液体火箭发动机试验推力校准系统及校准方法技术方案

本发明专利技术涉及一种液体火箭发动机试验推力校准系统及校准方法，以电液伺服控制技术为核心，采用推力并联传递技术，两个分流器的一端分别与电液伺服阀的第一出油口A、第二出油口B对应连接，其中一个分流器的另一端的多个端口分别与多个双作用油缸的进油腔对应连接，其中另一个分流器的另一端的多个端口分别与多个双作用油缸的回油腔对应连接，多个双作用油缸分布在动架的正下方，定架与动架之间通过弹簧钢板连接，多个被校传感器位于定架与动架之间且顶在定架下底面，多个标准力传感器位于动架与油缸之间且顶在传力架的动架下底面。结果表明，本发明专利技术校准精度高、稳定性好、耗时短，极大提升了大推力液体火箭发动机试验推力校准技术水平。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于液体火箭发动机试验
，涉及液体火箭发动机试验推力的校准 系统及校准方法。
技术介绍
液体火箭发动机热试车过程中准确地测量其推力大小能缩短发动机的研制进程， 推力校准系统是为了消除发动机试车架传力系统的系统误差而设置的，为液体火箭发动机 试车的一个重要环节，通过推力校验，拟合出测量力传感器的输出值与实际力值之间的工 作直线，供发动机试验时，用测量力传感器的输出值按上述工作直线计算发动机推力。以往 的推力校准系统，大都采用砝码机械加载、手动校准、人工同步记录的方式，存在力值加载 系统难于调节、稳定性差、效率低和有可能干扰混入不可靠数据等缺点。
技术实现思路
为了解决现有校准系统存在力值加载系统难于调节、稳定性差、效率低和有可能 干扰混入不可靠数据等技术问题，本专利技术提供一种液体火箭发动机试验推力校准系统及校 准方法。 本专利技术的技术解决方案如下： 液体火箭发动机试验推力校准系统，其特殊之处在于：包括液压源系统、传力系统 以及测控系统， 所述液压源系统包括油栗1、油箱2及电液伺服阀3,所述电液伺服阀包括进油口 P、回油口T、第一出油口A、第二出油口B，所述油栗的入口通过进油管路与油箱的出油口连 接，所述油栗的出口与电液伺服阀的进油口P连接，所述电液伺服阀的回油口T通过回油管 路与油箱的回油口连接； 所述传力系统包括两个分流器、定架、动架、与被校传感器数量一致的多个双作用 油缸、与被校传感器数量一致的多个标准力传感器， 所述两个分流器的一端分别与电液伺服阀的第一出油口A、第二出油口B对应连 接，其中一个分流器的另一端的多个端口分别与多个双作用油缸的进油腔对应连接，其中 另一个分流器的另一端的多个端口分别与多个双作用油缸的回油腔对应连接， 所述多个双作用油缸分布在动架的正下方，所述定架与动架之间通过弹簧钢板连 接，多个被校传感器位于定架与动架之间且顶在定架下底面，所述多个标准力传感器位于 动架与油缸之间且顶在传力架的动架下底面； 所述测控系统包括伺服驱动器，所述伺服驱动器与电液伺服阀连接。 上述伺服驱动器包括手动与自动两种模式。 上述测控系统还包括计算机、采集卡、数字显示仪表、信号调理电路； 所述标准力传感器的输出信号接入信号调理电路，所述信号调理电路将此信号分 为两路，一路输出信号接入数字显示仪表，数字显示仪表的输出经过RS232接口连接至计 算机；所述信号调理电路另一路输出信号接入采集卡，所述采集卡具有两个输出端口，其中 一个输出端口与伺服驱动器的输入连接，另一个端口接至计算机。 上述伺服阀驱动器还包括第二差分放大电路及比较器； 所述信号调理电路包括与标准力传感器一一对应的并联支路，每一并联支路均包 括相互连接的电桥调整电路及差分放大电路，每一电桥调整电路的输入端与标准力传感器 的输出端连接，每一电桥调整电路分两路输出，其中一路输出给第一差分放大电路，经第一 差分放大电路处理后输出给统一采集卡A/D转换接口，计算机实时采集采集卡的输出值； 所有电桥调整电路的另一路输出给数字显示仪表同时输出给第二差分放大电路， 经第二差分放大电路处理后输出给比较器，与设定推力值经比较器后，依次经滤波、功率驱 动输出给电液伺服阀。 上述采集卡选用NIUSB-6341。 上述多用数字表选用Keithley2000。 上述标准力传感器选用规格和额定容量均相同传感器，在每只传感器的输出端各 增加2只隔离电。 上述液压源系统还包括液压辅件，所述液压辅件还包括油滤、单向阀、精过滤器、 回油过滤器、风冷器、溢流阀、二位二通阀、压力继电器、蓄压器， 所述油滤设置在油栗与油箱之间，所述单向阀设置在油栗与进油口P之间，所述 单向阀的入口通过管路与油栗连接，所述单向阀的出口通过管路与进油口P连接，所述精 过滤器设置在单向阀进油口P之间，所述回油过滤器设置在回油口T与油箱之间，所述风冷 器设置在回油口T与回油过滤器之间，所述溢流阀设置在单向阀的出口与回油管路之间， 所述二位二通阀连接在单向阀的出口与油箱之间，所述蓄压器及压力继电器均与进油管路 连接。 利用上述的系统进行液体火箭发动机试验推力自动校准的方法，其特征在于：包 括以下步骤： 1)在计算机中设定校准稳定点及偏差范围； 2)计算机根据校准稳定点控制伺服驱动器输出液压油，从而控制双作用油缸输出 力值的大小； 3)采集标准传感器的输出信号，并将标准传感器的输出信号发送给数字多用表并 通过采集卡发送给计算机； 4)计算机将标准传感器的输出信号转化为输出力值后与设定的加载目标值校准 稳定点相比较，根据比较结果控制伺服驱动器，直到标准传感器所测的力值满足校准稳定 点的精度要求， 5)当标准传感器所测的力值满足校准稳定点的精度要求时，计算机发送采集信号 给测量系统，并开始对标准传感器的输出信号进行记录；测量系统收到采集信号后，开始对 被校准传感器的输出信号进行记录； 如果所采集的标准传感器的输出信号不满足目标加载值的控制精度，计算机则将 数据无效标志发送给测量系统，重复步骤3)与4); 6)测量系统根据所记录的标准传感器的输出信号和被较传感器的输出信号拟合 出被校传感器的输出值与实际力值之间的工作直线，供发动机试验时，用被校传感器的输 出值按上述工作直线计算发动机推力。 上述步骤4)对伺服驱动器具体为： 当标准传感器输出信号与设定的校准稳定点的差值超过偏差设定范围，计算机采 用数字采集卡所采集的标准传感器的输出信号粗调伺服阀； 当标准传感器输出信号与设定的校准稳定点的差值在偏差设定范围之内，计算机 采用数字多用表所采集的标准传感器的输出信号细调伺服阀。 本专利技术与现有技术相比，优点是： 1、本专利技术针对大推力试车台推力校准问题，采用具有大功率输出的液压伺服控制 技术研制推力校准系统，可以提高校准效率和校准系数的准确性，从而提高推力参数测量 的准确性。 2、本专利技术通过液体火箭发动机试验推力自动校准系统的设计，实现推力自动校准 的自动化，与手动校准系统相比，减小人为因素对校准结果的影响程度，提高工作效率，每 级加载的时间大约30s左右，力值稳定度约0. 01%F?S以上。 3、本专利技术采用了伺服阀控制的高精度动态稳定技术和推理并联传递技术，提高了 校准的调节精度和效率，使得推力自动校准系统自动化程度高，加载精度高，稳定性好，并 进一步提高了大推力液体火箭发动机试车推力参数的测量准确性。【附图说明】 图1推力自动校准系统构成原理图； 图2传力系统结构图； 图3射流管式电液伺服阀工作原理图； 图4自动加载控制系统示意图； 图5伺服驱动模块当前第1页1 2 3 4 本文档来自技高网...

【技术保护点】
液体火箭发动机试验推力校准系统，其特征在于：包括液压源系统、传力系统以及测控系统，所述液压源系统包括油泵、油箱及电液伺服阀，所述电液伺服阀包括进油口P、回油口T、第一出油口A、第二出油口B，所述油泵的入口通过进油管路与油箱的出油口连接，所述油泵的出口与电液伺服阀的进油口P连接，所述电液伺服阀的回油口T通过回油管路与油箱的回油口连接；所述传力系统包括两个分流器、定架、动架、与被校传感器数量一致的多个双作用油缸、与被校传感器数量一致的多个标准力传感器，所述两个分流器的一端分别与电液伺服阀的第一出油口A、第二出油口B对应连接，其中一个分流器的另一端的多个端口分别与多个双作用油缸的进油腔对应连接，其中另一个分流器的另一端的多个端口分别与多个双作用油缸的回油腔对应连接，所述多个双作用油缸分布在动架的正下方，所述定架与动架之间通过弹簧钢板连接，多个被校传感器位于定架与动架之间且顶在定架下底面，所述多个标准力传感器位于动架与油缸之间且顶在传力架的动架下底面；所述测控系统包括伺服驱动器，所述伺服驱动器与电液伺服阀连接。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：单琳，赵政社，徐造林，王晓华，彭飞，陈海峰，白文义，耿直，朱成亮，翟文化，杜彬，候健，赵建军，李谦，鱼凡超，朱小江，
申请(专利权)人：西安航天动力试验技术研究所，
类型：发明
国别省市：陕西;61