[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有效
| 申请号： | 201910203606.8 | 申请日： | 2019-03-18 |
| 公开（公告）号： | CN109900478B | 公开（公告）日： | 2020-09-25 |
| 发明（设计）人： | 张琳;龚喜盈;乔冰;刘华伟 | 申请（专利权）人： | 西安爱生技术集团公司;西北工业大学 |
| 主分类号： | G01M15/00 | 分类号： | G01M15/00;G01L5/00 |
| 代理公司： | 西北工业大学专利中心 61204 | 代理人： | 王鲜凯 |
| 地址： | 710065 *** | 国省代码： | 陕西;61 |
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| 摘要： | 本发明涉及一种中小型无人机火箭推力测试装置及测试方法，推力传感器一端固定于基座上，通过另一端固定在动架上，动架的另一端固定助推器的头部；压强传感器位于助推器1的头部，测试助推器头部内的压强值。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，助推器上台架，点火并进行数据采集。通过选择不同的喷管喉径试验得到两喷口各自的助推器的工作压强范围和工作推力范围，检验两喷口火箭推力与压强能否达到设计需要。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(‑50℃～50℃)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。 | ||
| 搜索关键词： | 一种 中小型 无人机 火箭 推力 测试 装置 方法 | ||
【主权项】：
1.一种中小型无人机火箭推力测试装置，其特征在于包括助推器(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％；所述压力传感器采用电阻应变式压力传感器，量程为30MPa，线性为0.2％，滞后性为0.2％，重复性为0.2％。
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