推力测量

摘要： 在空间电推进的研发和规划中,推力的精确测量具有非常重要的意义。近年来,随着电推进复杂程度和任务难度的不断增加,对其推力性能评价技术及方法提出了更高的要求。针对该需求,介绍了当前空间电推进的推力测量方法及其工作原理、技术特点和应用案例。测力方式主要有直接测量和间接测量,其中直接测量主要包括天平式、扭转式、摆式,间接测量主要包括靶式和悬臂梁式。通过对比分析各种测力方式之间的区别和优缺点,为开发者的测力系统设计提供了相应的参考。对测力过程中的系统设计、系统标定、系统响应、系统响应的测量以及计算推力五个环节中可能出现的各种关键问题分别进行了详细阐述,并提出针对性的改进方法,同时结合空间电推进领域的发展趋势及其对推力测量的需求,为未来的研究给出了针对性的建议。

摘要： 为满足高马赫数超燃冲压发动机研制的需求,在激波风洞中开展了超燃冲压发动机推力测量技术研究工作,采用压电式推力测量天平测量了超燃冲压发动机模型上的推力。根据试验模型的受力特性进行了天平设计与校准研究,并在激波风洞中开展了验证性试验。在天平设计中,采用有限元力电耦合分析方法对天平性能进行了预估。分析结果表明:天平主分量的灵敏度可达到17.447 mV/N,一阶振动模态可达到1 022.40 Hz。在验证试验中,分别测量了超燃冲压发动机模型在喷注和不喷注燃料条件下的推力。试验结果表明:在2种试验状态下,发动机阻力差值最大约220 N,说明设计的压电式推力测量天平可分辨出不同试验条件下作用在发动机上的推力大小。

摘要： 阀杆推力是阀门执行机构设定的重要参数之一,其的正确设定是保证阀门安全、可靠运行的前提.介绍一种C型推力测量装置,它是基于全惠斯通电桥电阻应变计工作原理设计而成,可以快速安装在阀门阀杆上,间接测量阀杆变形和受力.通过多个试验对该装置进行测试,试验结果表明该装置的测量精度和重复度达到设计要求,能用于工程现场.

摘要： 以目前国内唯一可进行发机装机状态下推力测试的试验设备为研究对象,介绍了其全机推力试车台的台架总体结构及飞机装机推力测量方式,重点对推力测量系统及其校准方法进行了详细描述,分析了全机推力测量的影响因素、测量结果修正方法及目前校准方法存在的不足,提出了装机校准、左右平台联合校准、伺服加载校准和原位校准等多种改进措施,提高了全机推力测量系统的校准准确度以及发动机装机推力的测量准确度,对于其他同类设备的校准也具有重要的参考和借鉴价值.

摘要： The plate non-parallelism error of capacitance displacement sensor is studied to improve the thrust measurement accuracy of space-borne micro-thrusters.The relation between the plate non-parallelism error and variable torsional angle is analyzed by taking a typical torsion balance for example.Based on the property of that the plate non-parallelism error and width cosine error are all independent of the direction of torsional angle,a calibration method is presented,and an experimental instrument is designed.A sensor with range of 1 mm and effective radius of 3.5 mm is calibrated with an increment of 0.5°,and the deviation between the non-parallelism error and its theoretical value is 17.4％.The calibrated results show that the measured thrust error derived from non-parallelism error is rapidly increased to 3.25％ when the steady-state torsional angle gets close to the maximum negative angle;and it is gradually increased to 0.04％,corresponding to the measured thrust error of 0.1 μN,when the steady-state torsional angle gets close to the maximum positive angle;the effective radius of plate is not more than 7 mm when the measured thrust error is less than the order of magnitude of μN.%为提高星载微推进器的推力测量精度,对电容位移传感器测量位移时的极板不平行误差进行了研究.在分析电容位移传感器工作原理的基础上,以典型扭摆测量系统为例,分析了极板不平行误差随着横梁扭转角变化的关系.根据位移测量臂长为0时极极不平行误差及宽度余弦误差大小与扭转角方向无关这一特性,确定了极板不平行误差的标定方法,设计了实验装置.对有效极板半径3.5mm、量程1 mm的传感器以0.5°为调节步长进行了标定,得到极板不平行相对误差相对于理论值的偏差值为17.4％.根据标定结果得出结论:当稳态扭转角接近负向最大值时,引入的推力测量误差会快速增大到3.25％;当稳态扭转角接近正向最大值时,引入的推力测量误差逐渐增大到0.04％,对应的推力测量误差为0.1 μN量级;当推力测量误差小于微牛量级时,极板有效半径不能大于7 mm.

摘要： The thrust measurement experimental system was established to research thrust characteristic of air cooled micro thruster in different media conditions.The changes in thrust,mass flow rate and specific impulse are analyzed by changing the inlet and ambient pressure;The experimental data were fitted to calculate the thrust value under vacuum environment.The experimental results show when the inlet pressure is 0.86 MPa,the vacuum thrusts of N2 and NH3 are 90.46 mN and 103.42 mN respectively,the ground thrust is reduced by at least 50％ compared with the vacuum environment,the thrust performance under the ground and vacuum environment is quite different;Under the vacuum environment,the thrust of NHa is 13％ higher than that of N2,the vacuum flashing characteristic of liquid ammonia obviously enhances the thrust of the micro thruster;The difference between the experimental value and theoretical calculation is less than 10％,which indicates that the experimental system can accurately measure the micro thrust.%搭建了冷气微推力器推力测量实验系统,研究了不同介质条件下冷气微推力器的推力特性.改变人口和环境压力分析推力、质量流率及比冲变化规律;对实验数据进行函数拟合,推算出真空环境下的推力值.实验结果表明:入口压力为0.86 MPa时N2和NH3的真空推力为90.46 mN和103.42 mN,与真空环境相比,地面推力至少降低50％,地面与真空环境下推力性能差异较大;真空环境下NH3的推力比N2高出13％,液氨的真空闪蒸特性能明显提高微推力器的推力;测量的推力实验值与理论计算的偏差小于10％,表明实验系统能够精确测量微推力.

摘要： 根据固冲发动机自由射流试验推力测量系统的工作原理、系统组成和大量的试验数据分析,确定推力测量系统的不确定度来源,并根据误差计算理论对推力测量系统进行不确定度评定,得出该系统测量不确定度作为推力测量准确性依据,该方法也可作为其它类型火箭发动机推力测量不确定度评定的参考.

摘要： 无拖曳卫星任务对会切场推力器（HEMPT）性能有更为精细的技术指标要求，针对目前的三丝扭摆测量系统由于技术限制不能快速精确地反应这些指标，从等离子体原理出发，推导了一种通过探针所测的数据计算推力的等效方法，并经过实验测量进行了验证。测量结果表明：该方法可以在一定范围内较为精确地计算推力，并且为微牛级推力测量以及推力分辨率测量提供了一种行之有效的参考方法。

摘要： 满足飞行器总体提出的推力要求,是冲压发动机设计的一项重要指标,推力参数是表征冲压发动机性能的重要参数之一.通过直连试验推力测量的方法,辅助气动性能计算,得到发动机的推力性能,一方面可直接获得发动机推力动态响应特性,另一方面还可评定发动机的燃烧性能,用于燃烧性能方案优化.本文提出了冲压发动机直连试验推力测量方法,通过测量发动机台架推力计算获得飞行发动机的推力性能.

摘要： 发动机试车台的推力测量由推力测量系统完成,本文对影响发动机试车台的推力测量系统的各个影响因素进行了分析,针对目前试车台广泛采用的力传感器作为研究对象进行研究,通过各种研究方案实现试车台推力测量系统的校准,包含力传感器工作特性、温度试验、抗侧向力试验等,对于推力测量系统性能有了深入了解.

摘要： 简述了某型航空发动机在高空模拟试验时推力测量故障现象,建立了故障树分析了故障原因.针对故障主要因素,建立了仿真模型.通仿真分析进一步确定了前室隔板及稳压室在温度、压力的共同作用下变形前移,蓖齿端面与流量管端面接触,使得测量推力传感器与定架分离,导致推力测量故障.

摘要： 国内航空发动机试车台架普遍使用的推力测量装置是4片簧机构的特殊形式。本文基于平行片簧的力学性能分析,研究了弹簧片的横向刚度和耦合位移对推力测量的影响.通过理论计算,推导出了弹簧片横向刚度公式,并与仿真结果对比,验证了理论公式的正确性.通过分析,得出弹簧片的横向刚度随着施加的重力载荷增加而降低.基于推力台架的小位移分析,故弹簧片的耦合位移与水平位移呈线性关系.

摘要： 通过分析某高空舱推力测量系统加载原理，阐明了在该高空舱中次流和真空度对推力测量系统影响的作用机理。并从理论上分析了某高空舱真空度对推力测量系统影响甚微，而由次流引起的作用力对推力测量系统的影响是不可避免的。通过试验，验证了理论分析。

摘要： 为获取激光推力器在重复脉冲激光作用下产生推力的变化情况，在对聚偏氟乙烯 (Poly Vinylidene Flouride，PVDF)进行动态标定的基础上，建立了一套基于PVDF的重复脉冲推力测量装置. 在单脉冲能量 40J，重复频率 10Hz的条件下进行了实验，并与半导体应变片的测量结果进行了比较分析，实验结果表明，该测量装置响应速度块、精度高，并有较强的噪音抑制能力，能充分获得脉冲推力在时间上的细微变化;同时发现，在双脉冲激光作用下，实验测量的冲量耦合系数有所减小，这一现象需要进一步的实验研究.

摘要： 为了对用于固体火箭发动机推力测量的带预紧力压力传感器测试系统进行静态标定,对其进行加载、卸载实验,得到实验数据.再根据最小二乘法原理,采用Matlab对实验数据进行分析计算,得到带预紧力压力传感器输入一输出数学模型、非线性误差、滞后误差、静态灵敏度等静态标定指标.研究表明，小量程传感器的灵敏度为39.2717 mV/N，大量程传感器的灵敏度为0.4760 mV/N，两个量程的传感器被整合到带预紧力压力传感器以后滞后性增加；非线性基本保持不变；小量程传感器的滞后性增大量大于大量程传感器。用带预紧力压力传感器进行测量时，决定其精度的区间在小量程阶段，因为其滞后性大大增加了。

摘要： 在发动机试车过程中,推力测量的准确性是重点控制指标,它是发动机能否批量交付的关键.本文通过我国现行的台架校准方法以及国外的校准方法进行比较分析，对其中的优缺点进行阐述，并综合各自的优点，进行总体的优化，找出适合我国现阶段国情的台架校准方法。

摘要： 本文简述了涡喷涡扇发动机试车台进行推力校准的重要性，回顾了试车台推力校准方法的发展历史，介绍了发动机试车台中心加载推力校准方法和自动加载技术的工作原理和系统组成，对于类似发动机试车台的推力校准具有重要的参考意义。

摘要： 基于平流层飞艇推力及扭矩测量的需求,研发了一种多参数螺旋桨推力及扭矩测量装置.该装置能够完整的记录螺旋桨的推力及扭矩以及其环境参数、螺旋桨的倾斜角度及运动状态,可为高空飞艇的气动参数辨识提供依据.它具有高灵敏度、海量存储、体积小等特点,同时内设自恢复机制,能够确保连续正常工作.

摘要： 本发明提供了一种推力轴承推力间隙测量装置及间隙测量方法，属于轮机机械领域，用于测量具有第一轴瓦和第二轴瓦的滑动推力轴承的推力间隙，包括第一标准盘、第二标准盘、预紧组件和顶撑件；第一轴瓦和第二轴瓦之间设置有用于安装转子推力盘的测试空间，第一标准盘用于设置于测试空间靠近第一轴瓦的一侧，第二标准盘用于设置于测试空间靠近第二轴瓦的一侧；可伸缩的顶撑件一端作用于第一标准盘，另一端作用于第二标准盘；预紧组件包括螺钉和弹性件，螺钉包括杆部和头部；杆部从第二标准盘穿过与第一标准盘连接，弹性件一端作用于头部，另一端作用于第二标准盘，使得第二标准盘始终具有靠近第一标准盘的运动趋势。结构简单，操作简单，精度较高。

摘要： 本申请提供了一种推力线测量吊杆、装置以及无人机推力线测量系统，属于航空技术领域。该推力线测量装置包括吊环、基座组件、第一调节组件、第二调节组件以及测量组件。在使用时，火箭锥座和测量筒构成了吊杆本体的使用环境，其中，火箭锥座与安装螺栓进行连接，测量筒用于测量推力线。通过安装螺栓的连接实现吊杆本体的可靠安装，第一十字接头和第二十字接头能够保证吊杆本体在测量平面内实现可靠的转动，确保无人机重心通过吊杆本体中心线，吊杆本体在吊挂飞机时径向变形可以忽略不计，提高了测量精度。

摘要： 本申请提供了一种推力线测量吊杆、装置以及无人机推力线测量系统，属于航空技术领域。该推力线测量装置包括吊环、基座组件、第一调节组件、第二调节组件以及测量组件。在使用时，火箭锥座和测量筒构成了吊杆本体的使用环境，其中，火箭锥座与安装螺栓进行连接，测量筒用于测量推力线。通过安装螺栓的连接实现吊杆本体的可靠安装，第一十字接头和第二十字接头能够保证吊杆本体在测量平面内实现可靠的转动，确保无人机重心通过吊杆本体中心线，吊杆本体在吊挂飞机时径向变形可以忽略不计，提高了测量精度。

摘要： 本发明提供了一种推力轴承推力间隙测量装置及间隙测量方法，属于轮机机械领域，用于测量具有第一轴瓦和第二轴瓦的滑动推力轴承的推力间隙，包括第一标准盘、第二标准盘、预紧组件和顶撑件；第一轴瓦和第二轴瓦之间设置有用于安装转子推力盘的测试空间，第一标准盘用于设置于测试空间靠近第一轴瓦的一侧，第二标准盘用于设置于测试空间靠近第二轴瓦的一侧；可伸缩的顶撑件一端作用于第一标准盘，另一端作用于第二标准盘；预紧组件包括螺钉和弹性件，螺钉包括杆部和头部；杆部从第二标准盘穿过与第一标准盘连接，弹性件一端作用于头部，另一端作用于第二标准盘，使得第二标准盘始终具有靠近第一标准盘的运动趋势。结构简单，操作简单，精度较高。

摘要： 本申请涉及航空航天技术领域，尤其涉及火箭发动机推力矢量测量装置以及推力矢量测量方法。火箭发动机推力矢量测量装置包括轴向推力测量模块以及径向推力测量模块；轴向推力测量模块包括第一支撑构件、轴向力传感器、调节构件以及第一传递构件；轴向力传感器至少为三个；径向推力测量模块包括第二支撑构件、径向力传感器、第二传递构件以及第三支撑构件；径向力传感器至少为三个。根据轴向力传感器和径向力传感器的数据能够计算发动机推力；在以轴向力传感器模块中心为坐标原点建立三维坐标系，计算出发动机推力在三维坐标系的坐标轴方向上的力矩；在利用力矩平衡建立方程组，能够求解出发动机推力的偏心距与偏心辐角。

摘要： 一种发动机试验台推力测量安装架，其特征在于，包括发动机安装顶架，结构相同的左立柱和右立柱，前接头，后接头；左立柱和右立柱的底面与动架可拆卸连接；发动机安装顶架与左立柱和右立柱顶面固定连接构成龙门型，前接头和后接头可拆卸的安装在发动机安装顶架上；发动机安装顶架上设置有用于安装前接头和后接头的安装孔。本发明的发动机试验台推力测量安装架，采用龙门式发动机安装架，将发动机悬挂设置，提高了发动机推力的测量精度，并设置前接头和后接头位置可调节，大幅提高了发动机安装架的适用范围，解决了以往一个发动机设置一个发动机安装架的问题。

摘要： 本实用新型公开了一种推力测量辅助机构及推力测量装置，包括：所述底座中部横向贯穿设置有滑动槽，所述滑动槽包括槽底壁及槽侧壁，所述槽底壁上开设有中心校准孔，所述槽底壁、槽侧壁之间凸出形成有导向块，该导向块上间隔分布设置有第一插孔；所述盖板通过插销连接于所述底座上，该盖板相对两端水平延伸出连接块，该盖板下表面与所述槽底壁接触，该连接块置于该导向块上且该连接块上对应所述第一插孔设置有第二插孔，所述插销依次穿设于该第二插孔、第一插孔中。本实用新型实现精确对准推力计的推头中心，从而使每一次推力测试都精准化，从而提升测试的一致性。

摘要： 一种发动机试验台推力测量定架及其推力测量台架，底座为长方体结构，沿底座长度方向，前安装座和后安装座分别固定安装在底座的前端和后端，后安装座包括横板和竖板，横板和竖板构成“L”型；加载机构安装座固定安装在前安装座上，第一定架弹簧片安装座包括2个，固定安装在底座的前端并分别位于前安装座两侧；定架工作力传感器安装座固定安装在底座上并位于沿底座长度方向的中心线上；第二定架弹簧片安装座包括2个，固定安装在底座的后端并分别位于后安装座两侧。本实用新型的发动机试验台推力测量定架设置水平底座，提高整个定架的承力能力。

摘要： 一种发动机试验台推力测量安装架，其特征在于，包括发动机安装顶架，结构相同的左立柱和右立柱，前接头，后接头；左立柱和右立柱的底面与动架可拆卸连接；发动机安装顶架与左立柱和右立柱顶面固定连接构成龙门型，前接头和后接头可拆卸的安装在发动机安装顶架上；发动机安装顶架上设置有用于安装前接头和后接头的安装孔。本实用新型的发动机试验台推力测量安装架，采用龙门式发动机安装架，将发动机悬挂设置，提高了发动机推力的测量精度，并设置前接头和后接头位置可调节，大幅提高了发动机安装架的适用范围，解决了以往一个发动机设置一个发动机安装架的问题。

摘要： 一种发动机推力测量动架及其推力测量台架，包括动架架体，第一动架弹簧片安装座，动架工作力传感器安装座，第二动架弹簧片安装座和动架标准力传感器安装座；沿动架长度方向，动架标准力传感器安装座固定安装在动架架体的前端底面；第一动架弹簧片安装座包括2个固定安装在动架架体的前端底面并分别位于动架标准力传感器安装座两侧；动架工作力传感器安装座固定安装在动架架体底部并位于沿动架架体长度方向的中心线上；第二动架弹簧片安装座包括2个分别固定安装在动架架体的后端底面。本实用新型的发动机推力测量动架，总体刚度较大，为了保证试验架动态性能，在设计上合理分布受力元件，采用结构等强度原则，去掉材料的不受力部分等优化设计，减轻动架质量。