摘要

理想狀態(tài)下，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力作用線與發(fā)動(dòng)機(jī)中心軸線重合，但由于加工精度、高溫高壓燃?xì)庠趪姽苤械牟粚?duì)稱流動(dòng)以及噴管喉部燒蝕等原因，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)推力實(shí)際作用線偏離發(fā)動(dòng)機(jī)理論中心軸線，從而產(chǎn)生推力偏心?；鸺l(fā)動(dòng)機(jī)的推力是一個(gè)空間向量，在火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作過程中，它的大小、方向和作用點(diǎn)位置都是隨時(shí)間不斷變化的。推力矢量對(duì)飛行器的飛行軌跡有重大影響。鑒于火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量測量的需要，美國等西方國家對(duì)此進(jìn)行了較多研究，但由于技術(shù)保密的原因，介紹其推力矢量測量裝置的文獻(xiàn)比較少。對(duì)收集到的一些國外資料進(jìn)行整理。介紹了推力矢量的基本概念，對(duì)美國、日本、俄羅斯和韓國的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量測量裝置進(jìn)行了概述，可以為國內(nèi)同行提供參考。

引言

理想狀態(tài)下，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力作用線與發(fā)動(dòng)機(jī)中心軸線重合，但由于加工精度、高溫高壓燃?xì)庠趪姽苤械牟粚?duì)稱流動(dòng)以及噴管喉部燒蝕等原因，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)推力實(shí)際作用線偏離發(fā)動(dòng)機(jī)理論中心軸線，從而產(chǎn)生推力偏心。

火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的推力是一個(gè)空間向量，在火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作過程中，它的大小、方向和作用點(diǎn)位置都是隨時(shí)間不斷變化的。圖1是美國白沙試驗(yàn)中心進(jìn)行RS18月面起飛發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)時(shí)的推力偏心數(shù)據(jù)圖，從圖中可以看出其推力作用點(diǎn)具有一定的散布性，其最密集位置距離坐標(biāo)原點(diǎn)約1cm。

推力偏心顯然會(huì)影響到飛行器的飛行軌跡，可以在地面試驗(yàn)階段測量出偏心力的大小、方向以及作用點(diǎn)位置隨時(shí)間的變化，在火箭總裝時(shí)，根據(jù)這些數(shù)據(jù)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)做出相應(yīng)的調(diào)整。推力矢量也可以用來調(diào)整飛行器的飛行姿態(tài)。準(zhǔn)確地測量火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力的大小、方向、作用點(diǎn)位置隨時(shí)間的變化，獲取實(shí)際點(diǎn)火方式下火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量輸出特性，對(duì)實(shí)現(xiàn)航天器精確的軌道和姿態(tài)控制具有重要意義。

對(duì)于矢量力測量，國外先后研制過多種結(jié)構(gòu)的六維力傳感器，如積木式結(jié)構(gòu)六維力傳感器、三垂直筋結(jié)構(gòu)六維力傳感器、雙環(huán)形結(jié)構(gòu)六維力傳感器、筒形六維力傳感器、四垂直筋結(jié)構(gòu)六維力傳感器、十字結(jié)構(gòu)六維力傳感器，環(huán)形結(jié)構(gòu)六維力傳感器、微型圓柱形六維力傳感器、雙頭形六維力傳感器。這些六維力傳感器結(jié)構(gòu)存在的主要問題是：有的結(jié)構(gòu)復(fù)雜，有的尺寸大，有的剛度低，有的靈敏度低，有的精度差，有的難解偶等。由于六維力傳感器普通存在精度及裝配的問題，國內(nèi)外火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)中通常采用專門的推力矢量測量裝置來測量推力矢量。

鑒于火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量測量的需要，美國等西方國家對(duì)此進(jìn)行了較多研究，但由于技術(shù)保密等原因，介紹其推力矢量測量裝置的文獻(xiàn)比較少。下面對(duì)收集到的一些國外推力矢量測量裝置的資料進(jìn)行概述。

美國

【1】NASA格倫研究中心

美國NASA格倫研究中心研制了一款正交并聯(lián)法推力矢量測量裝置，其軸向力Fx量程13.3kN，橫向力Fy和垂直方向力Fz量程為4.45kN。

推力矢量測量裝置的現(xiàn)場安裝照片如圖2所示。推力測量裝置主要由兩個(gè)部分組成：定架和動(dòng)架。定架通過螺栓固定在試驗(yàn)艙的平臺(tái)上，動(dòng)架通過8個(gè)工作傳感器安裝在定架上。人口管路和試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在動(dòng)架上。試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的力會(huì)引起動(dòng)架相對(duì)于定架的位移，這大概在幾千分之一英寸量級(jí)（約0.01mm量級(jí)），并被8個(gè)力傳感器轉(zhuǎn)換成電壓。然后通過數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)將電壓轉(zhuǎn)換成力的讀數(shù)。數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)使用各向力耦合矩陣來修正這些讀數(shù)，來消除各向力之間的耦合干擾影響。

圖3是該推力矢量測量裝置簡圖，以來流方向?yàn)檩S向推力x軸方向，以后視右手方向?yàn)閥軸方向，以垂直向下為z軸方向。圖4是傳感器位置布置簡圖。

【2】懷俄明大學(xué)

美國懷俄明大學(xué)曾經(jīng)對(duì)一種Stewart平臺(tái)結(jié)構(gòu)六分力推力測量裝置進(jìn)行研究，并研制出樣機(jī)，但沒有對(duì)其進(jìn)行精度分析。樣機(jī)結(jié)構(gòu)示意圖如圖5所示.

其測量量程為0~100N。它由分離元件組裝而成，其各個(gè)支桿通過球面副與上下平臺(tái)連接，每個(gè)支桿理論上只受沿桿件軸線方向的拉力或壓力，在每一支桿上安裝一維拉壓力傳感器，理論上可實(shí)現(xiàn)六分力測量。

由于采用球面副連接，導(dǎo)致這種力傳感器結(jié)構(gòu)復(fù)雜，這12個(gè)球面副需要分別調(diào)整和預(yù)緊;調(diào)整的工作量很大，而且預(yù)緊力也很難調(diào)整一致;另外，球面副的接觸面積大，預(yù)緊后摩擦力矩較大，容易引起傳感器的維間耦合并且很難解耦;最后，由于傳統(tǒng)球面副容易產(chǎn)生間隙，使得傳感器的受力過零特性比較差，容易產(chǎn)生遲滯現(xiàn)象。據(jù)報(bào)道，這種推力矢量測量裝置精度目前在1%~2%之間。該模式用于高精度火箭發(fā)動(dòng)機(jī)六分力測量還有待于進(jìn)一步研究。

日本

日本航空宇宙技術(shù)研究社于20世紀(jì)70年代采用奧蒙德公司（ORMOND）生產(chǎn)的多分力試車臺(tái)（MCT3055-44K）對(duì)于二次噴射JCR型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的地面試車進(jìn)行了包括橫推力在內(nèi)的各個(gè)方向推力的靜態(tài)數(shù)據(jù)測試。該推力矢量測量裝置軸向力Fx量程100kN，橫向力Fy和垂直方向力Fz量程為10kN。

其構(gòu)造由框架、動(dòng)架、柔性件、推力儀、火箭發(fā)動(dòng)機(jī)安裝夾具、連接桿及火箭發(fā)動(dòng)機(jī)組成。安裝在推力儀前后的柔性件的作用是使推力儀上受到的力只沿其軸向運(yùn)動(dòng)。此外，連接桿固定在火箭發(fā)動(dòng)機(jī)前后的安裝架上，用于彌補(bǔ)實(shí)驗(yàn)用火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的剛性。使用的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)外形尺寸分別如下：外徑420mm和500mm；長2000mm和4500mm。

在沖擊響應(yīng)試驗(yàn)中，使用的是激振錘施加的沖擊負(fù)荷。由于準(zhǔn)確地測量沖擊負(fù)荷是比較困難的，因此使用加速度傳感器測量激振錘產(chǎn)生的振動(dòng)負(fù)荷。鐵錘敲擊的上升沿最快（約3ms），這個(gè)沖擊可以激發(fā)很寬的頻率響應(yīng)范圍。經(jīng)測定其1階固有頻率為18Hz。

俄羅斯

俄羅斯儀器儀表設(shè)計(jì)局曾設(shè)計(jì)了一款火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力多分力測量裝置。這是一個(gè)垂直式測量裝置，用彈性環(huán)測量推力的軸向分力，環(huán)上帶應(yīng)變式傳感器;用扭矩計(jì)測切向力。機(jī)械部件的所有變形量用應(yīng)變計(jì)測量，校驗(yàn)時(shí)需要避免各個(gè)分力間的相互作用，但是這使得校驗(yàn)問題非常復(fù)雜，而且精度不夠。

之后俄羅斯儀器儀表設(shè)計(jì)局對(duì)原有推力矢量測力裝置進(jìn)行了改進(jìn)。新的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量測量裝置結(jié)構(gòu)包括：基座，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)固定元件和三向力傳感器檢測系統(tǒng)?；鶠閳A筒型，內(nèi)部同軸安裝一個(gè)凸起的支撐。

制作的三向力傳感器，使用單向力傳感器測量軸向分力，用薄靈敏膜片測量2個(gè)相互垂直的平面上的側(cè)向分力。圖6是新的試驗(yàn)臺(tái)系統(tǒng)圖，圖7是球型活動(dòng)接頭的放大圖。

試驗(yàn)臺(tái)工作情況如下：圓筒與力傳感器用螺栓安裝固定在基座上;被試發(fā)動(dòng)機(jī)通過傳感器固定在試車臺(tái)上，固定元件是帶螺紋接頭的圓錐體;通過單向力傳感器和球型活動(dòng)接頭測量支撐上推力的軸向分力。推力的側(cè)向力引起固定在試車臺(tái)上的發(fā)動(dòng)機(jī)向球型活動(dòng)接頭偏轉(zhuǎn)，并引起膜片變形。因?yàn)榘l(fā)動(dòng)機(jī)通過球型活動(dòng)接頭，作用在凸起支撐上，保證膜片變形僅僅是側(cè)向分力矢量引起的，即膜片感應(yīng)到的只是側(cè)向力矢量。應(yīng)變計(jì)測量側(cè)向力矢量引起的膜片變形。新建的試車臺(tái)增強(qiáng)了側(cè)向傳感器的靈敏度，能提高推力側(cè)向分力的精度。

韓國

韓國航空航天大學(xué)設(shè)計(jì)了一套推力矢量測量裝置，用來測量可變二次流推力矢量噴管的推力矢量。推力矢量測量裝置如圖8和圖9所示：由臺(tái)架、側(cè)板、配重、樞軸、傳感器、校驗(yàn)裝置、二次流噴管及供應(yīng)管道等組成。臺(tái)架采用砝碼校準(zhǔn)，通過滑輪將砝碼重力轉(zhuǎn)換成對(duì)工作傳感器的拉力。該臺(tái)架用來測量二次流噴管的主推力和側(cè)向推力，是一種二分力推力矢量測量裝置。

如圖8和圖9所示臺(tái)架上安裝有4個(gè)工作傳感器，分別用F1、F2、F3、F4表示，其中F1、F2沿z方向用來測量側(cè)向力，F(xiàn)3、F4沿x方向用來測量主推力。其推力矢量測力公式為

主推力Tx是F3、F4所測力的合力，側(cè)向力Tz是F1、F2所測力的合力（由于F1與F2測得的力方向相反，所以數(shù)值上等于兩個(gè)力值相減）。相應(yīng)的可以計(jì)算得到推力矢量角δp。其主推力Tx測力范圍為0~300N，側(cè)向力Tz測力范圍為0~100N。經(jīng)校驗(yàn)其主推力測量精度為1%，側(cè)向力測量誤差5%。

幾種推力矢量測量裝置對(duì)比

將上文所述的幾種國外推力矢量測量裝置基本情況進(jìn)行匯總，如表3所示。

從表3中可以看出美國懷俄明大學(xué)和韓國航空航天大學(xué)的推力矢量測量裝置主要用于機(jī)理研究用，所針對(duì)的推力量級(jí)都是在百牛級(jí)小型液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。美國NASA格倫研究中心及日本航空宇宙技術(shù)研究社的推力矢量測量裝置適用于中等推力的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)，介紹俄羅斯儀器儀表設(shè)計(jì)局的推力矢量測量裝置的文獻(xiàn)只進(jìn)行了原理分析，沒有其性能參數(shù)。美國NASA格倫研究中心及日本航空宇宙技術(shù)研究社的推力矢量測量裝置的發(fā)動(dòng)機(jī)布置方式為水平布置，其他的3種都是豎直布置。

結(jié)語

本文對(duì)所收集到的國外火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量測量裝置進(jìn)行了概述，在以上介紹的5種推力矢量測量裝置中，以美國NASA格倫研究中心的正交并聯(lián)法推力矢量測量裝置最為實(shí)用，其通過8個(gè)分力的測量來計(jì)算得到推力矢量的六分力。另外懷俄明大學(xué)研制的Stewart平臺(tái)結(jié)構(gòu)六分力測量裝置也值得進(jìn)行進(jìn)一步研究來提高其精度，拓展其應(yīng)用范圍。

搬運(yùn)件完畢

原標(biāo)題：幾種國外火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量測量裝置概述

編寫人員：劉萬龍?,王得志?,劉 ??碩 ,?田國華 ,朱昊偉（北京航天動(dòng)力研究所，北京100074）

文件翻譯：無翻譯內(nèi)容

文件校對(duì)：Falcon 9

搬運(yùn)件出版方：ASPT-航天科普小組

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原文件出版方：火箭推進(jìn)

原文件版權(quán)所有：火箭推進(jìn)及其編寫人員

出版時(shí)間：當(dāng)?shù)貢r(shí)間2021

原文地址：http://hjtjnew.paperopen.com/upload/html/202104002.html