一种中小型无人机火箭推力测试装置及测试方法与流程

本发明属于无人机领域，，涉及一种中小型无人机火箭推力测试装置及测试方法，特别是涉及一种两喷口温度适应性强的新型火箭的推力测试方法。

背景技术：

当前无人机已经广泛应用于军用和民用领域。火箭助推零长发射是一种常见的无人机发射方式。火箭助推零长发射方式机动性较强，不受起飞场地的约束，使得无人机的使用范围得以扩大。火箭作为零长发射方式的关键部件，在非常短的时间内要提供足够大的推力使得飞机在发射过程中获得足够的动能和势能，使无人机达到安全的速度和高度，避开障碍物实现安全发射；同时为零长发射实现更强的环境适应性，需要火箭的工作温度范围足够大。

传统火箭需要配置四喷口，以此适应较大的工作温度范围。新型火箭配置两喷口代替传统四喷口，需要达到相同的工作范围与工作总冲。因此新型火箭需要严格在不同温度的试验环境测试其工作推力和工作压强，以此验证两喷口火箭是否可以达到设计需要。

技术实现要素：

要解决的技术问题

为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种中小型无人机火箭推力测试装置及测试方法。

技术方案

一种中小型无人机火箭推力测试装置，其特征在于包括助推器1、压强传感器2、动架3和推力传感器4；推力传感器4一端固定于基座5上，通过另一端固定在动架3上，动架3的另一端固定助推器1的头部；压强传感器2位于助推器1的头部，测试助推器1头部内的压强值；所述推力传感器采用电阻应变式推力传感器，量程为3kn，线性为0.1％，滞后性为0.1％，重复性为0.1％；所述压力传感器采用电阻应变式压力传感器，量程为30mpa，线性为0.2％，滞后性为0.2％，重复性为0.2％。

一种利用所述中小型无人机火箭推力测试装置测试火箭推力的方法，其特征在于步骤如下：

步骤1：装配火箭助推器，测量药柱内外径、长度和质量；根据试验要求选择喷管，测量其喉部直径及出口直径；点火器连线并测试确认点火电阻；装配好的发动机点火线短路后，放入保温箱并在箱温达到恒温温度后，每隔一小时记录一次温度；

步骤2：助推器上台架，推力传感器4一端固定于基座5上，通过另一端固定在动架3上，动架3的另一端固定助推器1的头部；压强传感器2位于助推器1的头部，测试助推器1头部内的压强值；

将推力传感器4的输出线和压强传感器4与数据采集系统连接；

步骤3：接点火线，试验人员撤离试验间；

步骤4：在测试间检测点火电阻，空采正常，检查点火电压，道路暂时戒严，启动数据采集，点火并进行数据采集，得到推力传感器4和压强传感器2的实验数据。

所述步骤1作低温试验的发动机应密封后放置保温箱。

所述保温箱温度范围为，室温～80℃；低温保温箱温度范围：室温～-50℃。一次仪表温度测量误差不大于2℃；二次仪表精度为0.5级，误差为0.5％。

有益效果

本发明提出的一种中小型无人机火箭推力测试装置及测试方法，推力传感器一端固定于基座上，通过另一端固定在动架上，动架的另一端固定助推器的头部；压强传感器位于助推器1的头部，测试助推器头部内的压强值。装配好的发动机点火线短路后，放入保温箱并在箱温达到恒温温度后，助推器上台架，点火并进行数据采集。

有益效果是：

1、通过选择不同的喷管喉径试验得到两喷口各自的助推器的工作压强范围和工作推力范围，检验两喷口火箭推力与压强能否达到设计需要。

2、通过试验保温装置维持特定的试验温度后，得到不同的喷管喉径的助推器，随各自温度(-50℃～50℃)变化的工作压强范围和工作推力范围，检验两喷口火箭能否达到温度适应性要求。

3、通过试验得到助推器总冲随温度的改变趋势。

附图说明

图1是本发明新型火箭的示意图；

图2是本发明试验测试机构的构成示意图；

图3是本发明试验测试机构的构成实物示意图；

具体实施方式

现结合实施例、附图对本发明作进一步描述：

包括助推器1、压强传感器2、动架3和推力传感器4；推力传感器4一端固定于基座5上，通过另一端固定在动架3上，动架3的另一端固定助推器1的头部；压强传感器2位于助推器1的头部，测试助推器1头部内的压强值；所述推力传感器采用电阻应变式推力传感器，量程为3kn，线性为0.1％，滞后性为0.1％，重复性为0.1％；所述压力传感器采用电阻应变式压力传感器，量程为30mpa，线性为0.2％，滞后性为0.2％，重复性为0.2％。

试验步骤如下：

a)火箭助推器的装配

·发动机装配前对药柱内外径、长度进行测量，并称其质量。

·根据试验要求，计算喷管喉径大小并选择喷管，测量其喉部直径及出口直径。

·点火器连线并测试确认点火电阻。

·按照助推器装配图样及有关技术文件装配发动机。把装配好的发动机点火线短路后，方可放入保温箱。作低温试验的发动机应密封。

b)保温

箱温达到恒温温度后，每隔一小时记录一次温度。

c)检查试验架

松开试验架限位装置，全面检查各部件是否齐全及状态，使其符合设计要求。

d)分别标定推力传感器和压强传感器，将推力传感器安装在试车台架上，压强传感器安装在助推器的前封头上。

e)助推器上台架，接点火线(确认点火线的测量端处于短路状态)，试验人员撤离试验间。

f)点火

在测试间检测点火电阻，空采正常，检查点火电压，道路暂时戒严，启动数据采集，点火。

g)试验结束后存储数据。

试验测试方法可以得到火箭的技术指标，除安装推力传感器和压强传感器之外，采用不同的传感器，能够得到包括火箭工作温度、燃烧时间、点火延迟到最大推力时间、最大稳定推力、最小推力、平均推力、平均压强、火箭总冲等数据。

技术特征：

技术总结
本发明涉及一种中小型无人机火箭推力测试装置及测试方法，推力传感器一端固定于基座上，通过另一端固定在动架上，动架的另一端固定助推器的头部；压强传感器位于助推器1的头部，测试助推器头部内的压强值。装配好的发动机点火线短路后，放入保温箱并在箱温达到恒温温度后，助推器上台架，点火并进行数据采集。通过选择不同的喷管喉径试验得到两喷口各自的助推器的工作压强范围和工作推力范围，检验两喷口火箭推力与压强能否达到设计需要。通过试验保温装置维持特定的试验温度后，得到不同的喷管喉径的助推器，随各自温度(‑50℃～50℃)变化的工作压强范围和工作推力范围，检验两喷口火箭能否达到温度适应性要求。

技术研发人员：张琳;龚喜盈;乔冰;刘华伟
受保护的技术使用者：西安爱生技术集团公司;西北工业大学
技术研发日：2019.03.18
技术公布日：2019.06.18