一种火箭发动机摩擦负载模拟系统、方法及控制系统技术方案

本发明专利技术公开一种火箭发动机摩擦负载模拟系统、方法及控制系统，涉及航空航天技术领域，以解决摩擦加载系统因摩擦材料的磨损，导致测量的摩擦系数发生变化，以及不能得到精确的摩擦力曲线，使得摩擦载荷数据存在很大偏差，导致误差越来越大的问题。该火箭发动机摩擦负载模拟系统包括：喷管组件、摩擦定位组件、六分力传感器、位移传感器以及空心摩擦球结构。该火箭发动机摩擦负载模拟方法用于测量发动机摩擦负载。本发明专利技术提供的火箭发动机摩擦负载模拟系统、方法及控制系统用于测量火箭发动机的发动机摩擦负载。动机摩擦负载。动机摩擦负载。

【技术实现步骤摘要】
一种火箭发动机摩擦负载模拟系统、方法及控制系统


[0001]本专利技术涉及航空航天
，尤其涉及一种火箭发动机摩擦负载模拟系统、方法及控制系统。

技术介绍

[0002]推力矢量以及由其作用产生的摩擦负载是固体火箭发动机的重要的性能参数，与采用发动机作为动力装置的航天器的发射、运行、变向等控制的精确程度紧密相关。基于此，需要对摩擦载荷进行测量，以保证固体火箭发动机的性能。
[0003]相关技术中，可以利用加载装置对发动机施加径向方向的压力，然后通过测力装置测得不同压力下火箭发动机所产生的摩擦力矩大小，接着构建压力与摩擦负载的相关曲线。所构建的相关曲线就可以模拟火箭的实际运行轨迹，为实际火箭发射提供有力支持。
[0004]但是，该测量装置在经过多次或一段时间的使用后，由于摩擦材料的磨损，导致测量的摩擦系数发生变化，不能得到精确的摩擦力曲线，使得摩擦载荷数据存在很大偏差，导致误差越来越大。

技术实现思路

[0005]本专利技术的目的在于提供一种火箭发动机摩擦负载模拟系统、方法及控制系统，用于测量发动机的摩擦负载。
[0006]第一方面，本专利技术提供了一种火箭发动机摩擦负载模拟系统，包括：喷管组件、摩擦定位组件、六分力传感器、位移传感器以及空心摩擦球结构，空心摩擦球结构具有至少一个开口，六分力传感器设在空心摩擦球结构上，六分力传感器用于采集空心摩擦球结构的力矩；
[0007]喷管组件包括阳球以及用于模拟喷管运动的模拟机构，模拟机构包括喷管模拟件和姿态调节机构，喷管模拟件通过开口连接在阳球上，姿态调节机构用于调节喷管模拟件的姿态；
[0008]位移传感器用于采集喷管模拟件的位置信息，阳球位于空心摩擦球结构的内部，模拟机构位于空心摩擦球结构的外部，阳球通过开口与模拟机构连接，摩擦定位组件包括对阳球进行定位的摩擦式抱环以及用于至少两个可伸缩摩擦件，至少两个可伸缩定位件固定在空心摩擦球结构的内壁。
[0009]与现有技术相比，本专利技术提供的发动机摩擦负载模拟系统中，喷管组件包括阳球以及用于模拟喷管运动的模拟机构，喷管组件的阳球位于空心摩擦球结构的内部，模拟机构位于空心摩擦球结构的外部，阳球通过开口与模拟机构连接，因此，当喷管组件中的模拟机构模拟喷管运动时，模拟机构可以带动阳球运动。而摩擦式抱环固定在空心摩擦球结构的内壁，因此，当模拟机构可以带动阳球运动时，可伸缩摩擦件可以向阳球施加摩擦力，用于模拟模拟结构向阳球施加的摩擦力，使得摩擦式抱环可以对阳球进行定位；同时，由于可伸缩摩擦件可以伸缩，至少两个可伸缩定位件固定在空心摩擦球结构的内壁，因此，可伸缩
摩擦件向阳球施加摩擦力时，阳球运动时带动空心摩擦球结构微动。同时，当阳球完成运动时，位移传感器用于采集模拟机构的位置信息以确定模拟机构的运行姿态；六分力传感器设在空心摩擦球结构上，当阳球运动时带动空心摩擦球结构微动，六分力传感器用于采集空心摩擦球结构的力矩，从而测量出喷管在当前运行姿态的发动机摩擦负载。
[0010]第二方面，本专利技术提供了一种火箭发动机摩擦负载模拟方法，方法包括：
[0011]控制姿态调节机构调节喷管模拟件的运动，使得模拟机构带动阳球运动；
[0012]当模拟机构结束模拟喷管运动时，控制可伸缩摩擦件向阳球施加摩擦力，摩擦力用于模拟模拟结构向阳球施加的摩擦力；
[0013]接收来自位移传感器的模拟机构的位置信息，基于模拟机构的位置信息确定阳球的偏移姿态；
[0014]接收来自六分力传感器的空心摩擦球结构的力矩，基于空心摩擦球结构的力矩确定在偏移姿态下所述发动机摩擦负载。
[0015]与现有技术相比，本专利技术提供的发动机摩擦负载模拟方法的有益效果与上述技术方案所述的发动机摩擦负载模拟系统有益效果相同，此处不做赘述。
[0016]第三方面，本专利技术提供了一种控制系统，控制系统分别与可伸缩摩擦件、姿态调节机构、位移传感器和六分力传感器通信。
[0017]与现有技术相比，本专利技术提供的控制系统的有益效果与上述技术方案所述的发动机摩擦负载模拟系统有益效果相同，此处不做赘述。
附图说明
[0018]图1为现有技术中一种大推力固体火箭发动机压电测试装置结构图；
[0019]图2为本专利技术实施例中火箭发动机摩擦负载模拟系统的剖视示意图；
[0020]图3A为本专利技术实施例中阳球定位结构的剖视示意图；
[0021]图3B为本专利技术实施例中空心摩擦球结构的爆炸示意图；
[0022]图4为本专利技术实施例中六分力传感器的结构示意图；
[0023]图5A为本专利技术实施例中可伸缩摩擦件及加载装置的结构示意图；
[0024]图5B为本专利技术实施例中可伸缩摩擦件及加载装置的剖视示意图；
[0025]图6为本专利技术实施例中液压系统的原理图；
[0026]图7为本专利技术实施例中姿态调节机构的结构示意图；
[0027]图8为本专利技术实施例中位移传感器的结构示意图；
[0028]图9为本专利技术实施例中控制系统的结构框图。
[0029]附图标记：
[0030]101
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转接架，102
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测力仪，103
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侧向加载装置，104
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支撑圆台，105
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主向液压动力系统，106
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支撑架，107
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脚轮装置，108
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后端中心拉杆，109
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连接筒，1010
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标准力传感器，1011
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前端中心拉杆，1012
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标定板，1013
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加载螺母，201
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喷管组件，2011
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阳球，2012
‑
模拟机构，2012a
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喷管模拟件，2012b
‑
姿态调节机构，202
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摩擦定位组件，203
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空心摩擦球结构，204
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六分力传感器，205
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位移传感器，206
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基座，301
‑
空心柱，302
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第二支撑件，3021
‑
第二缺口槽，303
‑
第一支撑件，3031
‑
第一缺口槽，304
‑
第一摩擦式抱环，305
‑
第二摩擦式抱环，306
‑
可伸缩摩擦件，307
‑
防尘布，401
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第一侧壁，402
‑
第二侧壁，403
‑
弹性梁，404
‑
第一环状
件，405
‑
第二环状件，501
‑
摩擦件，502
‑
伸缩件，503
‑
加载装置，601<本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种火箭发动机摩擦负载模拟系统，其特征在于，包括：喷管组件、摩擦定位组件、六分力传感器、位移传感器以及空心摩擦球结构，所述空心摩擦球结构具有至少一个开口，所述六分力传感器设在所述空心摩擦球结构上，所述六分力传感器用于采集所述空心摩擦球结构的力矩；所述喷管组件包括阳球以及用于模拟喷管运动的模拟机构，所述模拟机构包括喷管模拟件和姿态调节机构，所述喷管模拟件通过所述开口连接在所述阳球上，所述姿态调节机构用于调节所述喷管模拟件的姿态；所述位移传感器用于采集所述喷管模拟件的位置信息，所述阳球位于所述空心摩擦球结构的内部，所述模拟机构位于所述空心摩擦球结构的外部，所述阳球通过所述开口与所述模拟机构连接，所述摩擦定位组件包括对所述阳球进行定位的摩擦式抱环以及至少两个可伸缩摩擦件，至少两个所述可伸缩摩擦件固定在所述空心摩擦球结构的内壁。2.如权利要求1所述的火箭发动机摩擦负载模拟系统，其特征在于，所述空心摩擦球结构包括空心柱、第一支撑件和第二支撑件，所述阳球设在所述空心柱内，所述可伸缩摩擦件设在所述空心柱的内壁，所述空心柱具有第一开口和第二开口，所述阳球通过所述第一开口与所述模拟机构连接，所述第二支撑件设在所述空心柱位于所述第二开口的一端，所述六分力传感器设在所述第一支撑件与所述第二支撑件之间。3.根据权利要求2所述的火箭发动机摩擦负载模拟系统，其特征在于，所述第一支撑件的支撑端面具有第一缺口槽，所述第二支撑件的支撑端面具有第二缺口槽，所述第一缺口槽的缺口和所述第二缺口槽的缺口相对，所述第一缺口槽的槽底和所述第二缺口槽的槽底处在同一水平面，所述六分力传感器的底部分别与所述第一缺口槽的槽底和所述第二缺口槽的槽底连接，所述第一缺口槽的侧壁与所述六分力传感器的第一侧壁接触，所述第二缺口槽的侧壁与所述六分力传感器的第二侧壁接触。4.根据权利要求2所述的火箭发动机摩擦负载模拟系统，其特征在于，所述空心柱的内壁具有沿着所述阳球周向分布的至少两个安装部，每个所述可伸缩摩擦...

【专利技术属性】
技术研发人员：吴帅，董韶鹏，于志伟，陈旭，闫其帆，
申请(专利权)人：北京航辰机载智能系统科技有限公司，
类型：发明
国别省市：