真空推力原位自動校準裝置的制造方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及航天發(fā)動機試驗，具體地說涉及航天發(fā)動機的高空模擬試驗推力標定方法。
【背景技術(shù)】
[0002]隨著航天姿控動力系統(tǒng)研制工作的深入開展，為研究發(fā)動機高空工作特性，必須通過推力測量裝置獲得高真空度條件下的發(fā)動機推力。在發(fā)動機高空模擬試驗技術(shù)領(lǐng)域中，推力校準裝置主要用于實現(xiàn)推力測量裝置的原位校準，降低預緊系統(tǒng)、管路等引入的測量不確定度，獲得推力測量裝置的輸入推力-輸出電壓對應關(guān)系，提高推力測量精度。
[0003]目前，國內(nèi)進行了大量的高空模擬試驗，在真空推力校準技術(shù)領(lǐng)域取得了一定成效，但推力原位校準技術(shù)仍沿用現(xiàn)有地面試車常用的校準模式，主要存在如下不足:
[0004](一)不具備真空狀態(tài)下的推力原位校準條件，推力測量傳感器采用試車前地面狀態(tài)下的推力原位校準系數(shù)，但在發(fā)動機高空模擬試驗時，經(jīng)長時間抽真空后推力架及傳感器的機械特性會產(chǎn)生改變，由此產(chǎn)生的測量偏差會降低發(fā)動機推力測量精度。
[0005](二)推力校準自動化程度不高，現(xiàn)有操作為手動操作模式，需要由多人協(xié)同操作，既費時又費力，還存在一定的人為誤差，不利于推力測量精度的提高。
[0006](三)不具備熱試車過程中的推力原位校準條件，經(jīng)多次熱試車后，由于真空輻射熱傳遞至推力架，使推力架熱變形和傳感器溫漂，引起推力測量偏差，此時，需要對推力測量系統(tǒng)進行快速原位校準，獲取更為準確的推力校準系數(shù)，但受現(xiàn)有條件限制，尚不能實現(xiàn)。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0007]本發(fā)明的目的在于提供一種應用于航天發(fā)動機高空模擬試驗推力測量領(lǐng)域中，提高發(fā)動機推力測量精度的原位、自動、快速標定技術(shù)手段。
[0008]為了實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明的技術(shù)解決方案是:
[0009]本發(fā)明所提供的真空推力原位自動校準裝置，其特殊之處在于:
[0010]包括電動缸力加載機構(gòu)及實時控制器，所述電動缸力加載機構(gòu)的輸出力用于模擬推力室的推力，所述電動缸力加載機構(gòu)的輸出力加載在發(fā)動機推力架上，所述電動缸力加載機構(gòu)與發(fā)動機推力架及推力測量傳感器位于同一真空艙內(nèi)，所述推力架及推力測量傳感器的位置、環(huán)境及與液體火箭發(fā)動機中除推力室外的部件間的連接關(guān)系保持一致；
[0011]所述電動缸力加載機構(gòu)包括伺服電機、減速機、滾珠絲杠、第一標準力傳感器，所述伺服電機通過減速機與滾珠絲杠連接;所述第一標準力傳感器用于檢測滾珠絲杠的輸出力值；
[0012]所述推力測量傳感器作為被校準傳感器用于測量推力架上的加載力；
[0013]所述實時控制器包括伺服電機控制器、控制電路、嵌入式計算機、角度編碼器、限位開關(guān)及采集器；
[0014]所述伺服電機控制器控制電機轉(zhuǎn)動角度，角度編碼器用于檢測電機的轉(zhuǎn)動角度，限位開關(guān)用于限制滾珠絲杠的位移行程，所述角度編碼器、限位開關(guān)及第一標準傳感器的輸出值經(jīng)采集器送入嵌入式計算機；
[0015]所述嵌入式計算機對角度編碼器的輸入信號進行處理形成滾珠絲杠加載端面的位移量;所述嵌入式計算機在收到限位開關(guān)的信號后，通過控制電路及伺服電機控制器停止伺服電機；
[0016]所述嵌入式計算機分析目標力值及采集到的第一標準力傳感器輸出力值后通過控制電路控制伺服電機。
[0017]上述真空推力原位自動校準裝置還包括主控計算機、第二標準力傳感器、DMP40測量儀及P600采集系統(tǒng)，
[0018]所述主控計算機將輸入的多個目標力值的命令傳輸給實時控制器，所述實時控制器通過電纜與電動缸力加載機構(gòu)連接；
[0019]所述實時控制器及DMP40測量儀位于真空艙附件，所述主控計算機及P600采集系統(tǒng)位于遠離真空艙的機房內(nèi)，第二標準力傳感器位于真空艙內(nèi)用于檢測滾珠絲杠的輸出力值；
[0020]所述P600采集系統(tǒng)采集測量力傳感器的輸出信號，所述P600采集系統(tǒng)的輸出端與主控計算機連接;所述DMP40測量儀用于采集第二標準力傳感器的輸出信息并將輸出信號傳輸給主控計算機；
[0021 ]所述主控計算機根據(jù)第二標準力傳感器的輸出值對測量力傳感器校準。
[0022]上述主控計算機通過RS485通訊技術(shù)分別與實時控制器及DMP40測量儀通信，所述主控計算機通過網(wǎng)絡(luò)通訊與P600采集系統(tǒng)通信。
[0023]上述第一標準力傳感器及第二標準力傳感器均為Z30標準力傳感器。
[0024]利用上述的真空推力原位自動校準裝置進行真空推力原位自動校準的方法，其特殊之處在于:包括以下步驟:
[0025]I)在主控計算機內(nèi)輸入需要加載的目標力值；
[0026]2)主控計算機將命令傳輸給實時控制器，
[0027]3)實時控制器對比分析目標力值及采集到的標準力傳感器輸出力值后，實時控制電動缸力加載機構(gòu)運動，進行標準力加載，當目標力值及采集到的標準力傳感器輸出力值相等后，停止標準力加載；
[0028I 4)在電動缸力加載機構(gòu)進行標準力加載的同時，主控計算機通過DMP40測量儀表及P6000采集系統(tǒng)獲得標準力傳感器及測量力傳感器的輸出值，為測量力傳感器校準提供數(shù)據(jù)；
[0029]5)當在主控計算機內(nèi)按照三遍六檔推力裝置標定程序輸入多個目標力值后，加載實時控制器控制電動缸力加載機構(gòu)按照程序順序施加對應標準力，同時測量系統(tǒng)會實時采集每個標準力值下的標準力傳感器輸出值和測量力傳感器輸出力值；
[0030]6)主控計算機根據(jù)標準力傳感器的輸出值對測量力傳感器校準。
[0031]上述步驟3)采用模糊控制器技術(shù)對力加載過程進行快速調(diào)節(jié);基于位移快速調(diào)節(jié)和精確控制的需要，將位移加載過程分為兩段，即大偏差段和小偏差段，在大偏差段控制力加載端面以較高的位移速度及加速度進行運動，短時間內(nèi)完成絕大部分位移的調(diào)節(jié)，在小偏差段以較低的位移速度及加速度進行運動，消除擾動和滯后的影響，實現(xiàn)高精度控制。
[0032]本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比，有益效果是:
[0033]1、本發(fā)明利用電動缸力加載機構(gòu)的輸出力用于模擬推力室的推力，并且使推力測量傳感器的應用環(huán)境與液體火箭發(fā)動機保持一致，為推力測量傳感器的原位校準提供了基礎(chǔ)，同時采用基于電動缸的力加載精確控制技術(shù)，解決了 2Pa高真空環(huán)境下的推力原位校準問題，最高加載力為1KN，校準力精度優(yōu)于0.05%。
[0034]2、本發(fā)明采用遠程化推力自動校準技術(shù)，解決了推力校準過程完全依賴多人手動操作、標準力值和測量力值記錄時間不同步等問題，大大提高了推力校準過程的自動化程度，減少了人為操作環(huán)節(jié)，實現(xiàn)了真空環(huán)境下推力的遠程化自動校準功能。
[0035]3、本發(fā)明采用電動缸位移控制技術(shù)和模糊控制器技術(shù)相結(jié)合方式，實現(xiàn)了推力校準過程的快速調(diào)節(jié)，其三遍六檔的自動校準時間縮短至70秒以內(nèi)。
【附圖說明】
[0036]圖1為力加載系統(tǒng)原理圖；
[0037]圖2為遠程化推力自動校準原理圖；
[0038]圖3為發(fā)動機真空推力原位自動校準裝置的示意圖。
【具體實施方式】
[0039]下面結(jié)合附圖對本發(fā)明進行進一步說明:
[0040]本發(fā)明采用基于電動缸的精確控制技術(shù)，設(shè)計了標準力加載系統(tǒng)，標準力加載系統(tǒng)由電動缸力加載機構(gòu)和實時控制器構(gòu)成，如圖1所示，電動缸力加載機構(gòu)可以實現(xiàn)伺服電機的旋轉(zhuǎn)運動轉(zhuǎn)換成直線運動，并可以在真空環(huán)境下穩(wěn)定工作。其總體結(jié)構(gòu)由伺服電機、減速機、滑軌、滾珠絲杠、限位開關(guān)、標準力傳感器、安裝基座、實時控制器等組成。實時控制器集測控功能于一體，實現(xiàn)電動缸力加載機構(gòu)的精確控制，其中伺服電機控制器用于控制電機轉(zhuǎn)動角度，角度編碼器用于檢測電機的轉(zhuǎn)動角度，限位開關(guān)用于限制滾珠絲杠的位移行程，標準力傳感器用于檢測力加載機構(gòu)的輸出力值，通過關(guān)鍵參數(shù)信息的融合及判斷實現(xiàn)對標準力加載過程的閉環(huán)控制，解決了2Pa高真空環(huán)境下標準力加載問題，最高加載力101^，校準力精