[发明专利]一种固体火箭发动机燃气舵性能试验方法

说明书

本发明一种固体火箭发动机燃气舵性能试验方法，S1、试车台总控室发出口令发动机点火，统一时标信号触发测力单元的电机转动，所述测力单元还包括应变天平、角度传感器，所述电机带动燃气舵的舵片在发动机的喷流中偏转，现场设备的数据采集系统采集测力单元的数据，包括角度传感器的电压数据、应变天平中的温度和分量的电压数据；S2、数据处理，将数据回收后上传远程计算机进行数据处理，将角度传感器的电压数据转换为燃气舵的偏转角度数据，应变天平的电压数据处理，转换为燃气舵在固体火箭发动机喷流中感应的力与力矩的数据。试验方法系统，获得数据精度高，通过温度补偿，可获取更可靠的燃气舵性能数据，利于指导发动机与燃气舵设计与优化。

技术领域

本发明属于测量技术领域，特别涉及一种固体火箭发动机燃气舵性能试验方法。

背景技术

燃气舵是一种在火箭喷流中工作的特殊翼，用于导弹的推力向量控制,燃气舵气动设计的内容包括个主要方面：一是设计舵片外形尺寸和舵轴位置图；二是确定舵的安装位置；三是确定允许面积烧损率和给出气动力特性，其中舵片外形尺寸的设计是关键。因为在设计舵片尺寸时，不仅考虑舵片要满足导弹控制力(矩)的要求，还要求舵片有足够的强度、刚度及抗烧蚀和耐冲刷的能力，否则，经技术设计和生产后，在参加发动机试车时，就可能出现舵片断裂、弯曲和烧蚀量太大等现象，在测力试验时还可能出现控制力(矩)不够或铰链力矩太大等现象，这就会造成气动设计的反复，从而延误研制周期。

传统的燃气舵性能测试是依托于半弹试车的来实现,其安装方式通常为将电机安装于固体火箭发动机喷管的尾部，电机的转轴上安装应变天平,应变天平上连接舵片。由于发动机点火试验成本高、次数较少，因而搭载测试的机会也很少，加之测试环境比较恶劣，试验方法如果论证不充分，很难获得满意的测试结果。综上需提出一种新的燃气舵性能试验方法，解决上述问题。

发明内容

本发明的一种固体火箭发动机燃气舵性能试验方法，通过对试验设备、试验流程、数据处理等各方面的流程进行规范，以确保通过搭载试验能够获得可靠的测试数据，为燃气舵设计及验证提供试验依据，进而获得满意的实验结果。

一种固体火箭发动机燃气舵性能测试方法，包括如下步骤：

S1、试车台总控室发出口令发动机点火，统一时标信号触发测力单元的电机转动，所述测力单元还包括应变天平、角度传感器，所述电机带动燃气舵的舵片在发动机的喷流中偏转，现场设备的数据采集系统采集测力单元的数据，包括角度传感器的电压数据、应变天平中的温度和分量的电压数据；

S2、数据处理，将数据回收后上传远程计算机进行数据处理，将角度传感器的电压数据转换为燃气舵的偏转角度数据，应变天平的电压数据处理，转换为燃气舵在固体火箭发动机喷流中感应的力与力矩的数据；其中应变天平数据处理主要包含三个步骤：a)通过测得温度的电压数据代入温度补偿公式进行温度修正；b)通过天平校准公式计算各分量的力与力矩；c)将上述两步算出的天平坐标系数据进行坐标转换，转换至舵面坐标系，表征燃气舵性能的参数。

进一步地，步骤S1前还包括步骤S0：

S0、实验准备，根据实验要求将实验设备运抵试车台进行安装，完成实验设备与试车台的总控联调；

步骤S0中，所述安装的方式包括采用独立式安装支架或法兰式安装支架两种方式，其中独立式安装支架与地面或试验架连接，法兰式安装支架与发动机端部法兰连接；测力单元在安装支架上采用“×”字形或“十”字形的布置方式；

所述实验要求包括针对具体的工程型号制定试验方案，再将设备依次进行加工、校准、组装、调试后，运抵试车台。

进一步地，步骤S1中，所述统一时标信号由计时软件完成，在发动机点火前，信号状态为断路状态，信号电平为OV；发动机点火时刻，信号状态改变为接通状态，信号电平升高到设定触发电压；信号保持高电平状态的时间应不小于ls；触发电压设定为5V；统一时标信号与发动机点火信号同时发出，同步时间为1ms。