【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及一种火箭发动机推力矢量测量系统；尤其涉及一种可实时调整火箭发动机摇摆方向的真空推力矢量测量系统，属于推力测量
技术介绍
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，但实际上由于加工精度的限制，造成发动机的几何不对称性，或者高温高压燃气通过喷管的不对称流动及喷管喉部烧蚀产生的变形，导致发动机推力作用线偏离发动机中心轴线，从而产生推力偏心。火箭在飞行时除了受到火箭发动机推力外，还受到大气阻力以及环境风速的影响，这些都会导致火箭的姿态发生变化，并使其飞行曲线偏离预定轨道。通常需要在飞行中使用推力矢量发动机对火箭进行姿态控制，从而进行轨道修正。而在另外一些情况，需要利用推力偏心来进行推力矢量控制，进而调整飞行器的飞行姿态，进行机动飞行。摇摆火箭发动机可以有效地实现推力矢量控制，对于火箭轨道修正以及机动飞行都有重要意义。准确测量其摇摆过程中的推力矢量至关重要。发动机羽流试验要求环境压力在10-3Pa以下，环境温度有时能达到液氢温区(20K)，对设备的真空、低温特性要求也很高。
技术实现思路
本专利技术公开了一种可实时调整火箭发动机摇摆方向的推力矢量测量系统，包括：火箭发动机安装平台(1)、单向力测量及运动控制组件A(2A)、单向力测量及运动控制组件B(2B)、单向力测量及运动控制组件C(2C)、单向力测量及运动控制组件D(2D)、单向力测量及运动控制组件E(2E)、单向力测量及运动控制组件F(2F)、底座(3)、测量及控制电缆(4)、计算机测控系统(5)。单向力测量及运动控制组件A(2A)、单向力测量及运动控制组件B(2B)、单向力测...
【技术保护点】
一种可实时调整火箭发动机摇摆方向的真空推力矢量测量系统，其特征在于包括：火箭发动机安装平台(1)、单向力测量及运动控制组件A(2A)、单向力测量及运动控制组件B(2B)、单向力测量及运动控制组件C(2C)、单向力测量及运动控制组件D(2D)、单向力测量及运动控制组件E(2E)、单向力测量及运动控制组件F(2F)、底座(3)、测量及控制电缆(4)、计算机测控系统(5)；单向力测量及运动控制组件A(2A)、单向力测量及运动控制组件B(2B)、单向力测量及运动控制组件C(2C)、单向力测量及运动控制组件D(2D)、单向力测量及运动控制组件E(2E)及单向力测量及运动控制组件F(2F)结构组成一致，以单向力测量及运动控制组件A(2A)为例进行介绍；单向力测量及运动控制组件A(2A)由下铰盒A(21A)、下球铰A(22A)、伺服电机A(23A)、缸体A(24A)、丝杠顶杆机构A(25A)、测力传感器A(26A)、上球铰A(27A)和上铰盒A(28A)组成；丝杠顶杆机构A(25A)由丝杠A(251A)和顶杆A(252A)组成；单向力测量及运动控制组件B、单向力测量及运动控制组件C、单向力测量及运动...
【技术特征摘要】
1.一种可实时调整火箭发动机摇摆方向的真空推力矢量测量系统，其特征在于包括：火箭发动机安装平台(1)、单向力测量及运动控制组件A(2A)、单向力测量及运动控制组件B(2B)、单向力测量及运动控制组件C(2C)、单向力测量及运动控制组件D(2D)、单向力测量及运动控制组件E(2E)、单向力测量及运动控制组件F(2F)、底座(3)、测量及控制电缆(4)、计算机测控系统(5)；单向力测量及运动控制组件A(2A)、单向力测量及运动控制组件B(2B)、单向力测量及运动控制组件C(2C)、单向力测量及运动控制组件D(2D)、单向力测量及运动控制组件E(2E)及单向力测量及运动控制组件F(2F)结构组成一致，以单向力测量及运动控制组件A(2A)为例进行介绍；单向力测量及运动控制组件A(2A)由下铰盒A(21A)、下球铰A(22A)、伺服电机A(23A)、缸体A(24A)、丝杠顶杆机构A(25A)、测力传感器A(26A)、上球铰A(27A)和上铰盒A(28A)组成；丝杠顶杆机构A(25A)由丝杠A(251A)和顶杆A(252A)组成；单向力测量及运动控制组件B、单向力测量及运动控制组件C、单向力测量及运动控制组件D、单向力测量及运动控制组件E、单向力测量及运动控制组件F内的组成与单向力测量及运动控制组件A一致，其组成零部件的名称及图中序号分别用A、B、C、D、E、F来区分，如上铰盒B(28B)指的是单向力测量及运动控制组件B(2B)中的上铰盒B(28B)；火箭发动机安装平台(1)采用环状钢板结构，用于安装火箭发动机，其与单向力测量及运动控制组件A(2A)中的上铰盒A(28A)、单向力测量及运动控制组件B(2B)中的上铰盒B(28B)、单向力测量及运动控制组件C(2C)中的上铰盒C(28C)、单向力测量及运动控制组件D(2D)中的上铰盒D(28D)、单向力测量及运动控制组件E(2E)中的上铰盒E(28E)以及单向力测量及运动控制组件F(2F)中的上铰盒F(28F)分别紧固连接；单向力测量及运动控制组件A(2A)中上球铰A(27A)一端为螺纹，一 端为球头，上球铰A(27A)的球头部分安装在上铰盒A(28A)里，上球铰A(27A)可以在上铰盒A(28A)内转动，上球铰A(27A)的螺纹端与测力传感器A(26A)紧固连接；测力传感器A(26A)的两端分别与上球铰A(27A)和丝杠顶杆机构A(25A)中的顶杆A(252A)紧固连接；丝杠顶杆机构A(25A)中的丝杠A(251A)与伺服电机A(23A)紧固连接，丝杠顶杆机构A(25A)中的丝杠A(251A)可在顶杆A(252A)中进行旋转运动，丝杠顶杆机构A(25A)中的顶杆A(252A)可在缸体A(24A)内进行伸缩运动；缸体(24A)下端与伺服电机A(23A)紧固连接；下球铰A(22A)一端为螺纹，一端为球头，其螺纹端与伺服电机A(23A)紧固连接，球头安装在下球盒A(21A)里，下球铰A(22A)可以在下球盒A(21A)里转动；单向力测量及运动控制组件B、单向力测量及运动控制组件C、单向力测量及运动控制组件D、单向力测量及运动控制组件E、单向力测量及运动控制组件F内的零部件连接关系与单向力测量及运动控制组件A一致；单向力测量及运动控制组件A中的下球盒A(21A)、单向力测量及运动控制组件B中的下球盒B(21B)、单向力测量及运动控制组件C中的下球盒C(21C)、单向力测量及运动控制组件D中的下球盒D(21D)、单向力测量及运动控制组件E中的下球盒E(21E)、单向力测量及运动控制组件F中的下球盒F(21F)分别固定在底座(3)上；底座(3)是由槽钢焊接而成，用于和地基固定；测量及控制电缆(4)一端分别和单向力测量及运动控制组件A中的伺服电机A(23A)和测力传感器A(26A)、单向力测量及运动控制组件B中的伺服电机B(23B)和测力传感器B(26B)、单向力测量及运动控制组件C中的伺服电机C(23C)和测力传感器C(26C)、单向力测量及运动控制组件D中的伺服电机D(23D)和测力传感器D(26D)、单向力测量及运动控制组件E中的伺服电机E(23E)和测力传感器E(26E)、单向力测量及运动控制组件F中的伺服电机F(23F)和测力传感器F(26F)相连接，测量及控制电缆(4)另一端与计算机测控系统(5)相连，用于向计算机测控系统(5)传输伺服电 机A(23A)、伺服电机B(23B)、伺服电机C(23C)、伺服电机D(23D)、伺服电机E(23E)、伺服电机F(23F)中的位移信号和测力传感器A(26A)、测力传感器B(26B)、测力传感器C(26C)、测力传感器D(26D)、测力传感器E(26E)、测力传感器F(26F)中的力信号，同时用于向伺服电机A(23A)、伺服电机B(23B)、伺服电机C(23C)、伺服电机D(23D)、伺服电机E(23E)、伺服电机F(23F)传输计算机测控系统(5)的控制信号；通过计算机测控系统(5)控制伺服电机A(23A)、伺服电机B(23B)、伺服电机C(23C)、伺服电机D(23D)、伺服电机E(23E)、伺服电机F(23F)旋转；丝杠A(251A)将伺服电机A(23A)的旋转运动转化为顶杆A(252A)的直线运动，丝杠B(251B)将伺服电机B(23B)的旋转运动转化为顶杆B(252B)的直线运动，丝杠C(25C)将伺服电机C(23C)的旋转运动转化为顶杆C(252C)的直线运动，丝杠D(251D)将伺服电机D(23D)的旋转运动转化为顶杆D(252D)的直线运动，丝杠E(251E)将伺服电机E(23E)的旋转运动转化为顶杆E(252E)的直线运动，丝杠F(251F)将伺服电机F(23F)的旋转运动转化为顶杆F(252F)的直线运动，进而带动火箭发动机安装平台(1)的运动；在运动的过程中测力传感器A(26A)可以测得单向力测量及运动控制组件A(2A)中的单向力，测力传感器B(26B)可以测得单向力测量及运动控制组件B(2B)中的单向力，测力传感器C(26C)可以测得单向力测量及运动控制组件C(2C)中的单向力，测力传感器D(26D)可以测得单向力测量及运动控制组件D(2D)中的单向力，测力传感器E(26E)可以测得单向力测量及运动控制组件E(2E)中的单向力，测力传感器F(26F)可以测得单向力测量及运动控制组件F(2F)中的单向力，将这六个单向力合成得到火箭发动机的推力矢量。2.根据权利1所述的可实时调整火箭发动机摇摆方向的真空推力矢量测量系统，其特征在于：丝杠A(251A)将伺...
【专利技术属性】
技术研发人员：张奎好，刘万龙，孙树江，杨龙，徐鑫，李欣，朱昊伟，郑鑫，刘建昌，高东卫，牛向楠，
申请(专利权)人：北京航天试验技术研究所，
类型：发明
国别省市：北京;11
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