姿控发动机羽流对大型太阳能电池翼气动力的测量装置

摘要

本发明的目的是提供一种用于姿控发动机羽流撞击大型太阳能电池翼的气动力测量的试验装置，用可调节弹簧机构克服重力对小当量气动力测量的影响，用极距变化型位移传感器间接测量气动力的数值大小，采用高精度的电磁力校准装置对测量系统进行原位校准，不同方向气动力标定时，在各自标定过程中都把另一方向测量装置引入的系统误差标定进去，试验系统的测量误差全部在标定过程中消除，测量误差只是位移传感器和校准推力器的误差。

说明书

【技术领域】

本发明涉及一种高真空条件下测量姿控发动机羽流撞击大型太阳能电池翼气动力的测量装置，属于航天器环境模拟试验技术和姿控发动机羽流气动力效应试验测量技术领域。

【背景技术】

卫星、飞船、空间站等航天器上有许多用于调整航天器姿态的发动机，这些姿控发动机工作时的喷流在真空条件下会迅速膨胀形成真空羽流，真空羽流撞击到航天器的大型太阳能电池翼上会形成羽流气动力效应。由于航天器上太阳能电池翼数量较多，不可能全部安装在航天器的质心处，也不可能完全对称布置，又因为太阳能电池翼质心与航天器质心间存在距离且受力不对称，真空羽流对太阳能电池翼的气动力或气动力矩会对整个航天器的质心产生附加气动力矩，给航天器的姿态调整带来影响，进而增加航天器调姿的推进剂消耗、降低航天器寿命。

国内外对姿控发动机羽流撞击大型太阳能电池翼的等比例气动力试验研究较少，大多以羽流撞击平板的缩比试验代替，通常测量平板表面若干点的压强分布，通过积分获得羽流对平板的气动力和气动力矩。由于各点测量本身的误差会积累到总的气动力或力矩上，且结构简化带来的积分误差难以估计，所以该方法对姿控发动机撞击太阳能电池翼的气动力测量的系统误差不可避免。实际上工程应用中关心的只是整体气动力或气动力矩对太阳能电池翼或航天器的影响，所以在试验测量中应直接测量气动力，获得更真实可靠的数据。

图1为典型的航天器、姿控发动机和大型太阳能电池翼的外形和位置示意图，对于150N级姿控发动机来说其对大型太阳能电池翼沿X方向和Y方向两个方向的气动力Fx和Fy大小在10N量级，是对电池翼影响最大的两个分力，也是工程应用中最关心的两个分力，而太阳能电池翼及附属装置的重力在几百牛量级，如何克服系统重力对气动力测量的影响成为试验测量中必需考虑的问题，另外10N量级的小当量气动力测量如何保证测量精度，在试验方案设计中也应认真考虑。

姿控发动机和大型太阳能电池翼的在轨工作高度大于100Km，该高度下空间温度低于4K、真空度低于2.5×10^-3Pa，需在地面试验舱中营造类似的冷黑环境。目前国内外在地面试验舱中模拟冷黑环境的设备为液氮和液氦热沉，采用深冷吸附原理抽除冷凝温度比热沉自身温度高的气体，热沉的抽气能力与热沉表面的温度和表面积成线性关系。通过在热沉表面喷涂黑漆来保证其对太阳光的吸收率和热沉本身的发射率，实现模拟太空中“黑”的功能。

【发明内容】

本发明的目的是提供一种用于姿控发动机羽流撞击大型太阳能电池翼的气动力测量的试验装置，从真空羽流撞击大型太阳能电池翼产生气动力效应对航天器影响程度的工程应用出发，首次提出了姿控发动机羽流对大型太阳能电池翼气动力测量的试验方案。试验时依靠模拟试验舱内千万升每秒的液氦热沉、并在热沉表面涂特制黑漆来模拟姿控发动机在轨工作高度太空的“冷黑”环境。

姿控发动机羽流撞击大型太阳能电池翼的试验装置安装在能满足试验环境的地面试验舱中。如图2所示，试验件包括推进剂管路(3)、姿控发动机(5)和大型太阳能电池翼(6)，测量Fx方向气动力的装置包括顶丝(8)、第一位移传感器(10)、承重弹簧(13)和第一校准推力器(19)，测量Fy方向气动力的装置包括上枢轴(2)、下枢轴(11)、第二校准推力器(15)和第二位移传感器(16)。

本发明的积极效果在于：(1)用可调节弹簧机构克服重力对小当量气动力测量的影响；(2)用极距变化型位移传感器测量位移间接测量气动力数值的大小；(3)采用高精度的电磁力标定装置对测量系统进行原位标定，标定过程消除了系统误差对测量精度的影响，测量误差仅包括位移传感器和校准推力器自身误差，测量精度较高。

【附图说明】

图1航天器上大型太阳能电池翼、姿控发动机与航天器质心外形、位置示意图

图2姿控发动机羽流对大型太阳能电池翼气动力测量示意图

图中：1-上枢轴支架，2-上枢轴，3-推进剂管路，4-姿控发动机支架，5-姿控发动机，6-大型太阳能电池翼，7-底盘，8-顶丝(2个)，9-第一位移传感器测控线，10-第一位移传感器，11-下枢轴，12-下枢轴支架，13-承重弹簧(2个)，14-第二校准推力器测控线，15-第二校准推力器，16-第二位移传感器，17-第二位移传感器测控线，18-第二位移传感器支架，19-第一校准推力器，20-第一位校准推力器测控线，22-航天器

【具体实施方式】

下面结合附图对本发明作进一步说明。

大型太阳能电池翼(6)垂直安装在地面试验舱内，使大型太阳能电池翼的中轴线与重力方向一致，姿控发动机(5)安装时其轴线也与重力方向一致，姿控发动机(5)通过姿控发动机支架(4)固定在试验舱上，在大型太阳能电池翼的中轴线的上、下部安装有转动枢轴(2、11)，上枢轴(2)通过上枢轴支架(1)固定在试验舱上，下枢轴(11)通过下枢轴支架(12)与第一位移传感器(10)连接，第一位移传感器与底盘(7)连接，底盘固定在试验舱上，底盘上大型太阳能电池翼的中轴线的两侧有两个承重弹簧(13)，可以通过下枢轴支架(12)两侧的两个顶丝(8)调节下枢轴支架(12)相对于底盘的高度，进而调节承重弹簧(13)的压缩量和第一位移传感器(10)的预紧量，上枢轴支架(1)上安装第一校准推力器(19)，第一校准推力器产生向下的校准力时，上枢轴支架(1)上的长螺钉孔不会影响大型太阳能电池翼(6)和整个测量装置向下运动，在大型太阳能电池翼边缘的正面安装有第二校准推力器(15)，在大型太阳能电池翼边缘的反面相应位置安装有第二位移传感器(17)，第二位移传感器的另一端通过第二位移传感器支架(18)固定在试验舱上。

姿控发动机羽流撞击大型太阳能电池翼(6)后，使电池翼绕中轴线偏转，同时电池翼向下发生微小位移，通过测量电池翼偏转和下沉的微小位移间接测量Fx和Fy两个方向的气动力。测量位移的传感器(10、16)为极距变化式电容型位移传感器，传感器内两平行板间距离与平板间电容成线性关系，已知电容改变即可获得位移大小。校准推力器(15、19)采用电磁力学原理，由一套电磁线圈和永磁铁环组成，标准力的输出与电磁线圈中的电流成严格的对应关系。

Fx方向气动力测量时，为消除重力对测量的影响，在大型太阳能电池翼的底部设计了两个承重弹簧(13)，每个弹簧的弹性系数分别为K1和K2，则承重弹簧的弹性系数K＝K1×K2/(K1+K2)。姿控发动机(5)不工作时(预紧时)，由于重力作用承重弹簧被压缩一定距离w；当姿控发动机羽流撞击到大型太阳能电池翼后，使得承重弹簧再次下沉δ，此时有Fx＝Kδ。试验时无需知道K的具体数值，只需在标定过程中获得Fx与δ的线性关系即可。通过调节下枢轴支架(12)上的2个顶丝(8)调节承重弹簧(13)的压缩量w，使得第一位移传感器(10)在初始预紧时有适当的位移，消除装配间隙及安装误差。为消除安装误差和系统误差，标定采用原位标定，第一校准推力器(19)可以提供标准的标定力，标定时上枢轴支架(1)上的长螺钉孔不会限制整个装置沿X方向的运动。由于Fy方向的测量装置在标定前已安装在整个装置上，引入的系统误差可以在标定过程中消除。Fx分力测量时，承重弹簧(17)的进一步压缩变形会对测量引入系统误差，这部分误差也可通过原位标定消除。

Fy方向气动力测量时，由于姿控发动机(5)轴线与大型太阳能电池翼(6)的中垂面不共面，由于受力不对称会使大型太阳能电池翼(6)绕其轴线转动一定的角度，即绕枢轴(2、11)轴线转动，转动引起枢轴内叉簧的变形。由于枢轴内的叉簧采用无摩擦形式，在本体结构设计中消除了转动部件间的摩擦，设叉簧的扭转系数为M，由于转动角度很小，可直接通过位移传感器测量出太阳能电池翼的位移大小s来近似代替弧长。假设大型太阳能电池翼(6)的中轴线距离电池翼边缘反面的位移测量点距离为L，可推算出所测力值为F＝(M/L)×s。系统标定时只需获得力F和位移s的线性曲线，而不用确定M/L的具体值，消除了系统误差对测量的影响。标定过程中力F由安装在大型太阳能电池翼边缘正面的一套电磁线圈和永磁铁环组成的标准推力器实现，位移s通过安装在大型太阳能电池翼边缘反面的第二位移传感器(16)测量。通过测量边缘的位移变化换算出电池翼边缘处垂直于电池翼平面的力F，通过“平行移动”原理换算出大型太阳能电池翼上的力Fy和力矩Mx。大型太阳能电池翼(6)底部的承重弹簧(8)会对Fy分力的测量产生一定的影响，但由于系统全部采用的是原位标定，该部分系统误差可以通过标定消除。

Fx和Fy气动力标定时顺序不分先后，由于整个测量装置在标定前都已安装就位，在各自标定过程中都把另一方向测量装置引入的系统误差标定进去，试验系统的测量误差全部在标定过程中消除，测量误差只是位移传感器和校准推力器的误差。由于这两部分的误差已知，所以整个试验系统的测量误差已知。试验测量时，可同时获得Fx和Fy两个方向的气动力。