CN114858334A - 火箭发动机推力矢量测量装置以及推力矢量测量方法 - Google Patents

Abstract

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。

Description

火箭发动机推力矢量测量装置以及推力矢量测量方法

技术领域

本申请涉及航空航天技术领域，尤其是涉及一种火箭发动机推力矢量测量装置以及推力矢量测量方法。

背景技术

在火箭发动机推力测量领域，目前常使用普通拉压力传感器进行测量，然而当利用普通拉压力传感器进行推力测量时，通常只能单纯测量推力数值，难以测量推力的矢量(如推力偏心距)，无法满足目前火箭发动机的推力测量要求。

因此，亟需一种火箭发动机推力矢量测量装置，在一定程度上以解决现有技术中存在的技术问题。

发明内容

本申请的目的在于提供一种火箭发动机推力矢量测量装置以及推力矢量测量方法，以在一定程度上解决现有技术中采用普通拉压力传感器进行推力测量时，只能测量推力数值，难以测量推力的矢量的技术问题。

本申请提供了一种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；

所述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；所述轴向力传感器与所述调节构件设置于所述第一支撑构件与所述第一传递构件之间，所述第一传递构件用于固定发动机的尾部；所述轴向力传感器的数量至少为三个，且沿所述发动机的轴线方向延伸；

所述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；所述第二传递构件的一端设置于第三支撑构件且另一端接触所述发动机的头部，所述径向力传感器的一端固定于所述第三支撑构件且另一端设置于所述第二支撑构件；所述径向力传感器的数量至少为三个且沿所述发动机的径向方向延伸。

在上述技术方案中，进一步地，所述调节构件包括弹簧柱塞；所述弹簧柱塞的球头端抵接于所述第一支撑构件，且所述弹簧柱塞的调节端设置于所述第一传递构件；

调节所述弹簧柱塞的调节端能够调节所述轴向力传感器受到的拉力。

在上述技术方案中，进一步地，所述弹簧柱塞的数量与所述轴向力传感器的数量相同，且所述弹簧柱塞与所述轴向力传感器交替等间隔排布于所述第一传递构件的边沿。

在上述技术方案中，进一步地，所述第一传递构件包括圆环板；所述发动机的尾部固定于所述圆环板，且所述发动机与所述第一圆环板同轴。

在上述技术方案中，进一步地，所述第三支撑构件包括第一圆环；所述第二传递构件包括支撑杆、设置于所述支撑杆一端的滑轮以及用于将所述支撑杆固定于所述第一圆环上的第一螺母；所述滑轮与所述发动机的头部接触。

在上述技术方案中，进一步地，还包括支撑台；所述第一支撑构件包括第一支撑竖板以及支撑角板；所述第一支撑竖板垂直于所述支撑台的一端，所述支撑角板的一端固定于所述支撑台且另一端固定于所述第一支撑竖板；

所述第二支撑构件包括第二支撑竖板以及设置于所述第二支撑竖板上的第二圆环；所述第二支撑竖板垂直于所述支撑台的另一端。

在上述技术方案中，进一步地，所述第二圆环上开设有沉孔，所述径向力传感器的一端固定于所述第一圆环，且另一端穿过所述沉孔且通过第二螺母固定于所述第二圆环。

在上述技术方案中，进一步地，所述轴向力传感器的数量为四个，所述径向力传感器的数量为三个。

本申请还提供一种火箭发动机推力矢量测量方法，包括如下步骤建立三维坐标系，定义参数；

根据所述轴向力传感器的示数以及所述径向力传感器的示数计算所述发动机的推力；

根据三维坐标系，计算发动机的推力F在坐标轴方向上的力矩；

利用力矩平衡建立方程组，计算推力偏心距以及推力偏心角。

在上述技术方案中，进一步地，以所述第一传递构件的中心为原点建立三维坐标系；定义径向力传感器受压力作用为正，分别记为F_r1、F_r2、F_r3，任意所述径向力传感器到所述第三支撑构件的中心距离为r；定义轴向力传感器受拉力作用为正，分别记为F_z1、F_z2、F_z3、F_z4，任意所述轴向力传感器到所述第一传递构件的中心距离为d；定义所述发动机的质心与三维坐标系的中心的轴向距离为LG，定义所述第三支撑构件的中心与三维坐标系的中心的轴向距离为L_r；定义所述发动机的推力为F，所述发动机的推力偏心距P分量分别为P_x、P_y，所述发动机的重力为G；

利用力平衡原理，发动机的推力F在三维坐标系下的三个分量F_x、F_y、F_z与所述轴向力传感器的示数以及所述径向力传感器的示数满足公式(1)：

根据公式(1)可求得发动机的推力F如公式(2)：

所述轴向力传感器、所述径向力传感器在所述三维坐标系中的x轴方向上的力矩

所述轴向力传感器、所述径向力传感器在所述三维坐标系中的y轴方向上的力矩

，如公式(3)所示：

发动机的推力F在所述三维坐标系中的x轴方向上的力矩

发动机的推力F在所述三维坐标系中的y轴方向上的力矩

如公式(4)所示：

根据发动机的推力F的力矩与所述轴向力传感器、所述径向力传感器的力矩平衡，有公式(5)：

根据公式(3)-(5)求出所述发动机的推力偏心距P的分量P_x、P_y；利用公式(6)计算所述发动机的推力偏心距P和所述发动机的推力偏心幅角φ；

与现有技术相比，本申请的有益效果为：

本申请提供的一种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；

所述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；所述轴向力传感器与所述调节构件设置于所述第一支撑构件与所述第一传递构件之间，所述第一传递构件用于固定发动机的尾部；所述轴向力传感器的数量至少为三个，且沿所述发动机的轴线方向延伸；

所述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；所述第二传递构件的一端设置于第三支撑构件且另一端接触所述发动机的头部，所述径向力传感器的一端固定于所述第三支撑构件且另一端设置于所述第二支撑构件；所述径向力传感器的数量至少为三个且沿所述发动机的径向方向延伸。

综上，本申请根据轴向力传感器和径向力传感器的数据能够计算得到发动机推力；在以轴向力传感器模块中心为坐标原点并建立三维坐标系，能够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；进一步地，采用本申请的结构，利用普通的拉压力传感器既能够测出发动机的推力、发动机推力的偏心距与偏心辐角。

本申请还提供一种火箭发动机推力矢量测量方法，包括如下步骤：

建立三维坐标系，定义参数；

根据所述轴向力传感器的示数以及所述径向力传感器的示数计算所述发动机的推力；

根据三维坐标系，计算发动机的推力F在坐标轴方向上的力矩；

利用力矩平衡建立方程组，计算推力偏心距以及推力偏心角。

具体地，本申请的火箭发动机推力矢量测量方法，同时具备推力数值测量和推力偏心测量。同时，可以在不使用径向推力测量模块时实现推力数值测量，兼顾不同的推力测量场合。

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火箭发动机推力矢量测量装置的整体结构示意图；

图2为本申请实施例一提供的火箭发动机推力矢量测量装置中的轴向推力测量模块的结构示意图；

图3为本申请实施例一提供的火箭发动机推力矢量测量装置中的轴向推力测量模块的侧视图；

图4为本申请实施例一提供的火箭发动机推力矢量测量装置中的径向推力测量模块的结构示意图；

图5为本申请实施例一提供的火箭发动机推力矢量测量装置中的径向推力测量模块的侧视图；

图6为本申请实施例一提供的火箭发动机推力矢量测量装置中的第一传递构件和调节构件的结构示意图；

图7为图6的A处放大图；

图8为本申请实施例二提供的火箭发动机推力矢量测量方法的结构示意图。

附图标记：

100-轴向推力测量模块；101-径向推力测量模块；102-第一支撑构件；103-轴向力传感器；105-弹簧柱塞的调节端；106-第二支撑构件；107-径向力传感器；108-第二传递构件；110-发动机的头部；111-发动机的尾部；112-弹簧柱塞；113-弹簧柱塞的球头端；114-圆环板；115-第一圆环；116-支撑杆；117-滑轮；118-第一螺母；119-支撑台；120-第一支撑竖板；121-支撑角板；122-第二支撑竖板；123-第二圆环；124-沉孔；125-第二螺母。

具体实施方式

下面将结合附图对本申请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申请一部分实施例，而不是全部的实施例。

通常在此处附图中描述和显示出的本申请实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。因此，以下对在附图中提供的本申请的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本申请的范围，而是仅仅表示本申请的选定实施例。

基于本申请中的实施例，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，都属于本申请保护的范围。

在本申请的描述中，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申请和简化描述，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申请的限制。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。

在本申请的描述中，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申请中的具体含义。

实施例一

下面参照图1至图7描述根据本申请一些实施例所述的火箭发动机推力矢量测量装置。

一种火箭发动机推力矢量测量装置，包括轴向推力测量模块100以及径向推力测量模块101；

所述轴向推力测量模块100包括第一支撑构件102、轴向力传感器103、调节构件以及第一传递构件；所述轴向力传感器103与所述调节构件设置于所述第一支撑构件102与所述第一传递构件之间，通过调节调节构件能够保证轴向力传感器103均工作在精准测量范围内，排除轴向力传感器103零点漂移的影响；所述第一传递构件用于固定发动机的尾部111，优选地，发动机的尾部111通过八枚M8的螺栓固定于第一传递构件，利用第一传递构件传递发动机的推力并最终能够被轴向力传感器103检测到。

所述径向推力测量模块101包括第二支撑构件106、径向力传感器107、第二传递构件108以及第三支撑构件；所述第二传递构件108的一端设置于第三支撑构件且另一端接触所述发动机的头部110，所述径向力传感器107的一端固定于所述第三支撑构件且另一端设置于所述第二支撑构件106；

值得注意的是：所述轴向力传感器103的数量至少为三个，所述径向力传感器107的数量至少为三个；保证轴向力传感器103以及径向力传感器107检测发动机的推力的稳定性；所述轴向力传感器103沿所述发动机的轴线方向延伸；所述径向力传感器107沿所述发动机的径向方向延伸，即利用轴向力传感器103能够检测到发动机的推力在轴向方向上的参数，利用径向力传感器107能够检测到发动机的推力在径向方向上的参数。

综上，本申请根据轴向力传感器103和径向力传感器107的数据能够计算得到发动机推力；再以轴向力传感器103模块中心为坐标原点并建立三维坐标系，能够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；进一步地，采用本申请的结构，利用普通的拉压力传感器既能够测出发动机的推力、发动机推力的偏心距与偏心辐角。

在该实施例中，结合图1、图2和图3所示，所述调节构件包括弹簧柱塞112，所述第一传递构件包括圆环板114；所述弹簧柱塞的球头端113抵接于所述第一支撑构件102，且所述弹簧柱塞的调节端105设置于所述圆环板114；所述发动机的尾部111固定于所述第一圆环115，且所述发动机与所述圆环板114同轴。

值得注意的是：所述弹簧柱塞112的数量与所述轴向力传感器103的数量相同，且所述弹簧柱塞112与所述轴向力传感器103交替等间隔排布于所述第一传递构件的圆周；在实际的使用过程中，通过调整弹簧柱塞的调节端105，即调节弹簧柱塞112的压缩量可以实现预紧效果，保证每个轴向力传感器103均工作在精准测量范围内，排除轴向力传感器103零点漂移的影响。

进一步地，通过弹簧柱塞112周向均布的方式，实现了单个轴向力传感器103预紧力调节的效果，预紧调节效果好、精度高，且预紧力大小不影响轴向力传感器103的数值。

在该实施例中，结合图1、图4和图5所示所述第三支撑构件包括第一圆环115；所述第二传递构件108包括支撑杆116、设置于所述支撑杆116一端的滑轮117以及用于将所述支撑杆116固定于所述第一圆环115上的第一螺母118；所述滑轮117与所述发动机的头部110接触。

其中，第二传递构件108用于将发动机的推力传递于第一圆环115，在该实施例中，第二传递构件108采用滑轮117的方式传递发动机的推力，避免第一圆环115与发动机的头部110之间产生纯刚性连接，在精确捕捉发动机径向位移的情况下最大程度减小轴向摩擦，保证发动机工作过程中轴向推力测量模块100不受干扰。

其中，第一螺母118设置有两个，即滑轮117和支撑杆116采用双螺母的固定方式实现径向夹紧，保证径向推力的传递。另外保证夹紧发动机的同时预留了双向调整空间，为预紧力调整提供了自由度，也可兼容不同外径的火箭发动机。

在该实施例中，火箭发动机推力矢量测量装置还包括支撑台119；所述第一支撑构件102包括第一支撑竖板120以及支撑角板121；所述第一支撑竖板120垂直于所述支撑台119的一端，所述支撑角板121的一端固定于所述支撑台119且另一端固定于所述第一支撑竖板120，利用支撑角板121为第一支撑竖板120提供轴向支撑。

具体地，所述第二支撑构件106包括第二支撑竖板122以及设置于所述第二支撑竖板122上的第二圆环123；所述第二支撑竖板122垂直于所述支撑台119的另一端。

具体地，所述第二圆环123上开设有沉孔124，所述径向力传感器107的一端固定于所述第一圆环115，且另一端穿过所述沉孔124且通过第二螺母125固定于所述第二圆环123，在该实施例中，采用沉孔124设计，方便现场装配，且避免了径向力传感器107之间的相互干涉；第二螺母125设置有两个，同样采用双螺母的固定方式，可以分别实现拉力或压力预紧。

综上，火箭发动机推力矢量测量装置在装配时，首先应保证圆环板114与发动机的尾部111连接良好。将弹簧柱塞112调整至受挤压状态，结合图7所示，令弹簧柱塞112旋入长度略长于轴向力传感器103中间段，保证在装配过程中一直有预紧力存在，避免轴向力传感器103因装配误差超量程；然后安装第二支撑构件106，径向力传感器107先与第二圆环123连接；最后将第二圆环123从发动机的头部110滑入，保证三个径向力传感器107在不受任何外力的前提下完成装配。

值得说明的是：轴向力传感器103优选为四个，四个轴向力传感器103沿圆环板114的周向等间隔排布；径向力传感器107优选为三个，三个径向力传感器107沿第二圆环123的周向等间隔排布。一般情况下，四个轴向力传感器103一直处于受拉状态，进一步地，可通过调整四个弹簧柱塞112施加预紧力以使四个轴向力传感器103一直处于受拉状态。对于三个径向力传感器107，预紧时受拉或受压均满足要求，一般为受压，径向力传感器107预紧受压时，可进一步使第一圆环115夹紧发动机的头部110，保证第一圆环115与发动机的头部110刚性连接。

实施例二

结合图8所示，本申请还提供一种火箭发动机推力矢量测量方法，包括如下步骤：

步骤100：建立三维坐标系，定义参数；

步骤200：根据所述轴向力传感器103的示数以及所述径向力传感器107的示数计算所述发动机的推力；

步骤300：根据三维坐标系，计算发动机的推力F在坐标轴方向上的力矩；

步骤400：利用力矩平衡建立方程组，计算推力偏心距以及推力偏心角。

具体地，步骤100具体包括：以所述第一传递构件的中心为原点建立三维坐标系；定义径向力传感器107受压力作用为正，分别记为F_r1、F_r2、F_r3，任意所述径向力传感器107到所述第三支撑构件的中心距离为r；定义轴向力传感器103受拉力作用为正，分别记为F_z1、F_z2、F_z3、F_z4，任意所述轴向力传感器103到所述第一传递构件的中心距离为d；定义所述发动机的质心与三维坐标系的中心的轴向距离为LG，定义所述第三支撑构件的中心与三维坐标系的中心的轴向距离为L_r；定义所述发动机的推力为F，所述发动机的推力偏心距P分量分别为P_x、P_y，所述发动机的重力为G；

具体地，步骤200具体包括：利用力平衡原理，发动机的推力F在三维坐标系下的三个分量F_x、F_y、F_z与所述轴向力传感器103的示数以及所述径向力传感器107的示数满足公式(1)：

根据公式(1)可求得发动机的推力F如公式(2)：

具体地，步骤300具体包括：所述轴向力传感器103、所述径向力传感器107在所述三维坐标系中的x轴方向上的力矩

所述轴向力传感器103、所述径向力传感器107在所述三维坐标系中的y轴方向上的力矩

如公式(3)所示：

发动机的推力F在所述三维坐标系中的x轴方向上的力矩

发动机的推力F在所述三维坐标系中的y轴方向上的力矩

如公式(4)所示：

具体地，步骤400具体包括：根据发动机的推力F的力矩与所述轴向力传感器103、所述径向力传感器107的力矩平衡，有公式(5)：

根据公式(3)-(5)求出所述发动机的推力偏心距P的分量P_x、P_y；利用公式(6)计算所述发动机的推力偏心距P和所述发动机的推力偏心幅角φ；

综上，火箭发动机推力矢量测量装置由轴向推力测量模块100和径向推力测量模块101组成，基于双模块化的设计，在不要求测量发动机推力偏心距与偏心幅角的场合，单独使用轴向推力测量模块100即可完成发动机推力测量工作，值得注意的是：当单独使用轴向推力测量模块100时，其安装与预紧调节步骤与使用双模块时完全相同，在计算时，令推力计算公式(1)中F_x、F_y均为0即可计算轴向推力。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本申请的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本申请进行了详细的说明，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申请各实施例技术方案的范围。

Claims (10)

1.一种火箭发动机推力矢量测量装置，其特征在于，包括轴向推力测量模块以及径向推力测量模块；

所述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；所述轴向力传感器与所述调节构件设置于所述第一支撑构件与所述第一传递构件之间，所述第一传递构件用于固定发动机的尾部；所述轴向力传感器的数量至少为三个，且沿所述发动机的轴线方向延伸；

所述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；所述第二传递构件的一端设置于第三支撑构件且另一端接触所述发动机的头部，所述径向力传感器的一端固定于所述第三支撑构件且另一端设置于所述第二支撑构件；所述径向力传感器的数量至少为三个且沿所述发动机的径向方向延伸。

2.根据权利要求1所述的火箭发动机推力矢量测量装置，其特征在于，所述调节构件包括弹簧柱塞；

所述弹簧柱塞的球头端抵接于所述第一支撑构件，且所述弹簧柱塞的调节端设置于所述第一传递构件；

调节所述弹簧柱塞的调节端能够调节所述轴向力传感器受到的拉力。

3.根据权利要求2所述的火箭发动机推力矢量测量装置，其特征在于，所述弹簧柱塞的数量与所述轴向力传感器的数量相同，且所述弹簧柱塞与所述轴向力传感器交替等间隔排布于所述第一传递构件的边沿。

4.根据权利要求1所述的火箭发动机推力矢量测量装置，其特征在于，所述第一传递构件包括圆环板；

所述发动机的尾部固定于所述圆环板，且所述发动机与所述第一圆环板同轴。

5.根据权利要求1所述的火箭发动机推力矢量测量装置，其特征在于，所述第三支撑构件包括第一圆环；

所述第二传递构件包括支撑杆、设置于所述支撑杆一端的滑轮以及用于将所述支撑杆固定于所述第一圆环上的第一螺母；所述滑轮与所述发动机的头部接触。

6.根据权利要求5所述的火箭发动机推力矢量测量装置，其特征在于，还包括支撑台；

所述第一支撑构件包括第一支撑竖板以及支撑角板；所述第一支撑竖板垂直于所述支撑台的一端，所述支撑角板的一端固定于所述支撑台且另一端固定于所述第一支撑竖板；

所述第二支撑构件包括第二支撑竖板以及设置于所述第二支撑竖板上的第二圆环；所述第二支撑竖板垂直于所述支撑台的另一端。

7.根据权利要求6所述的火箭发动机推力矢量测量装置，其特征在于，所述第二圆环上开设有沉孔，所述径向力传感器的一端固定于所述第一圆环，且另一端穿过所述沉孔且通过第二螺母固定于所述第二圆环。

8.根据权利要求5所述的火箭发动机推力矢量测量装置，其特征在于，所述轴向力传感器的数量为四个，所述径向力传感器的数量为三个。

9.一种基于权利要求8中所述的火箭发动机推力矢量测量装置的推力矢量测量方法，其特征在于，包括如下步骤：

建立三维坐标系，定义参数；

根据所述轴向力传感器的示数以及所述径向力传感器的示数计算所述发动机的推力；

根据三维坐标系，计算发动机的推力F在坐标轴方向上的力矩；

利用力矩平衡建立方程组，计算推力偏心距以及推力偏心角。

10.根据权利要求9所述的推力矢量测量方法，其特征在于，

以所述第一传递构件的中心为原点建立三维坐标系；定义径向力传感器受压力作用为正，分别记为F_r1、F_r2、F_r3，任意所述径向力传感器到所述第三支撑构件的中心距离为r；定义轴向力传感器受拉力作用为正，分别记为F_z1、F_z2、F_z3、F_z4，任意所述轴向力传感器到所述第一传递构件的中心距离为d；定义所述发动机的质心与三维坐标系的中心的轴向距离为LG，定义所述第三支撑构件的中心与三维坐标系的中心的轴向距离为L_r；定义所述发动机的推力为F，所述发动机的推力偏心距P分量分别为P_x、P_y，所述发动机的重力为G；

利用力平衡原理，发动机的推力F在三维坐标系下的三个分量F_x、F_y、F_z与所述轴向力传感器的示数以及所述径向力传感器的示数满足公式(1)：

根据公式(1)可求得发动机的推力F如公式(2)：

所述轴向力传感器、所述径向力传感器在所述三维坐标系中的x轴方向上的力矩

所述轴向力传感器、所述径向力传感器在所述三维坐标系中的y轴方向上的力矩

如公式(3)所示：

发动机的推力F在所述三维坐标系中的x轴方向上的力矩

发动机的推力F在所述三维坐标系中的y轴方向上的力矩

如公式(4)所示：

根据发动机的推力F的力矩与所述轴向力传感器、所述径向力传感器的力矩平衡，有公式(5)：

根据公式(3)-(5)求出所述发动机的推力偏心距P的分量P_x、P_y；利用公式(6)计算所述发动机的推力偏心距P和所述发动机的推力偏心幅角φ；

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