[实用新型]飞行器推力模拟系统

说明书

技术领域

本实用新型涉及一种飞行器推力模拟系统。

背景技术

动力推进系统是火箭、导弹等自主推进飞行器的动力来源，其性能决定了飞行器的飞行距离和搭载设备的能力。该种飞行器从发射升空、惯导飞行到抵达目标需要经历三种推力过程，首先获得一个升空的瞬态正阶跃力、然后是在惯导飞行中承受的波动持续推力、最后是抵达目标撤销动力后承受的负阶跃力。这三种受力模式对飞行器结构动态设计提出了较高的要求。为了测试设计的飞行器是否满足设计要求，必须在使用前进行必要的试验飞行，然而大量的点火飞行试验需要巨额的成本投入。此外，推进器的型号也越来越多。不同型号推进器推力的上升沿时间、作用时间和下降沿时间以及输出推力大小都各不相同，如果采用点火方式是无法控制这些参数的。建立可以采用非点火方式、参数可控、廉价模拟三种飞行阶段推力过程的飞行器推力模拟系统，对设计高性能的飞行器推进器系统具有重要的意义。

实用新型内容

为了克服现有点火飞行试验方式，成本高、推力参数不可控等缺点，本实用新型提供了一种采用非点火方式、参数可控、廉价的推进器推力模拟系统。

飞行器推力模拟系统，其特征在于：该飞行器推力模拟系统包括安装于被测试设备上的力传感器，对被测试设备瞬间施力的正阶跃力发生装置，使被测试设备持续承受波动力的平衡段波动装置，和使附加于被测试设备上的外力瞬间消失的负阶跃力发生装置；

负阶跃力发生装置位于正阶跃力发生装置和被测试设备之间，正阶跃力发生装置的另一端抵紧能够防止系统移位的承力墙。

进一步，正阶跃力发生装置包括密封的正阶跃气压缸、正阶跃气压控制回路和监测正阶跃气压缸内腔压力的第二压力传感器； 

正阶跃气压缸与被测试设备之间设置带有气压活塞的中间气压缸，气压活塞上固定有活塞杆，活塞杆顶推力传感器；气压活塞将中间气压缸的内腔分隔为第一气压腔和第二气压腔；第一气压腔连接中间气压控制回路；

第一气压腔和正阶跃气压缸之间设有相互连通的加载通道，加载通道设有加载阀；第一气压腔设有卸荷口，负阶跃力发生装置设于卸荷口处。

进一步，加载通道包括开设于正阶跃气压缸的第一加载口和开设于第一气压腔的第二加载口，第一加载口和第二加载口对位，加载阀设置于第一加载口处。

进一步，加载阀包括与第一加载口适配的加载阀体和带动加载阀体运动以封闭或开启第一加载口的阀体驱动机构，阀体驱动机构包括具有加载活塞的加载缸、固定于加载活塞上的阀杆、监测加载缸内压力的加载缸压力传感器和加载压力控制回路，阀杆与加载阀体固定连接；加载缸固定于正阶跃气压缸内。

进一步，阀体驱动机构为气压系统，加载活塞将加载缸分隔为第一加载气腔和第二加载气腔，阀杆设于第二加载气腔，阀杆上套接有加载弹簧，加载弹簧位于加载活塞和第二加载气腔的腔壁之间；第一加载气腔与外界气源连通，第二加载气腔设有连通正阶跃气压缸内腔的第二连通气孔；第一加载气腔设有连通正阶跃气压缸内腔的第一连通气孔，第一连通气孔上设有允许气流经第一加载气腔进入正阶跃气压缸内腔的第一单向阀。

进一步，第一单向阀包括与加载缸密封连接的阀座、与第一连通气孔配合的阀球、和连接阀座与阀球的第一单向阀弹簧，阀座与加载缸围成一个充气腔，阀座上设有连通充气腔与正阶跃气压缸内腔的充气通道。

进一步，中间气压缸控制回路包括监测第一气压腔内压力的第三压力传感器，向第一气压腔进气的进气控制通路和使第一气压腔内的气体外泄的泄气控制通路；进气控制通路和泄气控制通路受控于气压控制器，力传感器获取的压力信号反馈至气压控制器中，气压控制器内预设有需要模拟的输出力模型，气压控制器通过比对力传感器反馈的实际推力信号和输出力模型来控制进气和泄气；该中间气压缸控制回路作为平衡段波动装置。

或者，正阶跃气压缸内设有将其内腔分隔为气压内腔和波动力内腔的波动力活塞，波动力活塞的端面与正阶跃气压缸的端面之间有间隙，该间隙成为允许工作介质进入的介质通道；波动力内腔设有能够推动波动力活塞运动的第一伺服阀；

力传感器获取的实际推力信号反馈至第一伺服阀，第一伺服阀根据该实际推力信号调整波动力内腔的介质流量和压力使气压活塞往复运动；

波动力活塞和波动力控制系统形成平衡段波动装置。

进一步，第一气压腔内设有向内延伸的凸台，第二加载口设置于该凸台，凸台上还设有连通第二加载口和第一气压腔的气流通道。

进一步，第二气压腔连通储气罐，储气罐与外界气源连接。