本發(fā)明屬于傳感器及其測控技術(shù)領(lǐng)域，特別涉及一種無分載壓電式推力測試裝置。

背景技術(shù)：

姿控火箭發(fā)動機是現(xiàn)代空間飛行器的重要組成部分，被廣泛應用于衛(wèi)星等航天器的姿態(tài)修正、位置保持和編隊飛行等任務。推力是表征發(fā)動機性能指標的重要參數(shù)，它的準確測量對發(fā)動機噴嘴構(gòu)型優(yōu)化、衛(wèi)星姿態(tài)精確控制以及燃料估計具有重要意義。姿控火箭發(fā)動機有兩種工作模式，即穩(wěn)態(tài)模式和脈沖模式。相比穩(wěn)態(tài)模式的發(fā)動機，脈沖模式節(jié)省燃料，能夠延長衛(wèi)星的使用壽命，因而應用更加廣泛。

傳統(tǒng)推力測試裝置主要有兩種：基于應變的推力測試裝置和基于壓電的推力測試裝置?；趹兊耐屏y試裝置是以彈性件受力變形產(chǎn)生的電阻等物性變化為基礎制成的，由于這種測試裝置測試時需要應變片產(chǎn)生幾十到幾萬的微應變，所以其剛度普遍較低，頻響性能較差，而提高剛度又會導致測試系統(tǒng)的靈敏度變差，因而只適合靜態(tài)或準靜態(tài)推力的測量，用于測量姿控火箭發(fā)動機脈沖推力會產(chǎn)生較大滯后誤差?；趬弘姷耐屏y試裝置具有剛度高、線性好、遲滯小、固有頻率高以及穩(wěn)定性突出等優(yōu)點，非常適用于各種動態(tài)力的測量。傳統(tǒng)的壓電式推力測試裝置采用兩種方式對壓電石英傳感器進行預緊：（1）螺栓穿過壓電石英傳感器進行預緊；（2）采用彈性環(huán)夾緊壓電石英傳感器進行預緊。這兩種預緊方式的螺栓和彈性環(huán)對推力產(chǎn)生較大分載，推力只能部分作用到壓電石英傳感器上，導致測試系統(tǒng)靈敏度進一步提高困難。

隨著對衛(wèi)星等航天器姿態(tài)控制精度要求的提高，對姿控火箭發(fā)動機脈沖推力的測試精度要求也越來越高，因而亟需研制具有更高靈敏度的推力測試裝置。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明要解決的技術(shù)難題是克服上述應變式推力測試裝置頻響性能差、壓電式推力測試裝置靈敏度難以滿足高精度測試要求的缺陷，設計一種頻響性能好、靈敏度高的無分載壓電式推力測試裝置。該壓電式推力測試裝置以四個呈菱形分布的壓電石英傳感器為核心，采用螺栓和壓板壓緊各傳感器，使火箭發(fā)動機噴發(fā)產(chǎn)生的推力全部作用到壓電石英傳感器上，實現(xiàn)無分載推力測試。

本發(fā)明采用的技術(shù)方案是：一種無分載壓電式推力測試裝置由外殼體、內(nèi)殼體、四個壓電石英傳感器、四個方形壓板、四個支撐桿、發(fā)動機安裝法蘭、預緊螺栓以及連接螺栓組成；其中外殼體為四角倒角的方形板結(jié)構(gòu)，內(nèi)部有四角倒圓角的正方形孔，上面有四個呈正方形分布的安裝孔，四個側(cè)面的中心位置有傳感器預緊螺紋孔；內(nèi)殼體為方形板結(jié)構(gòu)，其上有四個呈正方形分布的階梯孔，中心處有定位孔；發(fā)動機安裝法蘭上有四個呈正方形分布的連接孔和四個呈菱形分布的發(fā)動機固定螺紋孔，內(nèi)部有人字形支架，支架各桿之間的夾角為120°，支架的中心處有錐形孔；四個由Y0°切型石英晶片組成的壓電石英傳感器呈菱形分布在內(nèi)殼體和外殼體之間，通過四組預緊螺栓和方形壓板將內(nèi)殼體、四個壓電石英傳感器和外殼體剛性連接到一起；采用四個連接螺栓分別通過內(nèi)殼體上呈正方形分布的四個階梯孔將內(nèi)殼體與四個支撐桿剛性連接起來；采用四個連接螺栓分別通過發(fā)動機安裝法蘭上呈正方形分布的四個連接孔將發(fā)動機安裝法蘭與四個支撐桿的另一端剛性連接起來。

四個壓電石英傳感器的規(guī)格和靈敏度完全相同，裝配時保證各傳感器的最大靈敏度方向嚴格一致；四個預緊螺栓給傳感器施加足夠的預緊力，擰緊程度保持一致，保證推力測試時各部分不產(chǎn)生相對滑移。

本發(fā)明的顯著效果是：被測發(fā)動機被固定到發(fā)動機安裝法蘭上，發(fā)動機安裝法蘭與內(nèi)殼體之間采用四支撐桿式框架結(jié)構(gòu)，這種框架式結(jié)構(gòu)既能提供足夠的空間安裝燃料管，又能夠在保證剛度的前提下減小質(zhì)量，實現(xiàn)剛度與質(zhì)量的良好匹配，滿足動態(tài)推力傳遞要求。該測試裝置采用預緊螺栓和方形壓板壓緊壓電石英傳感器，消除了傳統(tǒng)壓電測試系統(tǒng)中壓電石英傳感器采用螺栓穿過或彈性環(huán)夾緊的方式預緊造成的分載現(xiàn)象，提高了測試系統(tǒng)的靈敏度和動態(tài)測量精度，具有靈敏度高、頻響性能好、動態(tài)測量精度高的優(yōu)良特性。

附圖說明

圖1為無分載壓電式推力測試裝置三維圖。

圖2為測試裝置裝配圖的俯視圖。

圖3為圖2的A-A剖視圖。

圖4為外殼體的俯視圖。

圖5為內(nèi)殼體的仰視圖。

圖6為發(fā)動機安裝法蘭的俯視圖。

圖中：1-外殼體，2-內(nèi)殼體，3-壓電石英傳感器，4-預緊螺栓，5-方形壓板，6-支撐桿，7-連接螺栓，8-發(fā)動機安裝法蘭；a-安裝孔，b-傳感器預緊螺紋孔，c-階梯孔，d-定位孔，e-連接孔，f-發(fā)動機固定螺紋孔，g-人字形支架，h-錐形孔，i-內(nèi)殼體上表面，j-方形壓板上表面，k-外殼體上表面，m-內(nèi)殼體下表面。

具體實施方式

結(jié)合附圖和技術(shù)方案詳細說明本發(fā)明的具體實施方式。 如附圖1、2、3、4、5、6所示，四個壓電石英傳感器3的規(guī)格和靈敏度完全相同，均采用兩對具有剪切效應的Y0°切型的石英晶組，每對晶組將兩片Y0°切型的石英晶片對裝，各晶片的最大靈敏度方向嚴格一致，電荷信號通過夾在石英晶片中的電極片引出。裝配時，采用四組預緊螺栓4和方形壓板5將內(nèi)殼體2、四個壓電石英傳感器3和外殼體1剛性連接到一起，保證各傳感器的最大靈敏度方向嚴格保持一致且均垂直于內(nèi)殼體上表面i，保證各傳感器的對稱中心對準外殼體側(cè)面?zhèn)鞲衅黝A緊螺紋孔b的軸線，保證內(nèi)殼體上表面i、方形壓板上表面j和外殼體上表面k在同一平面內(nèi)。四個預緊螺栓4的擰緊程度保持一致，給傳感器施加足夠的預緊力，保證測試時各部分不產(chǎn)生相對滑移。裝配完成后，在四個壓電傳感器3的四周涂上防護硅膠。測試時，采用四個連接螺栓分別通過外殼體1上的四個安裝孔a將該推力測試裝置固定到一個基座上，內(nèi)殼體下表面m與基座不接觸，定位孔d對該測試裝置進行安裝定位。推力測試前，需先進行標定，首先將一根鋼絲繩一頭穿過發(fā)動機安裝法蘭8中心處的錐形孔h后打結(jié)，另一端穿過內(nèi)殼體2中心處的定位孔d后固定到一套加載裝置上，加載裝置通過鋼絲繩拉發(fā)動機安裝法蘭8上的人字形支架g給測試裝置施加標定力?；鸺l(fā)動機噴發(fā)時產(chǎn)生的脈沖推力通過發(fā)動機安裝法蘭8和四個支撐桿6傳遞到內(nèi)殼體2上，依靠摩擦力該推力全部作用到四個壓電石英傳感器3的石英晶組上，由于石英晶組的剪切效應，在石英晶片表面產(chǎn)生與推力成比例的電荷，通過電極片將電荷引入到電荷放大器中，電荷放大器將電荷信號進行放大并轉(zhuǎn)換成電壓信號輸出，通過A/D數(shù)據(jù)采集卡將模擬信號轉(zhuǎn)變成計算機能夠接受的數(shù)字信號，輸入到計算機中進行處理、分析和運算，得出被測火箭發(fā)動機的推力。

本發(fā)明一種無分載壓電式推力測試裝置具有較高的靈敏度和較好的頻響性能，動態(tài)測量精度高，可直接用于對姿控火箭發(fā)動機的脈沖推力進行測試，為火箭發(fā)動機的選型、性能優(yōu)化以及衛(wèi)星等航天器的姿態(tài)控制提供數(shù)據(jù)支持。

雖然本發(fā)明以上述較佳的實施例對本發(fā)明做出了詳細的描述，但并非用上述實施例限定本發(fā)明。本領(lǐng)域的技術(shù)人員應當意識到在不脫離本發(fā)明所給出的技術(shù)特征和范圍的情況下，對技術(shù)所作的增加、以本領(lǐng)域一些同樣內(nèi)容的替換，均應屬于本發(fā)明的保護范圍。