几种国外火箭发动机推力矢量测量装置概述

刘万龙，王得志，刘 硕，田国华，朱昊伟

(北京航天试验技术研究所，北京 100074)

0 引言

理想状态下，火箭发动机推力作用线与发动机中心轴线重合，但由于加工精度、高温高压燃气在喷管中的不对称流动以及喷管喉部烧蚀等原因，导致发动机推力实际作用线偏离发动机理论中心轴线，从而产生推力偏心。

火箭发动机的推力是一个空间向量，在火箭发动机工作过程中，它的大小、方向和作用点位置都是随时间不断变化的。图1是美国白沙试验中心进行RS18月面起飞发动机试验时的推力偏心数据图，从图中可以看出其推力作用点具有一定的散布性，其最密集位置距离坐标原点约1 cm。

图1 RS18发动机试验时的推力偏心数据图Fig.1 Thrust eccentricity data of RS18 engine test

推力偏心显然会影响到飞行器的飞行轨迹，可以在地面试验阶段测量出偏心力的大小、方向以及作用点位置随时间的变化，在火箭总装时，根据这些数据对发动机做出相应的调整。推力矢量也可以用来调整飞行器的飞行姿态。准确地测量火箭发动机推力的大小、方向、作用点位置随时间的变化，获取实际点火方式下火箭发动机推力矢量输出特性，对实现航天器精确的轨道和姿态控制具有重要意义。

对于矢量力测量，国外先后研制过多种结构的六维力传感器，如积木式结构六维力传感器、三垂直筋结构六维力传感器、双环形结构六维力传感器、筒形六维力传感器、四垂直筋结构六维力传感器、十字结构六维力传感器，环形结构六维力传感器、微型圆柱形六维力传感器、双头形六维力传感器。这些六维力传感器结构存在的主要问题是:有的结构复杂，有的尺寸大，有的刚度低，有的灵敏度低，有的精度差，有的难解偶等。由于六维力传感器普通存在精度及装配的问题，国内外火箭发动机试验中通常采用专门的推力矢量测量装置来测量推力矢量。

鉴于火箭发动机推力矢量测量的需要，美国等西方国家对此进行了较多研究，但由于技术保密等原因，介绍其推力矢量测量装置的文献比较少。下面对收集到的一些国外推力矢量测量装置的资料进行概述。

1 美国

1.1 NASA格伦研究中心

美国NASA格伦研究中心研制了一款正交并联法推力矢量测量装置，其轴向力

F

量程13.3 kN，横向力

F

和垂直方向力

F

量程为4.45 kN。

推力矢量测量装置的现场安装照片如图2所示。推力测量装置主要由两个部分组成:定架和动架。定架通过螺栓固定在试验舱的平台上，动架通过8个工作传感器安装在定架上。入口管路和试验发动机安装在动架上。试验发动机产生的力会引起动架相对于定架的位移，这大概在几千分之一英寸量级(约0.01 mm量级)，并被8个力传感器转换成电压。然后通过数据采集系统将电压转换成力的读数。数据采集系统使用各向力耦合矩阵来修正这些读数，来消除各向力之间的耦合干扰影响。

图2 格伦研究中心推力矢量测量装置Fig.2 Glenn research center thrust vector measuring device

图 3是该推力矢量测量装置简图，以来流方向为轴向推力

x

轴方向，以后视右手方向为

y

轴方向，以垂直向下为

z

轴方向。图 4是传感器位置布置简图。

CX1-左后侧轴向校验力传感器；CX2-右后侧轴向校验力传感器；CY1-右前侧横向校验力传感器；CY2-右后侧横向校验力传感器；CZ1-左前侧垂直校验力传感器；CZ2-右前侧垂直校验力传感器；CZ3-左后侧垂直校验力传感器；CZ4-右后侧垂直校验力传感器；RX1-左后侧轴向工作力传感器；RX2-右后侧轴向工作力传感器；RY1-左前侧横向工作力传感器；RY2-左后侧横向工作力传感器；RZ1-左前侧垂直工作力传感器；RZ2-右前侧垂直工作力传感器；RZ3-左后侧垂直工作力传感器；RZ4-右后侧垂直工作力传感器。图3 推力架结构示意图Fig.3 Schematic diagram of the thrust frame

图4 传感器位置布置简图Fig.4 Schematic diagram of sensor position layout

其六分力计算公式为

F

=

F

+

F

(1)

F

=

F

+

F

(2)

F

=

F

+

F

+

F

+

F

(3)

M

=

L

×(

F

+

F

)+

L

×(

F

+

F

)

(4)

M

=

L

×(

F

+

F

)+

L

×(

F

+

F

)

(5)

M

=

L

×

F

+

L

×

F

(6)

式中:

F

、

F

、

F

分别为沿

x

、

y

、

z

轴的轴向力；

M

、

M

、

M

分别为

x

、

y

、

z

轴力距；

F

、

F

、

F

、

F

、

F

、

F

、

F

、

F

分别为图4中传感器RX1、RX2、RY1、RY2、RZ1、RZ2、RZ3、RZ4测得的力值；

L

、

L

、

L

、

L

为相应传感器与相关坐标轴的距离。

1.2 怀俄明大学

美国怀俄明大学曾经对一种Stewart平台结构六分力推力测量装置进行研究，并研制出样机，但没有对其进行精度分析。样机结构示意图如图5所示。

图5 Stewart平台结构六分力推力测量装置Fig.5 Sixth force thrust measuring device of Stewart platform structure

其测量量程为0～100 N。它由分离元件组装而成，其各个支杆通过球面副与上下平台连接，每个支杆理论上只受沿杆件轴线方向的拉力或压力，在每一支杆上安装一维拉压力传感器，理论上可实现六分力测量。

由于采用球面副连接，导致这种力传感器结构复杂，这12个球面副需要分别调整和预紧；调整的工作量很大，而且预紧力也很难调整一致；另外，球面副的接触面积大，预紧后摩擦力矩较大，容易引起传感器的维间耦合并且很难解耦；最后，由于传统球面副容易产生间隙，使得传感器的受力过零特性比较差，容易产生迟滞现象。据报道，这种推力矢量测量装置精度目前在1%～2%之间。该模式用于高精度火箭发动机六分力测量还有待于进一步研究。

2 日本

日本航空宇宙技术研究社于20世纪70年代采用奥蒙德公司(ORMOND)生产的多分力试车台(MCT3055-44K)对于二次喷射JCR型固体火箭发动机的地面试车进行了包括横推力在内的各个方向推力的静态数据测试。该推力矢量测量装置轴向力

F

量程100 kN，横向力

F

和垂直方向力

F

量程为10 kN。

其构造由框架、动架、柔性件、推力仪、火箭发动机安装夹具、连接杆及火箭发动机组成。安装在推力仪前后的柔性件的作用是使推力仪上受到的力只沿其轴向运动。此外，连接杆固定在火箭发动机前后的安装架上，用于弥补实验用火箭发动机的刚性。使用的火箭发动机外形尺寸分别如下:外径420 mm和500 mm；长2 000 mm和4 500 mm。

在冲击响应试验中，使用的是激振锤施加的冲击负荷。由于准确地测量冲击负荷是比较困难的，因此使用加速度传感器测量激振锤产生的振动负荷。铁锤敲击的上升沿最快(约3 ms)，这个冲击可以激发很宽的频率响应范围。经测定其1阶固有频率为18 Hz。

3 俄罗斯

俄罗斯仪器仪表设计局曾设计了一款火箭发动机推力多分力测量装置。这是一个垂直式测量装置，用弹性环测量推力的轴向分力，环上带应变式传感器；用扭矩计测切向力。机械部件的所有变形量用应变计测量，校验时需要避免各个分力间的相互作用，但是这使得校验问题非常复杂，而且精度不够。

之后俄罗斯仪器仪表设计局对原有推力矢量测力装置进行了改进。新的火箭发动机推力矢量测量装置结构包括:基座，火箭发动机固定元件和三向力传感器检测系统。基座为圆筒型，内部同轴安装一个凸起的支撑。

制作的三向力传感器，使用单向力传感器测量轴向分力，用薄灵敏膜片测量2个相互垂直的平面上的侧向分力。图6是新的试验台系统图， 图7是球型活动接头的放大图。

图6 新试验系统图Fig.6 New test system diagram

图7 球型活动接头Fig.7 Spherical movable joint

试验台工作情况如下：圆筒与力传感器用螺栓安装固定在基座上；被试发动机通过传感器固定在试车台上，固定元件是带螺纹接头的圆锥体；通过单向力传感器和球型活动接头测量支撑上推力的轴向分力。推力的侧向力引起固定在试车台上的发动机向球型活动接头偏转，并引起膜片变形。因为发动机通过球型活动接头，作用在凸起支撑上，保证膜片变形仅仅是侧向分力矢量引起的，即膜片感应到的只是侧向力矢量。应变计测量侧向力矢量引起的膜片变形。新建的试车台增强了侧向传感器的灵敏度，能提高推力侧向分力的精度。

4 韩国

韩国航空航天大学设计了一套推力矢量测量装置，用来测量可变二次流推力矢量喷管的推力矢量。推力矢量测量装置如图8和图9所示:由台架、侧板、配重、枢轴、传感器、校验装置、二次流喷管及供应管道等组成。台架采用砝码校准，通过滑轮将砝码重力转换成对工作传感器的拉力。该台架用来测量二次流喷管的主推力和侧向推力，是一种二分力推力矢量测量装置。

图8 推力矢量测量装置组成图Fig.8 Composition of thrust vector measuring device

图9 推力及其分力图Fig.9 Thrust and dividing thrust diagram

如图8和图9所示台架上安装有4个工作传感器，分别用

F

、

F

、

F

、

F

表示，其中

F

、

F

沿

z

方向用来测量侧向力，

F

、

F

沿

x

方向用来测量主推力。其推力矢量测力公式为

T

=

F

+

F

(7)

T

=

F

-

F

(8)

δ

=acrtan(

T

/

T

)

(9)

主推力

T

是

F

、

F

所测力的合力，侧向力

T

是

F

、

F

所测力的合力(由于

F

与

F

测得的力方向相反，所以数值上等于两个力值相减)。相应的可以计算得到推力矢量角

δ

。其主推力

T

测力范围为0～300 N，侧向力

T

测力范围为0～100 N。经校验其主推力测量精度为1%，侧向力测量误差5%。

5 几种推力矢量测量装置对比

将上文所述的几种国外推力矢量测量装置基本情况进行汇总，如表3所示。

表3 几种推力矢量测量装置对比

从表3中可以看出美国怀俄明大学和韩国航空航天大学的推力矢量测量装置主要用于机理研究用，所针对的推力量级都是在百牛级小型液体火箭发动机。美国NASA格伦研究中心及日本航空宇宙技术研究社的推力矢量测量装置适用于中等推力的火箭发动机试验，介绍俄罗斯仪器仪表设计局的推力矢量测量装置的文献只进行了原理分析，没有其性能参数。美国NASA格伦研究中心及日本航空宇宙技术研究社的推力矢量测量装置的发动机布置方式为水平布置，其他的3种都是竖直布置。

6 结语

本文对所收集到的国外火箭发动机推力矢量测量装置进行了概述，在以上介绍的5种推力矢量测量装置中，以美国NASA格伦研究中心的正交并联法推力矢量测量装置最为实用，其通过8个分力的测量来计算得到推力矢量的六分力。另外怀俄明大学研制的Stewart平台结构六分力测量装置也值得进行进一步研究来提高其精度，拓展其应用范围。