[发明专利]一种中小型无人机火箭推力测试装置及测试方法

权利要求书

1.一种利用中小型无人机火箭推力测试装置测试火箭推力的方法，其特征在于：所述中小型无人机火箭推力测试装置包括助推器(1)、压强传感器(2)、动架(3)和推力传感器(4)；推力传感器(4)一端固定于基座(5)上，通过另一端固定在动架(3)上，动架(3)的另一端固定助推器(1)的头部；压强传感器(2)位于助推器(1)的头部，测试助推器(1)头部内的压强值；所述推力传感器采用电阻应变式推力传感器，量程为3KN，线性为0.1％，滞后性为0.1％，重复性为0.1％；所述压强传感器采用电阻应变式压强传感器，量程为30MPa，线性为0.2％，滞后性为0.2％，重复性为0.2％；

所述测试火箭推力的方法步骤如下：

步骤1：装配火箭助推器，测量药柱内外径、长度和质量；根据试验要求选择喷管，测量其喉部直径及出口直径；点火器连线并测试确认点火电阻；装配好的发动机点火线短路后，放入保温箱并在箱温达到恒温温度后，每隔一小时记录一次温度；

步骤2：助推器上台架，推力传感器(4)一端固定于基座(5)上，通过另一端固定在动架(3)上，动架(3)的另一端固定助推器(1)的头部；压强传感器(2)位于助推器(1)的头部，测试助推器(1)头部内的压强值；

将推力传感器(4)的输出线和压强传感器(4)与数据采集系统连接；

步骤3：接点火线，试验人员撤离试验间；

步骤4：在测试间检测点火电阻，空采正常，检查点火电压，道路暂时戒严，启动数据采集，点火并进行数据采集，得到推力传感器(4)和压强传感器(2)的实验数据；

所述步骤1作低温试验的发动机应密封后放置保温箱；

所述保温箱温度范围为，室温～80℃；低温保温箱温度范围：室温～-50℃。一次仪表温度测量误差不大于2℃；二次仪表精度为0.5级，误差为0.5％；

通过试验保温装置维持特定的试验温度后，得到不同的喷管喉径的助推器，随各自温度变化的工作压强范围和工作推力范围，检验两喷口火箭能否达到温度适应性要求，各自温度在-50℃～80℃范围内。