设计要求：

现有某液体推进剂化学推力器，推力为100N左右，外形尺寸Φ40mm×100mm，重量1kg。推力架放置在真空舱中（舱体尺寸Φ1m×2m）。推力架技术要求： 推力范围：0-100N，稳态精度1%， 推力架连续工作时间：大于2000s，推力校准装置在不开真空舱的情况下，可实现自动控制。

1.1总体要求

为满足题目设计要求以及结合本人课题需求，火箭发动机采用平推式安装方法，且将推力范围由0.2-10N扩大致100N内测量。并要求能对单、双组元液体火箭发动机进行重复测试以及能隔离在舱内测试时，由于引射器等带来的高频振动从而影响推力台架的测量准确性。

2.1 台架性能要求

2.1.1 台架技术指标及固有特性

台架系统应用于 100N 范围内的小推力液体火箭发动机测试, 在真空环境下, 台架应满足推力上升前沿 10ms 测试要求, 工作脉宽为 20ms～1000s( 时间间隔 50ms) , 系统综合精度为静标精度 1%, 动态 测量精度 1.5%。为反映推力前沿高频成份, 可取截止频率: f1=0.45/τ。为上升时间, 小阻尼条件下要求包括发动机、传感器、台架在内的系统固有频率不小于( 3～10) f1 , 一般取( 8～10) f1。根据台架技术要求, 台架的最低频响为45Hz, 台架系统的频响应不低于 500Hz, 满足精确的动态测量。推力架的连续工作时间不小于2000s。

2.1.2 标定装置及设备

静态标定是系统性能考核的关键环节之一, 直接影响到推力传感器特性的确定和测试结果的可靠性, 主要有以下技术要求:

( 1) 避免开舱标定带来的与测试环境的不一致, 并与其它结构布局相互协调;

( 2) 标定应能在舱内自动进行, 标准力的发生装置和传感器要稳定可靠, 与系统技术要求相适应;

( 3) 测量系统具备足够的测量通道、数据容量和测量精度。

2.1.3 其它要求

( 1) 台架体性能可靠, 可用于单、双组元发动机的多次可重复测试, 各部尺寸大小要适合测试环境, 结构紧凑, 便于操作; 同时结构要利于管路、线路布置, 尽量减小管路、线路等对测试的影响。

( 2) 系统要有较好的热防护性能,能很好降低热传导和热辐射对推力传感器和标准力传感器的温漂影响。

( 3) 系统要具有减振、防振能力, 能够减少或消除如引射器等振动对发动机性能测试的影响。

2.2.1 传感器

小推力火箭发动机本身质量和推力较小, 测试中容易受台架结构非线性及周围环境的影响, 同时发动机机体在热试车时温度较高, 对与其连接的组件及传感器等有不均匀热传导和热辐射, 会带来结构非线性以及传感器温漂等不利影响, 因此要求台架及传感器具有良好的动态特性, 较高的静态精度, 抗干扰能力强, 同时能够进行长时间稳定测量, 但一般压电式和应变式传感器应用特点比较强, 很难同时满足以上要求。

2.2.2 台架

( 1) 台架固有频率的局限

小阻尼条件下要求包括发动机、传感器、台架在内的系统固有频率高于( 3～10)倍截止频率, 本文测试中要求系统的固有频率应不低于500Hz, 在实际测试中, 系统的固有频率随发动机质量增加迅速下降, 往往低于要求的范围。

( 2) 台架系统非线性的影响

台架系统可能产生非线性的因素很多, 如: 结构中的法兰盘、螺栓连接, 就是一个可能的非线性环节。在这种非线性经常出现时间性不稳, 随接触应力与热应力变化, 给动态补偿增加了困难。

( 3) 台架结构自由度的影响

发动机、台架、传感器是一分布质量系统, 动态测试时, 当发动机质量较大, 其他部分相对较小时, 系统可作单自由度考虑; 在各部质量可比拟, 或对动态测试要求较高时, 系统多呈现出多自由度输出, 增加了动态处理的难度。

3.1技术方案

3.1 传感器

根据应用的推力传感器不同, 测试台架可采用压电式传感器和应变式传感器两种测试方案, 两种 测试方案特点分别如下:压电式传感器测试方案: 主要优点在于动态特性好, 高刚度, 推进剂管道影响小, 恒定工作温度达 150℃以上; 缺点是静态精度较低, 对小推力值不能进 行长时间稳定测量, 高内阻抗, 电干扰性能差, 安装预紧力及温、湿度影响大。

应变式传感器测试方案: 主要优点是稳态精度高, 低内阻输出, 抗电干扰性能好; 缺点是动态特性 差, 需后续附加处理, 推进剂管路刚度影响大, 工作温度范围较窄。

由于台架要求可兼顾长、短脉冲的测 试, 结合上面两种方案的优缺点, 本设计选用应变式传感器测试方案。

3.2台架体

台架整体采用大质量、大尺寸结构设计。需要具有水平调节、位移调节功能。同时在舱内可自动进行标定工作。参考国内外小推力火箭发动机推力架设计后，选择采用火箭发动机-过渡架-传感器-支撑墙结构。过渡架的功能在于最大程度隔绝发动机高温对压力传感器的影响。故过渡架应选用绝热系数较好的材料。而支撑墙拟采用门型结构，增强结构强度。同时为了达到整个平台水平、位移可调节，在平台底部安装四颗调节水平的螺钉，用于精确调节平台水平。在最下面安装螺杆驱动装置，通过步进电机的作用来实现对舱内推力架在左右方向进行调节对准。

3.3标定装置

为了实现对推力架的自动标定，通过在推力架上安装标准力传感器，并通过步进电机提供力，以校正四个力传感器。

4.具体详细结构如图

过渡架：

推力架测力原理：

火箭发动机通过法兰盘与过渡架相连。过渡架与四个力传感器通过螺栓固定后与门墙固定。当火箭发动机产生推力后，通过过渡架将力传递给压力传感器，最后将压力传感器信号输出即可获得推力。

标定原理：

1.       位移与水平标定

首先火箭发动机安装完毕后，通过调节平台底部的四颗螺钉来调节平台俯仰，在此过程中可通过观测平台上的水平仪来判断调节是否完成。

其次调节位移，一般情况垂直方向高度在最初可进行固定，而水平位移则可通过位移步进电机进行控制。

2.       传感器标定

为了达到在舱内进行自动标定，本方案参考国内小推力架设计方案，采用通过步进电机+标准力传感器进行自动标定。在位移与水平标定完成以后，步进电机转动，拉动钢丝并使力通过串联在标准力传感器与步进电机间的弹簧进行传递。弹簧拉动标准力传感器后，标准力传感器也会通过钢丝拉动连接在火箭发动机法兰盘上的钢丝，从而使得火箭发动机对前面的四个压力传感器有一个“推力”，通过比较标准力传感器，对前面的压力传感器即可进行标定工作。

5.传感器参数：

LLBLS-I方形拉压力传感器

量程：0-500N 灵敏度20±0.05Mv/v 工作温度：-20℃-+80℃

精度：0.03%FS 激励电压：10V~15V

标定步进电机：

57HS22 转矩2.3N 步距角：1.8°相数：二相 电流：3.0A

位移步进电机：

TB6600  输入电压9~42V 电流：4A

细分数：1600细分

压力传感器：高刚度厚膜陶瓷应变传感器，量程0~100N，满量程输出2.5mV/V。温度补偿范围：室温~110℃。固有频率6.7KHz

过渡架：陶瓷材料

（作者就是一个完全不懂航天的渣渣辉哈哈哈实属搬砖累了，突发奇想，缓解下本来就不够用的脑子哈哈哈）