CN114636559A - 径向推力采集机构、推力矢量测量装置及方法 - Google Patents

Abstract

本申请涉及火箭技术领域，尤其是涉及一种径向推力采集机构、推力矢量测量装置及方法。该径向推力采集机构包括第一定架、第一动架、滑轮以及径向拉压力传感器；第一动架设置于第一定架的安装孔内，并形成环形间隔；环形的第一动架内形成预定圆筒区域，至少三个滑轮与第一动架连接并绕预定圆筒区域设置，且滑动方向为轴向，以将待测部件夹持于预定圆筒区域；径向拉压力传感器能够径向应变，径向拉压力传感器连接第一定架与第一动架，以使第一动架能径向移动。该推力矢量测量装置包括该径向推力采集机构。该推力矢量测量采用该推力矢量测量装置。该径向推力采集机构、推力矢量测量装置及方法，实现了径向推力单独测量以及发动机合推力方向测量。

Description

径向推力采集机构、推力矢量测量装置及方法

技术领域

本申请涉及火箭技术领域，尤其是涉及一种径向推力采集机构、推力矢量测量装置及方法。

背景技术

在液体火箭发动机推力测量领域，要实现发动机推力的矢量测量(即同时测量推力大小与推力方向)，常需要使用到六分力传感器。六分力传感器能实现单点多方向的力的测量，通过多个传感器组合使用可实现矢量测量效果，但六分力传感器需要定制、通用性差、容易损坏。

使用拉压力传感器进行推力测量时，目前只能实现轴向测量，但是不能实现径向测量，也不能获取发动机的合推力的方向信息。

发明内容

本申请的目的在于提供一种径向推力采集机构、推力矢量测量装置及方法，以在一定程度上解决现有技术中存在的不能实现径向测量，也不能获取发动机的合推力的方向信息的技术问题。

本申请提供了一种径向推力采集机构，包括第一定架、第一动架、滑轮以及径向拉压力传感器；

所述第一定架开设有安装孔，所述第一动架设置于所述安装孔内，所述安装孔的孔壁与所述第一动架之间形成沿所述预定圆筒区域的径向的环形间隔；

所述第一动架呈环形，所述第一动架的内部空间形成预定圆筒区域，至少三个所述滑轮分别与所述第一动架相连接并绕所述预定圆筒区域设置，每个所述滑轮的滑动方向与所述预定圆筒区域的轴向相平行，至少三个所述滑轮能够将待测部件夹持并限位于所述预定圆筒区域；

所述径向拉压力传感器具有与所述预定圆筒区域的径向相平行的应变方向，所述径向拉压力传感器连接于所述第一定架与所述第一动架之间，以使所述第一动架能够在所述待测部件的带动下相对于所述第一定架产生沿所述预定圆筒区域的径向的位移。

在上述技术方案中，进一步地，所述径向拉压力传感器的数量为至少三个，至少三个所述径向拉压力传感器沿所述预定圆筒区域的周向间隔排布。

在上述技术方案中，进一步地，所述径向拉压力传感器与所述第一定架相螺接，且所述径向拉压力传感器与所述第一定架的外表面的连接处以及内表面的连接处均螺接有固定螺母；

所述滑轮包括滑轮架和枢接于所述滑轮架的滑轮本体，所述滑轮架与所述第一动架相螺接，且所述滑轮架与所述第一动架的外表面的连接处以及内表面的连接处均螺接有固定螺母。

本申请还提供了一种推力矢量测量装置，用于对火箭发动机的推力进行矢量测量，所述火箭发动机包括沿其自身轴向顺次排布的头部、身部和尾部；

所述火箭发动机推力矢量测量装置包括工作平台、轴向推力采集机构以及至少一个如上述任一技术方案所述的径向推力采集机构；

所述径向推力采集机构设置于所述工作平台，所述径向推力采集机构的预定圆筒区域用于以同轴的方式容纳所述火箭发动机的一端；

所述轴向推力采集机构包括第二定架、第二动架和轴向拉压力传感器，所述第二定架立设于所述工作平台，所述第二动架呈板状并与所述第二定架沿所述预定圆筒区域的轴向间隔设置，所述第二动架用于与所述火箭发动机的另一端相连接；

所述轴向拉压力传感器具有沿所述预定圆筒区域的轴向的应变方向，所述轴向拉压力传感器连接于所述第二定架与所述第二动架之间，以使所述第二动架相对于所述第二定架能够产生沿所述预定圆筒区域的轴向的位移。

在上述任一技术方案中，进一步地，所述径向推力采集机构的数量为两个，两个所述径向推力采集机构分别为第一径向推力采集机构和第二径向推力采集机构；

所述第一径向推力采集机构的预定圆筒区域用于以同轴的方式容纳所述火箭发动机的身部；

所述第二径向推力采集机构与所述第一径向推力采集机构并排间隔设置，所述第二径向推力采集机构的所述预定圆筒区域用于以同轴的方式容纳所述火箭发动机的头部；

所述轴向推力采集机构还包括弹性预紧件，所述弹性预紧件包括固定部和弹性部，所述固定部与所述第二动架相连接，所述弹性部的长度方向的两端分别为第一端和第二端，所述第一端与所述第二定架相抵接，所述第二端与所述固定部可调节地连接，以使所述弹性预紧件的长度可调。

在上述任一技术方案中，进一步地，所述工作平台设置有多个插槽，多个所述插槽沿所述预定圆筒区域的轴向顺次间隔排布，所述径向推力采集机构的第一定架可拆卸地插接于任一个所述插槽内；

所述轴向推力采集机构包括两个所述轴向拉压力传感器，沿所述预定圆筒区域的径向，两个所述轴向拉压力传感器与所述预定圆筒区域的轴线之间的距离相等。

本申请还提供了一种推力矢量测量方法，采用上述任一技术方案所述的推力矢量测量装置对火箭发动机的推力进行测量，所述推力矢量测量方法包括以下步骤：

以所述轴向推力采集机构的中心为坐标原点，建立三维笛卡尔坐标系，所述三维笛卡尔坐标系的z轴与所述预定圆筒区域的轴线共线，所述三维笛卡尔坐标系的y轴与所述工作平台高度方向相一致，所述三维笛卡尔坐标系的x轴与所述y轴和所述z轴均垂直；

获取每个所述径向拉压力传感器测得的径向拉压力，获取每个所述轴向拉压力传感器测得的轴向拉压力；

根据所述径向拉压力和所述轴向拉压力，计算发动机推力。

在上述任一技术方案中，进一步地，所述计算发动机推力的步骤具体包括以下步骤：

计算发动机推力以x轴为转轴的力矩，计算发动机推力以y轴为转轴的力矩；

计算外力以x轴为转轴的力矩，计算外力以y轴为转轴的力矩；

根据发动机推力力矩与外力力矩相平衡的原则，求解所述发动机推力的偏心距与偏心辐角。

在上述任一技术方案中，进一步地，所述径向推力采集机构的数量为两个，两个所述径向推力采集机构均包括三个所述径向拉压力传感器，多个所述径向拉压力传感器沿所述预定圆筒区域的周向均匀排布，且一个所述径向拉压力传感器的应变方向与y轴平行，一个所述径向拉压力传感器的应变方向相对于x轴向背离于y轴的方向偏转30°；

所述轴向推力采集机构包括两个轴向拉压力传感器；

计算得到的发动机推力F以及所述发动机推力F沿x轴的分量、y轴的分量和z轴的分量(F_x、F_y、F_z)为：

其中，F_r1、F_r2和F_r3分别为第一径向推力采集机构的三个径向拉压力传感器采集到的数据，F_r4、F_r5和F_r6分别为第二径向推力采集机构的三个径向拉压力传感器采集到的数据，F_z1和F_z2为所述轴向推力采集机构的两个所述轴向拉压力传感器采集到的数据，G为火箭发动机的重力。

在上述任一技术方案中，进一步地，所述计算发动机推力的步骤具体还包括以下步骤：

建立外力力矩的方程组，

其中，

为外力绕x轴的合力矩，

为外力绕y轴的合力矩，L_G为火箭发动机的质心与坐标原点的距离，L_r1为所述第一径向推力采集机构的第一动架的中心与所述坐标原点的距离，L_r2为所述第二径向推力采集机构的第二动架的中心与所述坐标原点的距离，d为轴向拉压力传感器的测量点与所述坐标原点的距离；

建立发动机推力力矩的方程组，

其中，发动机推力以x轴为转轴的偏心距分量为P_x，发动机推力以y轴为转轴的偏心距分量为P_y；

根据外力力矩与发动机推力力矩相平衡原则，求解出偏心距分量P_x以及偏心距分量P_y为：

根据偏心距分量P_x以及偏心距分量P_y，求解出的发动机推力的偏心距P和偏心辐角φ，其中，

与现有技术相比，本申请的有益效果为：

本申请提供的径向推力采集机构包括第一定架、第一动架、径向拉压力传感器以及至少三个滑轮。至少三个滑轮限定出用于安装待测部件的预定圆筒区域，当待测部件产生推力的情况下，由于三个滑轮的滑轮方向均与预定圆筒区域的轴向相平行，从而取消了第一动架与待测部件沿预定圆筒区域的轴向的刚性连接，进而第一动架仅在待测部件的径向推力的作用下相对于第一定架产生沿所述预定圆筒区域的径向的位移，与此同时，第一动架在径向拉压力传感器与待测部件之间传递径向推力，使得径向拉压力传感器能够检测到待测部件的径向推力大小。

从而该径向推力采集机构，能够在不受轴向推力的影响下，对径向推力直接进行测量，使得轴向推力和径向推力测量互不干扰，不仅实现了径向推力的单独测量，而且可以便利地对现有推力测量装置进行改装，结合轴向推力结构使用，使得获取发动机的合推力的方向信息成为可能。此外，该径向推力采集机构具有结构简单，且安装便利的优点。

本申请提供的推力矢量测量装置，用于对火箭发动机的推力进行测量。该推力矢量测量装置包括轴向推力采集机构、第一径向推力采集机构和第二径向推力采集机构。从而通过轴向推力采集机构获取火箭发动机的轴向推力，通过第一径向推力采集机构和第二推力采集机构获取火箭发动机的径向推力，从而根据所述径向拉压力和所述轴向拉压力，计算得到的发动机推力，具体而言，由于径向拉压力和轴向拉压力的大小和方向信息均能够被获取，所以也能够得到发动机推力的大小和方向信息。

本申请提供的推力矢量测量方法，采用上述的推力矢量测量装置对火箭发动机的推力进行测量。所以该推力矢量测量方法具有上述的推力矢量测量装置的所有有益效果。

附图说明

为了更清楚地说明本申请具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本申请的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本申请实施例一提供的径向推力采集机构的结构示意图；

图2为图1在径向推力采集机构-径向推力采集机构截面处的剖视图；

图3为图2在B处的局部放大图；

图4为图2在C处的局部放大图；

图5为本申请实施例一提供的径向推力采集机构的第一动架的第一使用状态示意图；

图6为本申请实施例一提供的径向推力采集机构的第一动架的第二使用状态示意图；

图7为本申请实施例二提供的推力矢量测量装置的结构示意图；

图8为本申请实施例二提供的推力矢量测量装置的轴向推力采集机构的第一结构示意图；

图9为图8在推力矢量测量装置在D-D截面处的剖视图；

图10为本申请实施例二提供的推力矢量测量装置的轴向推力采集机构的第二结构示意图；

图11为本申请实施例三提供的推力矢量测量方法涉及的位于推力矢量测量装置内的火箭发动机的受力分析图；

图12在为图11处在E处的局部放大图。

附图标记：

1-工作平台；2-第二定架；3-第二动架；4-轴向拉压力传感器；5-弹簧柱塞；6-身部定架；7-身部动架；8-径向拉压力传感器；9-滑轮；10-头部定架；11-头部动架；12-火箭发动机；13-螺母。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

实施例一

参见图1至图6所示，本申请的实施例提供了一种径向推力采集机构，用于对待测部件的径向推力进行检测，尤其是对火箭发动机12的径向推力进行检测。

本实施例提供的径向推力采集机构用于推力矢量测量装置包括第一定架、第一动架、滑轮9以及径向拉压力传感器8。

在下文中，将对该径向推力采集机构的上述部件进行具体描述。

参见图1至图6，本实施例的可选方案中，第一定架开设有安装孔，第一动架设置于安装孔内，第一动架呈环形，第一动架的内部空间形成预定圆筒区域，预定圆筒区域用于安装待测试的火箭发动机12，安装孔的孔壁与第一动架之间形成沿预定圆筒区域的径向的环形间隔，从而为第一动架相对于第一定位架发生沿预定圆筒区域的径向位移提供了足够的空间。

可选地，为了确保结构的中心对称性，并对结构进行简化，安装孔在垂直于预定圆筒区域的轴向的剖切面剖切得到的截面为与预定圆筒区域同轴的圆形。

滑轮9的数量为至少三个，例如为三个、四个或更多个。至少三个滑轮9分别与第一动架相连接并绕预定圆筒区域排布，每个滑轮9的滑动方向与预定圆筒区域的轴向相平行，从而当将待测试的火箭发动机12以同轴的方式置入预定圆筒区域后，至少三个滑轮9能够将待测部件夹持并限位于预定圆筒区域，具体而言，当火箭发动机12被限位于预定圆筒区域内时，每个滑轮9的外周轮廓均与火箭发动机12的母线相切。

从而一方面沿预定圆筒区域的径向，使得第一动架和火箭发动机12形成刚性连接，能够将火箭发动机12的径向推力传递至第一动架，另一方面沿预定圆筒区域的轴向，使得第一动架和火箭发动机12形成滑动连接，也即避免形成刚性连接，从而切断火箭发动机12的轴向推力向第一动架的传递路径，使得轴向推力测量不影响径向推力测量。

可选地，滑轮9的数量为三个，一方面滑轮9的数量足够多以使火箭发动机12能够被稳定地限位于预定圆筒区域，从而提高火箭发动机12与第一动架之间的径向同步性，另一方面滑轮9的数量不会过多，有利于简化该径向推力采集机构的结构，进一步地，在对火箭发动机12进行推力矢量测量的情况下，有利于简化计算。

径向拉压力传感器8具有与预定圆筒区域的径向相平行的应变方向，径向拉压力传感器8连接于第一定架与第一动架之间，以使第一动架能够在待测部件的带动下相对于第一定架产生沿预定圆筒区域的径向的位移，也就是说，在火箭发动机12的径向推力作用下，第一动架产生径向移动的趋势或者发生径向移动，从而第一动架在火箭发动机12与径向拉压力传感器8之间起到推力传递的作用，径向拉压力传感器8受到第一动架的拉力(或者压力)作用，从而达到通过径向拉压力传感器8测量火箭发动机12的径向推力的目的。

本实施例的可选方案中，径向拉压力传感器8的数量为至少三个，至少三个径向拉压力传感器8沿预定圆筒区域的周向间隔排布，也就是说，径向拉压力传感器8的数量为三个、四个或更多个。

可选地，为了提高径向拉压力测量点沿火箭发动机12的周向的采集均匀性，以提高测得的数据的可信度，所有径向拉压力传感器8沿预定圆筒区域的周向均匀排布。

可选地，径向拉压力传感器8的数量为三个，从而实现对于径向推力的三点测量，有利于简化推力计算过程。

本实施例的可选方案中，径向拉压力传感器8与第一定架相螺接，且径向拉压力传感器8与第一定架的外表面的连接处螺接有固定螺母13，以及径向拉压力传感器8与第一定架的内表面的连接处均螺接有固定螺母13。

滑轮9包括滑轮架和枢接于滑轮架的滑轮本体，滑轮9通过滑轮架与第一动架相螺接，具体而言且滑轮架与第一动架的外表面的连接处螺接有固定螺母13，以及滑轮架与第一动架的内表面的连接处均螺接有固定螺母13。

也就是说，径向拉压力传感器8与第一定架采用双螺母形式进行连接，滑轮9与第一动架采用双螺母形式进行连接，一方面，实现了滑轮9与径向拉压力传感器8的双向调整，另一方面，对滑轮9与径向拉压力传感器8进行双向夹紧，保证动架与火箭发动机12的连接刚度。

此外，还能够使得该径向推力采集机构用于不同外径发动机的径向推力测量，扩大应用范围，以及能够根据不同需求对径向拉压力传感器8实现拉力或压力预紧调零，也就是说，将径向拉压力传感器8调整至第一预定拉力或第一预定压力侯，再将径向拉压力传感器8调零，从而使得径向预紧力大小不影响径向拉压力传感器8的测量数值。

实施例二

实施例二提供了一种推力矢量测量装置，该实施例包括实施例一中的径向推力采集机构，实施例一所公开的径向推力采集机构的技术特征也适用于该实施例，实施例一已公开的径向推力采集机构的技术特征不再重复描述。

结合图1至图6并参见图7至图10所示，本实施例提供的推力矢量测量装置用于对火箭发动机12的推力进行矢量测量。

火箭发动机12包括沿其自身轴向顺次排布的头部、身部和尾部。火箭发动机推力矢量测量装置包括工作平台1、轴向推力采集机构以及至少一个径向推力采集机构。

在下文中，将对火箭发动机12的上述部件进行具体描述。

本实施例的可选方案中，径向推力采集机构的数量为一个、两个、三个或更多个，所有径向推力采集机构依次用于对火箭发动机12的头部至尾部的相应数量的测量点进行径向推力测量。

可选地，径向推力采集机构的数量可以为两个，两个径向推力采集机构分别为第一径向推力采集机构和第二径向推力采集机构。

第一径向推力采集机构设置于工作平台1，第一径向推力采集机构的预定圆筒区域用于以同轴的方式容纳火箭发动机12的身部。

第二径向推力采集机构设置于工作平台1，第二径向推力采集机构与第一径向推力采集机构并排间隔设置，第二径向推力采集机构的预定圆筒区域用于以同轴的方式容纳火箭发动机12的头部。

从而通过第一径向推力采集机构和第二径向推力采集机构分别对火箭发动机12的身部和头部进行固定和径向推力采集，从而扩大了径向推力采集点沿火箭发动机12的轴向的分布范围，提高采集到的径向推力数据的可靠性和准确性。

本实施例中，工作平台1设置有多个插槽，多个插槽沿预定圆筒区域的轴向顺次间隔排布，径向推力采集机构的第一定架可拆卸地插接于任一个插槽内，也就是说，第一径向推力采集机构能够与任一个插槽相插接，第二径向推力采集机构也能够与任一个插槽相插接，可以根据火箭发动机12的轴向尺寸对第一径向推力采集机构和第二径向推力采集机构的位置分别进行合理调整。

可选地，第一径向推力采集机构的第一定架和第一动架分别为身部定架6和身部动架7，第二径向推力采集机构的第一定架和第一动架分别为头部定架10和头部动架11。

本实施例的可选方案中，轴向推力采集机构包括第二定架2、第二动架3和轴向拉压力传感器4。

第二定架2立设于工作平台1，第二动架3呈板状并与第二定架2沿预定圆筒区域的轴向间隔设置，第二动架3用于与火箭发动机12的尾部相连接。

轴向拉压力传感器4具有沿预定圆筒区域的轴向的应变方向，轴向拉压力传感器4连接于第二定架2与第二动架3之间，以使第二动架3相对于第二定架2能够产生沿预定圆筒区域的轴向的位移，从而通过轴向拉压力传感器4测量火箭发动机12的轴向推力。

本实施例中，轴向推力采集机构包括两个轴向拉压力传感器4，沿预定圆筒区域的径向，如图9所示，两个轴向拉压力传感器4与预定圆筒区域的轴线之间的距离相等且均等于d，便于后续进行力矩计算。其中，轴向推力采集机构的中心定义为第二动架3与预定圆筒区域的轴线之间的交点。

本实施例中，轴向推力采集机构还包括弹性预紧件，弹性预紧件包括固定部和弹性部，固定部与第二动架3相连接，弹性部的长度方向的两端分别为第一端和第二端，第一端与第二定架2相抵接，第二端与固定部可调节地连接，以使弹性预紧件的长度可调。

从而能够通过对弹性预紧件的长度进行调节，对每个轴向拉压力传感器4进行预紧力调节，以使轴向拉压力传感器4进行预紧调零，具体而言，由于火箭发动机12沿轴向的推力通常由尾部指向头部，因而向第二动架3施加拉力，所以在预紧力调节的时候，可以将弹性预紧件调节至轴向拉压力传感器4的读数显示受拉的状态，并在该调定状态下，将轴向拉压力传感器4调零，预紧调节效果好、精度高，且预紧力大小不影响轴向拉压力传感器4的数值。

可选地，弹性预紧件为弹簧柱塞5。

综上，该推力矢量测量装置相较于现存推力矢量测量装置，没有使用六分力传感器等多维力传感器，所用的传感器均是普通拉压力传感器，简化了结构，避免了传感器定制带来的设计困难，同时不同测力架之间能实现传感器的互换，***容错率高。

本实施例中的推力矢量测量装置具有实施例一中的径向推力采集机构的优点，实施例一所公开的径向推力采集机构的优点在此不再重复描述。

实施例三

实施例三提供了一种推力矢量测量方法，该实施例采用了实施例二中的推力矢量测量装置，实施例二所公开的推力矢量测量装置的技术特征也适用于该实施例，实施例二已公开的推力矢量测量装置的技术特征不再重复描述。

结合图1至图10并参见图11和图12所示，本实施例提供的推力矢量测量方法包括以下步骤：

步骤S1，以轴向推力采集机构的中心为坐标原点，建立三维笛卡尔坐标系，三维笛卡尔坐标系的z轴与预定圆筒区域的轴线共线，三维笛卡尔坐标系的y轴与工作平台1高度方向相一致，三维笛卡尔坐标系的x轴与y轴和z轴均垂直；

步骤S2，获取每个径向拉压力传感器8测得的径向拉压力，获取每个轴向拉压力传感器4测得的轴向拉压力；

步骤S3，根据径向拉压力和轴向拉压力，计算发动机推力。

在该可选方案中，轴向推力采集机构的中心是指在该推力矢量测量装置的安装状态下，预定圆筒区域的轴线与轴向推力采集机构的第二动架之间的交点。具体而言，三维笛卡尔坐标系的x轴、y轴以及z轴的正方向可以根据实际需求确定，如图9所示，z轴的正向指向轴向推力采集机构背离于径向推力采集机构的侧部，y轴的正向指向轴向推力采集机构背离于工作平台1的侧部，x轴的正向指向任一轴向拉压力传感器4，也就是说，两个轴向拉压力传感器4的连线与x轴共线。

具体而言，根据每个径向拉压力传感器8和每个轴向拉压力传感器4的测量值以及各测量值之间的相对位置关系，可以计算发动机推力以及与发动机推力相关的其他指标参数。

本实施例的可选方案中，步骤S3具体包括以下步骤：

步骤S300，计算发动机推力F，计算得到的发动机推力F以及发动机推力F沿x轴的分量、y轴的分量和z轴的分量(F_x、F_y、F_z)为，

其中，F_r1、F_r2和F_r3分别为第一径向推力采集机构的三个径向拉压力传感器8采集到的数据，F_r4、F_r5和F_r6分别为第二径向推力采集机构的三个径向拉压力传感器8采集到的数据，F_z1和F_z2为轴向推力采集机构的两个轴向拉压力传感器4采集到的数据，G为火箭发动机12的重力；

步骤S310，计算发动机推力力矩M^F，发动机推力力矩M^F包括发动机推力以x轴为转轴的力矩

以及发动机推力以y轴为转轴的力矩

步骤S320，计算外力以x轴为转轴的力矩，计算外力以y轴为转轴的力矩；

步骤S330，根据发动机推力力矩与外力力矩相平衡的原则，求解发动机推力的偏心距与偏心辐角；

步骤S340，建立外力力矩的方程组，

其中，

为外力绕x轴的合力矩，

为外力绕y轴的合力矩，L_G为火箭发动机12的质心与坐标原点的距离，L_r1为第一径向推力采集机构的第一动架的中心与坐标原点的距离，L_r2为第二径向推力采集机构的第二动架3的中心与坐标原点的距离，d为轴向拉压力传感器4的测量点与坐标原点的距离；

步骤S350，根据外力力矩与发动机推力力矩相平衡原则，求解出偏心距分量P_x以及偏心距分量P_y，

其中，发动机推力F以x轴为转轴的偏心距分量为P_x，发动机推力F以y轴为转轴的偏心距分量为P_y；

步骤S360，根据偏心距分量P_x以及偏心距分量P_y，求解出的发动机推力的偏心距P和偏心辐角φ，其中，

在上述步骤S310至步骤S360中，如图5和图9所示，两个径向推力采集机构均包括三个径向拉压力传感器8，多个径向拉压力传感器8沿预定圆筒区域的周向均匀排布，且一个径向拉压力传感器8的应变方向与y轴平行，一个径向拉压力传感器8的应变方向相对于x轴向背离于y轴的方向偏转30°；轴向推力采集机构包括两个轴向拉压力传感器4。

如图9所示，示出了第一径向拉压力传感器测得的径向推力F_r1的位置，第二径向拉压力传感器测得的径向推力F_r2的位置，第三径向拉压力传感器测得的径向推力F_r3的位置，第四径向拉压力传感器测得的径向推力F_r4的位置，第五径向拉压力传感器测得的径向推力F_r5的位置，第六径向拉压力传感器测得的径向推力F_r6的位置，第一轴向拉压力传感器测得的轴向推力F_z1的位置，第二轴向拉压力传感器测得的轴向推力F_z2的位置。

具体而言，在步骤S350中，根据发动机推力力矩与外力力矩相平衡的原则建立的方程为

根据该方程可以求出如步骤S350所示的偏心距分量P_x以及偏心距分量P_y。如图11所示，偏心距分量P_x为发动机推力F的作用点沿x方向相对于Z轴偏离的距离，偏心距分量P_y为发动机推力F的作用点沿y方向相对于z轴偏离的距离。

也就是说，确定上述推力矢量测量方法，只需读取八个传感器的读数，并测量四个距离值，即可快捷且准确地确定发动机推力F、发动机推力力矩M^F、发动机推力F的偏心距P和偏心辐角φ，其中，发动机推力F的偏心距P和偏心辐角φ描述了推力的方向性。

本实施例中的推力矢量测量方法具有实施例二中的推力矢量测量装置的优点，实施例二所公开的推力矢量测量装置的优点在此不再重复描述。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。此外，本领域的技术人员能够理解，尽管在此所述的一些实施例包括其它实施例中所包括的某些特征而不是其它特征，但是不同实施例的特征的组合意味着处于本发明的范围之内并且形成不同的实施例。例如，所要求保护的实施例的任意之一都可以以任意的组合方式来使用。公开于该背景技术部分的信息仅仅旨在加深对本发明的总体背景技术的理解，而不应当被视为承认或以任何形式暗示该信息构成已为本领域技术人员所公知的现有技术。

Claims (10)

1.一种径向推力采集机构，其特征在于，包括第一定架、第一动架、滑轮以及径向拉压力传感器；

所述第一定架开设有安装孔，所述第一动架呈环形，所述第一动架的内部空间形成预定圆筒区域，所述第一动架设置于所述安装孔内，所述安装孔的孔壁与所述第一动架之间形成沿所述预定圆筒区域的径向的环形间隔；

至少三个所述滑轮分别与所述第一动架相连接并绕所述预定圆筒区域设置，每个所述滑轮的滑动方向与所述预定圆筒区域的轴向相平行，至少三个所述滑轮能够将待测部件夹持并限位于所述预定圆筒区域；

所述径向拉压力传感器具有与所述预定圆筒区域的径向相平行的应变方向，所述径向拉压力传感器连接于所述第一定架与所述第一动架之间，以使所述第一动架能够在所述待测部件的带动下相对于所述第一定架产生沿所述预定圆筒区域的径向的位移。

2.根据权利要求1所述的径向推力采集机构，其特征在于，所述径向拉压力传感器的数量为至少三个，至少三个所述径向拉压力传感器沿所述预定圆筒区域的周向间隔排布。

3.根据权利要求1所述的径向推力采集机构，其特征在于，所述径向拉压力传感器与所述第一定架相螺接，且所述径向拉压力传感器与所述第一定架的外表面的连接处以及内表面的连接处均螺接有固定螺母；

所述滑轮包括滑轮架和枢接于所述滑轮架的滑轮本体，所述滑轮架与所述第一动架相螺接，且所述滑轮架与所述第一动架的外表面的连接处以及内表面的连接处均螺接有固定螺母。

4.一种推力矢量测量装置，其特征在于，用于对火箭发动机的推力进行矢量测量，所述火箭发动机包括沿其自身轴向顺次排布的头部、身部和尾部；

所述火箭发动机推力矢量测量装置包括工作平台、轴向推力采集机构以及至少一个如权利要求1至3中任一项所述的径向推力采集机构；

所述径向推力采集机构设置于所述工作平台，所述径向推力采集机构的预定圆筒区域用于以同轴的方式容纳所述火箭发动机的一端；

所述轴向推力采集机构包括第二定架、第二动架和轴向拉压力传感器，所述第二定架立设于所述工作平台，所述第二动架呈板状并与所述第二定架沿所述预定圆筒区域的轴向间隔设置，所述第二动架用于与所述火箭发动机的另一端相连接；

所述轴向拉压力传感器具有沿所述预定圆筒区域的轴向的应变方向，所述轴向拉压力传感器连接于所述第二定架与所述第二动架之间，以使所述第二动架相对于所述第二定架能够产生沿所述预定圆筒区域的轴向的位移。

5.根据权利要求4所述的推力矢量测量装置，其特征在于，所述径向推力采集机构的数量为两个，两个所述径向推力采集机构分别为第一径向推力采集机构和第二径向推力采集机构；

所述第一径向推力采集机构的预定圆筒区域用于以同轴的方式容纳所述火箭发动机的身部；

所述第二径向推力采集机构与所述第一径向推力采集机构并排间隔设置，所述第二径向推力采集机构的所述预定圆筒区域用于以同轴的方式容纳所述火箭发动机的头部；

所述轴向推力采集机构还包括弹性预紧件，所述弹性预紧件包括固定部和弹性部，所述固定部与所述第二动架相连接，所述弹性部的长度方向的两端分别为第一端和第二端，所述第一端与所述第二定架相抵接，所述第二端与所述固定部可调节地连接，以使所述弹性预紧件的长度可调。

6.根据权利要求4所述的推力矢量测量装置，其特征在于，所述工作平台设置有多个插槽，多个所述插槽沿所述预定圆筒区域的轴向顺次间隔排布，所述径向推力采集机构的第一定架可拆卸地插接于任一个所述插槽内；

所述轴向推力采集机构还包括两个所述轴向拉压力传感器，沿所述预定圆筒区域的径向，两个所述轴向拉压力传感器与所述预定圆筒区域的轴线之间的距离相等。

7.一种推力矢量测量方法，其特征在于，采用权利要求4至6中任一项所述的推力矢量测量装置对火箭发动机的推力进行测量，所述推力矢量测量方法包括以下步骤：

以所述轴向推力采集机构的中心为坐标原点，建立三维笛卡尔坐标系，所述三维笛卡尔坐标系的z轴与所述预定圆筒区域的轴线共线，所述三维笛卡尔坐标系的y轴与所述工作平台高度方向相一致，所述三维笛卡尔坐标系的x轴与所述y轴和所述z轴均垂直；

获取每个所述径向拉压力传感器测得的径向拉压力，获取每个所述轴向拉压力传感器测得的轴向拉压力；

根据所述径向拉压力和所述轴向拉压力，计算发动机推力。

8.根据权利要求7所述的推力矢量测量方法，其特征在于，所述根据所述径向拉压力和所述轴向拉压力，计算发动机推力的步骤具体包括以下步骤：

计算发动机推力以x轴为转轴的力矩，计算发动机推力以y轴为转轴的力矩；

计算外力以x轴为转轴的力矩，计算外力以y轴为转轴的力矩；

根据发动机推力力矩与外力力矩相平衡的原则，求解所述发动机推力的偏心距与偏心辐角。

9.根据权利要求8所述的推力矢量测量方法，其特征在于，所述径向推力采集机构的数量为两个，两个所述径向推力采集机构均包括三个所述径向拉压力传感器，多个所述径向拉压力传感器沿所述预定圆筒区域的周向均匀排布，且一个所述径向拉压力传感器的应变方向与y轴平行，一个所述径向拉压力传感器的应变方向相对于x轴向背离于y轴的方向偏转30°；

所述轴向推力采集机构包括两个轴向拉压力传感器；

计算得到的发动机推力F以及所述发动机推力F沿x轴的分量、y轴的分量和z轴的分量(F_x、F_y、F_z)为，

其中，F_r1、F_r2和F_r3分别为第一径向推力采集机构的三个径向拉压力传感器采集到的数据，F_r4、F_r5和F_r6分别为第二径向推力采集机构的三个径向拉压力传感器采集到的数据，F_z1和F_z2为所述轴向推力采集机构的两个所述轴向拉压力传感器采集到的数据，G为火箭发动机的重力。

10.根据权利要求9所述的推力矢量测量方法，其特征在于，所述计算发动机推力的步骤具体还包括以下步骤：

建立外力力矩的方程组，

其中，

为外力绕x轴的合力矩，

为外力绕y轴的合力矩，L_G为火箭发动机的质心与坐标原点的距离，L_r1为所述第一径向推力采集机构的第一动架的中心与所述坐标原点的距离，L_r2为所述第二径向推力采集机构的第二动架的中心与所述坐标原点的距离，d为轴向拉压力传感器的测量点与所述坐标原点的距离；

建立发动机推力力矩的方程组，

其中，发动机推力F以x轴为转轴的偏心距分量为P_x，发动机推力F以y轴为转轴的偏心距分量为P_y；

根据外力力矩与发动机推力力矩相平衡原则，求解出偏心距分量P_x以及偏心距分量P_y，

根据偏心距分量P_x以及偏心距分量P_y，求解出的发动机推力F的偏心距P和偏心辐角φ，其中，

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