一种实时测量微推力瞬时值的方法

微推进器是微型航天器的重要功能器件。实时测量微推进器不同时刻推力的瞬时值对研究微推进器的工作机理很有帮助;对于工作在低频多脉冲条件下的推进器,通过实时测量微推力的瞬时值,也可以获得多脉冲微推力的信息。提出了一种瞬态微推力的实时测量方法。初步仿真计算结果表明,此方法具有很好的跟踪特性,计算精度较高,可用于低频多脉冲微推力以及连续微推力实时测量。     

脉冲微推力器平均推力测量研究

平均推力测量是脉冲微推力器推进性能研究的关键问题之一。研究了在标准的周期性信号作用下,二阶系统的响应与输入之间的关系。在欠阻尼条件下,得到了系统稳态平均回复力等于平均推力的重要结论,仿真结果证实了结论。研究结果亦可应用于脉冲微推力器的总冲研究。     

一种基于动态补偿技术的微小稳态推力还原方法

新型微推力器是未来微纳卫星的生力军,其设计、研制和应用都离不开推力性能测量的工程支撑。在设计和研究阶段,新型微推力器稳态力输出时间与机械式直接测量系统稳态调整时间之间存在匹配问题,无法利用测量系统的稳态响应直接还原推力大小。提出一种基于动态补偿技术的稳态推力还原方法,通过分析稳态力工作时间、稳态力大小与测量系统稳态响应之间的关系,提出了动态补偿器的设计原则和推力还原步骤,并进行了实验验证。研究结果表明：当稳态推力实际工作时间大于测量系统周期的0.25倍,且小于测量系统稳态调整时间时,可利用动态补偿器设计原则建立新的等效测量系统,使最终的输出达到稳态,并利用最终的稳态响应均值还原推力大小。     

微推力与冲击力关系的实验研究

微型推进器固定在测试台架上进行微推力的直接测量,常会受到推进器工质导管等引线的干扰而造成较大的测量误差,甚至无法测量。为此提出用推进器喷嘴对准测力探头喷射,通过测量冲击力来间接获得微推力的思路,研究了微型冷气推进器产生的冲击力与微推力之间的关系。发现采用冲击力测量时,只要测力探头面积足够大,冲击力随着喷嘴与测力探头之间距离变化的曲线会出现一个高平台区,在此区域内所测得的冲击力大小变化不大,而且与真正微推力的大小几乎相等。     

一种微推力测量的简化处理方法

 在测量推进器推力,特别是微推力时,常受到推进器的引线（如工质管道、电源线和信号线等）的干扰。如果不将推进器安装在测试台架上,而只对准探头喷射,进行间接测力,则可避免引线干扰的问题。但探头所受到的冲击力与推进器产生的真正推力是有区别的。通过实验和数值模拟两种方法来揭示它们之间的关系,发现它们之间几乎成一固定的比例关系。由此比例关系可以方便地利用探头测力来推算出真正推力值。     

一种改进的航空发动机高空模拟试验推力测量方法

为满足航空发动机高空模拟试验中推力高精度、快速测量要求,提出一种改进的推力测量方法。建立高空模拟试验推力测量稳态模型和动态模型,对试验振动的影响进行了仿真分析和试验验证,提出了对测量动架振动进行在线补偿的动态推力测量方法。从测量不确定度评估入手,讨论了动态推力测量方法在不确定度方面的局限性,提出了基于数字滤波的稳态推力测量方法。根据两种方法的特点,采用优选算法,在发动机过渡态时输出动态推力测量结果,在发动机稳态时输出稳态推力滤波结果。在发动机高空台试验中的检验结果表明,该方法能实现推力的高精度、快速测量。     

一种微推力测量系统的推力不确定度标定方法

利用微推力测量系统有助于星载微推力器性能的测评和研发,而其不确定度的标定可以判断实验测量结果的可信度,本文提出一种推力测量系统的推力不确定度标定方法。通过对推力测量系统施加已知标准力,根据推力测量系统的系统响应反演计算推力估计值,将已知标准力与推力估计值比较,以此标定推力测量系统的推力不确定度,并且给出推力不确定度和推力误差。所提方法具有以下主要特征：（1）利用推力积分方程离散化为推力离散化线性方程组求解推力加载全程的动态推力;（2）根据标准力不确定度和推力估计值不确定度,综合评价推力不确定度;（3）依据标准不确定度和扩展不确定度,获得给定置信度条件下的推力相对误差。本文基于所提方法对某亚毫牛级推力测量系统的不确定度进行了实验评估。结果表明在给定95%置信度条件下,其推力测量误差小于2%。所提出的推力不确定度标定方法,可为星载微推力器的推力误差评定提供了高置信度、高精度测评方法和手段。     

爆震频率对脉冲爆震发动机引射性能影响的实验

采用汽油为燃料,空气为氧化剂,对多循环脉冲爆震发动机(PDE)加圆直形引射器的增推性能进行了实验研究.实验采用力传感器法对爆震发动机加引射器前后不同爆震频率以及不同引射器长度下的平均推力进行了测量.结果表明:脉冲爆震发动机非稳态引射器可以提高系统的平均推力,当爆震频率为2Hz时平均推力增益最大,可达64.4%.在一定频率下,对直径一定的圆直管引射器存在着一个最佳长径比4.8,此时对应推力增益性能最好.      

双丝扭秤微推力测量系统

针对未来空间引力波探测任务——"太极计划",根据卫星平台无拖曳控制对微推力器产生推力大小的要求,研发出一套基于扭秤的微推力测量系统,分别详述了其微推力测量、弱力产生装置和角位移差动测量的原理及磁阻尼装置。通过对弱力产生装置和扭秤系统的标定,得到微推力与扭秤扭转角位移的函数关系。同时分析了结构和环境对微推力测量系统的影响,得到其推力测量范围为1~200μN,分辨力为0.4μN,相对不确定度为1.1%,满足对微推力器推力分辨力和精度的测量要求。     

基于扭摆台架的动态推力测试方法研究

微纳卫星微推力器的性能测试,要求在诊断稳态推力和冲量的同时测量动态推力,为此开展动态推力测试方法研究。根据扭摆式台架的二阶质量-弹簧-阻尼系统模型及特点,提出通过静、动态砝码标定,进行扭摆台架的转动惯量、阻尼常数和弹簧系数等参数辨识。利用干涉式激光位移计实现对微小位移的高精度和高频响测量,系统的测量精度约为10nm,测试带宽500k Hz。建立了探测器的记录光强与微位移间的数学模型,获取台架微位移,通过对微位移进行一次、二次求导获得台架的速度和加速度信息,根据台架运动方程,实现动态推力测量。误差分析表明,稳态推力测试的最大绝对误差小于0.5mN,动态推力测试的最大误差约为0.58mN。利用落压式工作的微型冷气推力器开展验证试验,结果表明该测试方法能够实现动态推力测量要求,响应频率为50Hz。     

基于应变片的双脉冲推力测量初步实现

为了获得激光推力器在多脉冲激光作用下产生推力的变化情况,建立了一套基于半导体应变片技术的双脉冲推力测试系统,介绍了系统标定及测试原理。在单脉冲能量80 J,重复频率10 Hz的条件下进行了实验,实验结果表明:该测试系统响应速度快、精度高,实验结果可信;同时发现,在双脉冲激光作用下,推力器产生的脉冲推力大小和推力的持续时间均会减小,冲量耦合系数也有所降低,与文献报道实验测量结果基本一致,对激光发动机的理论和数值研究具有一定的参考价值。     

CS-01高空台推力测量和校准装置研制

推力是涡喷涡扇发动机高空模拟试验的重要测量参数之一。CS－01高空台原推力测量采用杠杆、砝码、测力秤系统，现采用原位校准，液压加载、应变式推力传感器来测量和校准，从而消除了“高度差”的影响，降低了稳态推力测量系统的测量不确定度。     

微推力全弹性测量装置

介绍了一种新型微小推力测量装置的工作原理和工作过程,推力测量范围0~200 mN,装置测量精度±1%。针对N2和N2O冷气发动机,模拟空间工作环境进行了地面试验,对发动机工作推力、推进剂流量、压强、真空度等参数进行了测量,给出推力测试结果与理论计算数据的对比。试验证明,推力测量装置工作稳定、可靠,可以精确测量出发动机mN级微小推力。     

基于微型涡喷发动机热喷流的无源流体推力矢量喷管的控制规律

流体推力矢量喷管型面固定、活动部件少、结构重量轻，能够为高机动飞行器提供有效的飞行控制手段，但无源流体推力矢量喷管热喷流的偏转控制规律尚未完全掌握。为了推进无源流体推力矢量技术的实用化，本文设计研制了适用于微型涡喷发动机的耐高温喷管模型，对该喷管在微型涡喷发动机热喷流状态下的控制规律进行研究。利用非接触光学显示和测量手段——红外热成像拍摄和粒子图像测速（PIV）技术对主射流流动特性进行研究，获得流动矢量角随二次流控制阀门闭合度变化的控制规律；利用六分量盒式天平测力实验研究无源流体推力矢量喷管的力学特性，获得推力矢量角随二次流控制阀门闭合度变化的控制规律。研究结果表明：该构型喷管在微型涡喷发动机热喷流下主射流连续可控偏转，最大流动矢量角为-12.3°/12.3°，最大推力矢量角为-12.9°/12.8°，控制规律接近线性，不存在主射流偏转突跳问题。     

2．4米跨声速风洞推力矢量试验技术

针对先进战斗机推力矢量高速试验需求,研制了可用于校准通气不传力系统对推力天平性能影响的装置和基于数字流量阀的喷流质量流量闭环测控系统,在2．4 m 跨声速风洞建立了通气叶片支撑、金属波纹管通气不传力系统实现喷流供气转换、三台天平内置的双发战斗机推力矢量试验平台,实现了飞机气动力和两尾喷管转向喷流推进特性同时分别测量。系统调试和模型风洞试验表明：试验系统运行稳定、可靠,质量流量测控精度优于0．5％;全机气动力及两个喷管矢量喷流推进特性规律合理,重复性精度达到国军标常规测力合格指标;建立的试验技术系统可用于来流马赫数0．3～1．2、迎角－10。～60。、喷管偏角－20。～20。、喷流总质量流量0～3 kg／s 的双发战斗机推力矢量试验。     

矢量喷管推力特性的风洞试验技术

该试验技术的研究包括喷流模拟器的研制、地面校准系统的研制、喷管天平数据修正方法研究以及风洞验证试验。研制的喷流模拟器内置喷管推力测量天平,设计了地面推力特性试验校准架,建立了地面试验系统。分析了影响喷管天平测量结果的附加刚度效应、压力效应和流动效应3个主要因素,通过地面校准架建立了相应的测量数据修正方法。针对特定喷管,开展了0°、5°、10°和15°四个偏转角度的喷管,在不同落压比下的推力和矢量角地面验证试验研究。进一步将喷流模拟器和喷管安装在模型上,在中国空气动力研究与发展中心的8m×6m低速风洞开展了落压比为3时的模型纵向气动特性试验研究。研究结果表明:以喷流模拟器为核心的喷管推力特性试验技术能够在地面和风洞试验中有效测量矢量喷管的推力大小、矢量角大小和对飞行器气动特性的影响量。从测量结果来看,落压比为2时,有效推力偏角最大,实际偏角为10°时的有效偏角可以增加3°。喷管偏转10°时,推力对模型的气动力影响最大,其中升力系数可以增加0.066。      

模型两相脉冲爆震发动机推力的测试与研究

应用推力间接测量法,对模型两相脉冲爆震发动机的瞬时推力进行了详尽的测试,并依此计算了相应的平均推力。分析比较所得结果表明,该模型能产生很大的瞬时推力。      

低速风洞推力矢量试验技术研究

介绍了中国航天空气动力技术研究院FD-09低速风洞利用YF-16标模作为研究对象开发的一种推力矢量试验系统,系统利用中压气源提供的最大2.0MPa压缩空气,通过通气管路和推力矢量管道由模型尾喷管排出,用于模拟飞机喷流对全机气动特性的影响。推力矢量试验系统充分利用现有的大迎角机构预弯支杆作为模型支撑装置和引气管路,使同一次车次的试验迎角范围能够达到-6°~90°,同时极大降低管路压力损失,使得喷口最大落压比NPR超过5,并且能够实现模型腹部支撑和背部支撑两种形式的相互转换。试验采用六分量常规测力天平和推力矢量传感器以及总压传感器等,测量得到了推力矢量喷流对全机气动性能的影响以及喷管的气动性能。主要介绍整个系统布局、推力矢量管路的优化设计、测试设备以及两套喷管的典型试验结果。推力矢量试验系统在经过支撑干扰修正、喷流状态下传感器校准、压力管路化等方面做进一步的深入研究之后,将形成试验能力。