[发明专利]一种可实时调整火箭发动机摇摆方向的真空推力矢量测量系统

摘要

本发明公开了一种可实时调整火箭发动机摇摆方向的真空推力矢量测量系统，包括：火箭发动机安装平台、单向力测量及运动控制组件(共六套)、底座、测量及控制电缆、计算机测控系统。单向力测量及运动控制组件由下铰盒、下球铰、伺服电机、缸体、丝杠顶杆机构、测力传感器、上球铰和上铰盒组成。丝杠顶杆机构由丝杠和顶杆组成。通过计算机测控系统控制伺服电机旋转，丝杠将伺服电机的旋转运动转化为顶杆的直线运动，进而带动火箭发动机安装平台的运动。计算机测控系统将六个测力传感器测得的单向力合成得到火箭发动机的推力矢量。伺服电机为真空电机，测力传感器为开放式结构，可在真空中进行摇摆控制和推力矢量测量。

主权项

1.一种可实时调整火箭发动机摇摆方向的真空推力矢量测量系统，其特征在于包括：火箭发动机安装平台（1）、单向力测量及运动控制组件A（2A）、单向力测量及运动控制组件B（2B）、单向力测量及运动控制组件C（2C）、单向力测量及运动控制组件D（2D）、单向力测量及运动控制组件E（2E）、单向力测量及运动控制组件F（2F）、底座（3）、测量及控制电缆（4）、计算机测控系统（5）；单向力测量及运动控制组件A（2A）、单向力测量及运动控制组件B（2B）、单向力测量及运动控制组件C（2C）、单向力测量及运动控制组件D（2D）、单向力测量及运动控制组件E（2E）及单向力测量及运动控制组件F（2F）结构组成一致；单向力测量及运动控制组件A （2A）由下铰盒A（21A）、下球铰A（22A）、伺服电机A（23A）、缸体A（24A）、丝杠顶杆机构A（25A）、测力传感器A（26A）、上球铰A（27A）和上铰盒A（28A）组成；丝杠顶杆机构A（25A）由丝杠A（251A）和顶杆A（252A）组成；火箭发动机安装平台（1）采用环状钢板结构，用于安装火箭发动机，其与单向力测量及运动控制组件A（2A）中的上铰盒Ａ（28Ａ）、单向力测量及运动控制组件B（2B）中的上铰盒Ｂ（28Ｂ）、单向力测量及运动控制组件C（2C）中的上铰盒Ｃ（28Ｃ）、单向力测量及运动控制组件D（2D）中的上铰盒Ｄ（28Ｄ）、单向力测量及运动控制组件E（2E）中的上铰盒Ｅ（28Ｅ）以及单向力测量及运动控制组件F（2F）中的上铰盒Ｆ（28Ｆ）分别紧固连接；单向力测量及运动控制组件A（2A）中上球铰Ａ（27Ａ）一端为螺纹，一端为球头，上球铰Ａ（27Ａ）的球头部分安装在上铰盒A（28A）里，上球铰Ａ（27Ａ）可以在上铰盒Ａ（28Ａ）内转动，上球铰Ａ（27Ａ）的螺纹端与测力传感器Ａ（26Ａ）紧固连接；测力传感器A（26Ａ）的两端分别与上球铰Ａ（27Ａ）和丝杠顶杆机构Ａ（25Ａ）中的顶杆Ａ（252Ａ）紧固连接；丝杠顶杆机构Ａ（25Ａ）中的丝杠Ａ（251Ａ）与伺服电机Ａ（23A）紧固连接，丝杠顶杆机构A（25Ａ）中的丝杠Ａ（251Ａ）可在顶杆Ａ（252A）中进行旋转运动，丝杠顶杆机构Ａ（25A）中的顶杆A（252A）可在缸体A（24A）内进行伸缩运动；缸体（24A）下端与伺服电机A（23A）紧固连接；下球铰A（22A）一端为螺纹，一端为球头，其螺纹端与伺服电机A（23A）紧固连接，球头安装在下铰盒A（21A）里，下球铰A（22A）可以在下铰盒A（21A）里转动；单向力测量及运动控制组件A中的下铰盒A（21A）、单向力测量及运动控制组件B中的下铰盒B（21B）、单向力测量及运动控制组件C中的下铰盒C（21C）、单向力测量及运动控制组件D中的下铰盒D（21D）、单向力测量及运动控制组件E中的下铰盒E（21E）、单向力测量及运动控制组件F中的下铰盒F（21F）分别固定在底座（3）上；底座（3）是由槽钢焊接而成，用于和地基固定；测量及控制电缆（4）一端分别和单向力测量及运动控制组件A中的伺服电机A（23A）和测力传感器A（26A）、单向力测量及运动控制组件B中的伺服电机B（23B）和测力传感器B（26B）、单向力测量及运动控制组件C中的伺服电机C（23C）和测力传感器C（26C）、单向力测量及运动控制组件D中的伺服电机D（23D）和测力传感器D（26D）、单向力测量及运动控制组件E中的伺服电机E（23E）和测力传感器E（26E）、单向力测量及运动控制组件F 中的伺服电机F（23F ）和测力传感器F（26F）相连接，测量及控制电缆（4）另一端与计算机测控系统（5）相连，用于向计算机测控系统（5）传输伺服电机A（23A）、伺服电机B（23B）、伺服电机C（23C）、伺服电机D（23D）、伺服电机E（23E）、伺服电机F（23F）中的位移信号和测力传感器A（26A）、测力传感器B（26B）、测力传感器C（26C）、测力传感器D（26D）、测力传感器E（26E）、测力传感器F（26F）中的力信号，同时用于向伺服电机A（23A）、伺服电机B（23B）、伺服电机C（23C）、伺服电机D（23D）、伺服电机E（23E）、伺服电机F（23F）传输计算机测控系统（5）的控制信号；通过计算机测控系统（5）控制伺服电机A（23A）、伺服电机B（23B）、伺服电机C（23C）、伺服电机D（23D）、伺服电机E（23E）、伺服电机F（23F）旋转；丝杠A（251A）将伺服电机A（23A）的旋转运动转化为顶杆A(252A)的直线运动，丝杠B（251B）将伺服电机B（23B）的旋转运动转化为顶杆B(252B)的直线运动，丝杠C（25C）将伺服电机C（23C）的旋转运动转化为顶杆C(252C)的直线运动，丝杠D（251D）将伺服电机D（23D）的旋转运动转化为顶杆D(252D)的直线运动，丝杠E（251E）将伺服电机E（23E）的旋转运动转化为顶杆E(252E)的直线运动，丝杠F（251F）将伺服电机F（23F）的旋转运动转化为顶杆F(252F)的直线运动，进而带动火箭发动机安装平台（1）的运动；在运动的过程中测力传感器A(26A)可以测得单向力测量及运动控制组件A（2A）中的单向力，测力传感器B(26B)可以测得单向力测量及运动控制组件B（2B）中的单向力，测力传感器C(26C)可以测得单向力测量及运动控制组件C（2C）中的单向力，测力传感器D(26D)可以测得单向力测量及运动控制组件D（2D）中的单向力，测力传感器E(26E)可以测得单向力测量及运动控制组件E（2E）中的单向力，测力传感器F(26F)可以测得单向力测量及运动控制组件F（2F）中的单向力，将这六个单向力合成得到火箭发动机的推力矢量。