火箭发动机飞行仿真试验时测量喷管摆角的线位移传感器

摘要

本发明公开了火箭发动机飞行仿真试验时测量喷管摆角的线位移传感器，包括线位移传感器载体、安装支架、线位移传感器，线位移传感器设于线位移传感器载体内，线位移传感器载体下端通过安装支架与试验台连接，上端与发动机喷管连接。本发明具有测量精度高、机械刚度大、跨距大、量程大、稳定性高的特点，同时结构简单，易于安装和调试。

说明书

技术领域

本发明涉及长跨距线位移传感器，特别是用于火箭发动机飞行仿真试验时测量发动机喷管摆角的线位移传感器。

背景技术

火箭发动机飞行仿真试验是测试发动机和伺服机构负载特性的关键试验，测量精度一般高于0.5％。试验中需要使用传感器装置实时检测发动机喷管摆角，并将该摆角值转换为电压量，反馈给火箭控制系统用来控制火箭的飞行轨迹。

火箭发动机飞行仿真试验台架安装面与火箭发动机喷管间跨距较大，造成传感器安装困难，特别是在动态试验过程中，当发动机摇摆运动频率接近伺服机构和机架的固有频率时，会产生强烈的机械共振，此时线位移传感器不但要承受得住共振和冲击的破坏，而且还要在共振时实时检测出反馈电压量。这就要求传感器不仅需要具备较强的机械刚度，同时还要具备较高的测量精度，这就决定了常用工业传感器无法满足新一代火箭发动机仿真试验喷管摆角的测试要求。

传统火箭发动机喷管摆角测试装置结构复杂、传递链繁琐，一般都在安装长跨距线位移传感器的空间位置上安装一台被动式伺服机构，利用被动式伺服机构活塞杆中的线性电位计来替代线位移传感器，这就使得发动机的机械摆角零位和拖动发动机的伺服机构的机械和电气零位都要与长跨距线位移传感器的机械和电气零位重合，但由于长跨距线位移传感器安装在被动式伺服机构内部，使得线位移传感器安装调试困难，易产生零位重合精度误差，降低其测试精度。

因此，需要一种新的用于火箭发动机飞行仿真试验时喷管摆角测试的装置。

发明内容

针对现有技术存在的问题，本发明的目的是提供火箭发动机飞行仿真试验时测量喷管摆角的线位移传感器，能够有效地提高测量稳定性及测量精度。

为实现上述目的，本发明采取以下技术方案：火箭发动机飞行仿真试验时测量喷管摆角的线位移传感器，包括线位移传感器载体、安装支架、线位移传感器，线位移传感器设于线位移传感器载体内，线位移传感器载体下端通过安装支架与试验台连接，上端与发动机喷管连接。飞行仿真试验时火箭发动机喷管摆动，带动线位移传感器电刷滑杆伸出或缩进，最后以电压信号显示发动机喷管摆角。

所述的线位移传感器载体包括载体筒体、下固定板、上固定板、下滑板、上滑板、滑套、导轨、夹紧杆及电气零位锁紧防松装置、下支撑杆、上支撑杆、夹具、下调节杆销轴及锁紧防松装置、上调节杆销轴及锁紧防松装置，上固定板与下固定板分别置于载体筒体外部的上、下固定板定位台阶处，通过夹紧杆及电气零位锁紧防松装置连固，滑套置于上、下固定板下的滑套孔中，上、下滑板分别通过电气零位锁紧防松装置设于导轨两端，滑套可在导轨上往复滑动，上、下滑板设有孔口，夹紧杆两端的电气零位锁紧防松装置在孔口上通过，上支撑杆设于上滑板外侧，上支撑杆通过上调节杆销轴、杆的端关节轴承及锁紧防松装置与发动机喷管连接，下支撑杆设于下滑板外侧，通过下调节杆装置销轴、杆的端关节轴承及锁紧防松装置与安装支架连接，下支撑杆设有信号线插座安装孔，夹具设于上滑板内侧，夹紧线位移传感器、电刷滑杆顶端。线位移传感器载体筒体为长筒形，装调线位移传感器载体，保证滑套可以在导轨上运动顺畅。

所述的安装支架包括支架筒体、支架内筒、锁紧机构，支架内筒设于支架筒体内，并可在支架筒体内滑动和旋转，易于调节传感器零位跨距和安装方向，支架内筒通过筒体上的锁紧机构连固，锁紧机构调节支架内筒的伸出高度和方位。

所述的夹具包括夹具座、上压环、下压环、夹紧螺母，上压环、下压环设于夹具座内，夹紧螺母与上压环相接触，上压环为内圆锥形，下压环为外圆锥形，下压环设有4道对称开口，旋转夹紧螺母驱动上、下压环，下压环的开口变形夹紧线位移传感器电刷滑杆端部。

所述的线位移传感器通过向心关节轴承和锁紧防松装置设于线位移传感器载体筒体内。调节线位移传感器机械零位，在确定线位移传感器机械零位的基础上用电气零位锁紧防松装置调节线位移传感器电气零位，使线位移传感器机械零位和电气零位完全重合。本发明采取的技术方案，与现有技术相比，其具有优点和有益效果：

1、线位移传感器装置操作简单、稳定性好，可以实现高精度、大量程、大跨距测量。

2、线位移传感器中的电位计电刷细长滑杆不承受剪切力作用，而且弯矩由四根导轨承受，大大提高了其机械刚度和测量精度。

3、可以通过控制导轨长短确定传感器位移最大行程，避免电位计电刷滑杆被拉出有效使用范围而损坏。

4、通过专用夹具夹紧线位移传感器电刷滑杆，易于调节线位移传感器的电气零位和机械零位，降低测量误差。

5、线位移传感器安装在线位移传感器载体筒体内，避免试验操作时对线位移传感器的损伤。

6、线位移传感器一端通过关节轴承安装在线位移传感器载体筒体内，易于调节大跨距试验时传感器两端的安装精度，提高传感器测量精度，同时避免安装误差对传感器测量器件的损伤。

7、安装支架内筒体可自由升降和旋转，易于调节传感器零位跨距和安装方向。

8、线位移传感器载体夹具下压环为可变形锥形压环，保证安全可靠地夹紧线位移传感器电刷滑杆。

附图说明

图1是本发明线位移传感器装置的安装示意图；

图2是图1的位移传感器载体结构示意图；

图3是图2的线位移传感器载体夹具的结构示意图；

图4是图1的安装支架结构示意图。

图中：线位移传感器载体1、 安装支架2、发动机喷管3 、下调节杆装置销轴4、 杆端关节轴承5、 锁紧防松装置6、7、 下支撑杆8、 锁紧防松装置9、向心关节轴承10、 线位移传感器11、 下滑板12、 导轨13、 下固定板14、 滑套15、夹紧杆16、上固定板17、位移传感器电刷滑杆18 、夹具19、 上滑板20、 上支撑杆21、 杆端关节轴承22、 上调节杆装置销轴23、   锁紧防松装置24 、线位移传感器载体筒体25、电气零位锁紧防松装置26、 支架内筒27、 锁紧机构28、支架筒体29、 夹紧螺母30、 夹具座31、 上压环32、 下压环33。

具体实施方式

以下将结合附图和实施例对本发明作进一步详细描述。

如图1和图2所示，本发明包括线位移传感器载体1、线位移传感器11和安装支架2。线位移传感器11通过向心关节轴承10和锁紧防松装置9安装在线位移传感器载体1内，线位移传感器载体1下端通过安装支架2与试验台（图中未示出）连接，上端与发动机喷管3连接。

在火箭发动机飞行仿真试验台上安装两套线位移传感器，调节线位移传感器11零位跨距。在确定线位移传感器11机械零位的基础上使用电气零位锁紧防松装置26调节线位移传感器电气零位，使其与线位移传感器机械零位重合，飞行仿真试验时火箭发动机喷管3摆动，带动线位移传感器电刷滑杆18伸出或缩进，通过电压信号显示发动机喷管3摆角。

线位移传感器载体1包括载体筒体25、下固定板14、上固定板17、下滑板12、上滑板20、滑套15、导轨13、夹紧杆16及电气零位锁紧防松装置26、下支撑杆8、上支撑杆21、夹具19、下调节杆装置销轴4及杆端关节轴承5与锁紧防松装置6、上调节杆装置销轴23及杆端关节轴承22与锁紧防松装置24。

线位移传感器载体筒体25外形为长筒形，外部一端加工有上固定板17和下固定板14的定位台阶；内部加工有线位移传感器11定位台阶，线位移传感器11通过锁紧防松装置9和向心关节轴承10安装在线位移传感器载体筒体25中。

上固定板17与下固定板14分别安装在线位移传感器载体筒体25外部的上、下定位台阶处，通过夹紧杆16和电气零位锁紧防松装置26紧固，滑套15安装在上固定板17和下固定板14的滑套孔中。

上滑板20和下滑板12分别通过电气零位锁紧防松装置26安装在导轨13两端，滑套15在导轨13上往复滑动。上滑板20和下滑板12加工有专用孔口，允许夹紧杆16两端的电气零位锁紧防松装置26通过。

上支撑杆21安装在上滑板20外侧，通过上调节杆装置销轴23和杆端关节轴承22以及锁紧防松装置24与发动机喷管3连接。

下支撑杆8安装在下滑板12外侧，通过下调节杆装置销轴4和杆端关节轴承5以及锁紧防松装置6、7与安装支架2连接。下支撑杆8加工有信号线插座安装孔。

夹具19安装在上滑板20内侧，夹紧线位移传感器11电刷滑杆18顶端。装调线位移传感器载体1，保证滑套15可以在导轨13上运动通畅；

如图3所示，安装支架2包括支架筒体29、支架内筒27、锁紧机构28。支架内筒27安装在支架筒体29中，可以在支架筒体29内升降和旋转，锁紧机构28调节支架内筒27的伸出高度和方向。

如图4所示。夹具19包括夹具座31、上压环32、下压环33、夹紧螺母30。上压环32为内圆锥形，下压环33为外圆锥形，下压环33加工有4道对称开口。夹紧螺母30驱动上压环32和下压环33，利用下压环33的孔口变形夹紧线位移传感器电刷滑杆18端部。

上述各实施例仅用于说明本发明，其中各部件的结构、连接方式等都是可以有所变化的，凡是在本发明技术方案的基础上进行的等同变换和改进，均不应排除在本发明的保护范围之外。