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^[1],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^[2-12]。

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^[13]、三垂直筋结构六维力传感器^[14]、双环形结构六维力传感器^[15]、筒形六维力传感器^[16]、四垂直筋结构六维力传感器^[17-18]、十字结构六维力传感器^[19-22],环形结构六维力传感器^[23]、微型圆柱形六维力传感器^[24]、双头形六维力传感器^[25]。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^[26-43]。

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。

日本航空宇宙技术研究社^[48]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_x量程100 kN,横向力F_y和垂直方向力F_z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。

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^[49]。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。

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^[50]。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F₁、F₂、F₃、F₄表示,其中F₁、F₂沿z方向用来测量侧向力,F₃、F₄沿x方向用来测量主推力。其推力矢量测力公式为

T_x=F₃+F₄(7)

T_z=F₁-F₂(8)

δ_p=acrtan(T_z/T_x)(9)

主推力T_x是F₃、F₄所测力的合力,侧向力T_z是F₁、F₂所测力的合力(由于F₁与F₂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_p。其主推力T_x测力范围为0～300 N,侧向力T_z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%。

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
Tab.3 Comparison of several thrust vector measuring devices

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。

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。