formula see original document page 5</formula> ③由方程②③可得<formula>formula see original document page 5</formula> 当有多个火箭同时点火时的测试原理由总体推力的大小可以得出同时点火的火 箭的个数η。当η = 2时，先求出总的推力的作用点，原理和单个发动机坐标位置确定方法 一致。同时点火发动机推力的合力即为总推力。假设总推力在第二象限(其他象限道理一 样)，过总推力的作用点作一条斜率为1的直线，则此直线的上下方必各有一个固体火箭点 火。依次按顺序假设左上方的一个发动机^^为点火发动机，则以总推力作用点为中心对 称点的另一点附近必有一个发动机β ！点火，由α ” β工点火进行推力叠加计算得出四个传 感器的理论读数，如果和实际测得的读数一致则点火发动机为β”若不一致，依次在直 线上方取另一个发动机α 2假设其点火，得出中心对称的另一个发动机β 2位置，再验证，如 此循环便可以求出两个同时点火发动机的位置坐标。取极限情况，假设推力合力在坐标系 原点，则最多循环50次，即可找出点火发动机的位置。
当η = 3时，先找出推力合力的位置，假设在第三象限，过作用点画一条斜率为-1 的直线，在线的下方依次假设一个发动机α工点火，α工点火发动机距离合力作用点为d，则 在直线上合力作用点的另一方距离为的d/2的位置为另外两个固体火箭β”、的推力合 力的作用点，求Y1位置的方法如η = 2的情况，然后验证循环。η>3时，同理。
至此，就完成了对点火发动机位置的反求。
权利要求
一种微推力器阵列测试台架，包括平台(8)、立柱(9)、支座(7)、底座(6)、子弹球(13)、压电力传感器(12)，外围设备包括微型推力器阵列(11)、测试系统，其特征在于，放置微型推力器阵列(11)的平台(8)为X形板；所述立柱(9)至少有四个，其一端分别装卡微型推力器阵列(11)的一角，另一端与X形板(8)通过中空螺栓联接；X形板(8)四个角的位置分别设置一个与底座(6)固定连接的Z形支座(7)，其中一个对角线支座(7)的支撑平面设置在X形板(8)上部，在两个支撑平面下分别通过调节螺栓(10)螺纹连接一个压电力传感器(12)，另外一个对角线支座(7)的支撑平面设置在X形板(8)下部，在两个支撑平面上分别通过调节螺栓(10)螺纹连接一个压电力传感器(12)；X形板(8)四个角与压电力传感器对应的位置分别过盈连接一个子弹球(13)；所述子弹球(13)包括圆柱形弹身和半球形弹头，其圆柱形弹身与X形板(8)过盈配合，半球形弹头顶在压电力传感器(12)的应力接触面上；每个压电力传感器(12)分别连接到测试系统。
2.根据权利要求1所述的微推力器阵列测试台架，其特征在于，X形板(8)与立柱(9) 联接部分是键槽形孔。
3.根据权利要求2所述的微推力器阵列测试台架，其特征在于，所述键槽形孔有8个。
4.根据权利要求1所述的微推力器阵列测试台架，其特征在于，所述X形板(8)的材料 为钛合金或者铝合金。
5.根据权利要求1所述的微推力器阵列测试台架，其特征在于，所述X形板(8)中心为 空，下面有加强筋。
6.根据权利要求1所述的微推力器阵列测试台架，其特征在于，所述压电力传感器 (12)为压电石英晶体。
全文摘要
本发明涉及一种微型固体火箭发动机组成的推力器阵列的推力测试台架，包括平台、立柱、支座、底座、压电力传感器，外围设备包括微型推力器阵列、放大器，其中放置微型推力器阵列的平台为X形板；所述立柱至少有四个，其一端分别装卡推力器阵列的一角，另一端与X形板通过中空螺栓联接；X形板四个角的位置分别设置一个Z形支座，其中一个对角线支座的支撑平面设置在X形板上部，另外一个对角线支座的支撑平面设置在X形板下部，每个支撑平面分别通过压电力传感器与X形板相连。本测试台架能够测试微推力器阵列的多个固体火箭发动机同时点火的整体推力效果，并且能理论上反求出点火发动机位置。
文档编号G01L5/00GK101813537SQ20101012696
公开日2010年8月25日 申请日期2010年3月18日 优先权日2010年3月18日
发明者刘书杰, 刘旭辉, 方蜀州, 权恩 申请人:北京理工大学