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专利名称：发动机高模试验推力测量系统的制作方法
技术领域：
本实用新型涉及航天发动机试验,具体地说涉及航天发动机高空模拟试验的小推力测量系统。
背景技术：
目前，在航天发动机高空模拟试验小推力测量技术领域中，存在以下缺陷:一、用于测量发动机推力的推力架多与真空舱基础直接固定，测量引入真空仓振动误差；二、发动机的燃料管路、氧化剂管路和放液管路等穿过真空舱壁后直接与发动机连接，引入管路抖动带来的误差；三、对于测量发动机推力的推力传感器的隔热措施多为外部包裹石棉布，隔热效果不好，让发动机火焰产生的辐射直接传到传感器表面，影响推力传感器的效果。
发明内容为了解决现有的推力测量误差大的技术问题，本实用新型提供一种发动机高空模拟试验小力测量系统。为了实现上述目的，本实用新型采用了以下技术方案:发动机高模试验推力测量系统，包括真空舱、设置在真空舱中的推力架基础、推力架和推力传感器、出口设置在真空舱外给发动机供氧化剂的氧化剂管路以及出口设置在真空舱外给发动机供燃料的燃料管路，所述推力传感器的感应端与发动机连接，其特殊之处在于:还包括设置在推力架基础和推力架之间的单级隔离设施。还包括传感器隔热罩，所述传感器隔热罩固定在推力架上，所述推力传感器设置在传感器隔热罩内。上述推力架 上设置有入口段管路固定组件，所述燃料管路和氧化剂管路均通过入口段管路固定组件后与发动机连通。还包括氧化剂放液管和燃料放液管，所述氧化剂放液管与氧化剂管路连通，所述燃料放液管与燃料管路连通，所述氧化剂放液管和燃料放液管均位于真空舱外。上述单级隔离设施为减振器。本实用新型所具有的优点:1、本实用新型采用单级隔振设施，以发动机推力、推力架及真空舱振动为基础，实现真空舱基础振动隔离；2、本实用新型将发动机氧化剂管路和燃料管路的入口段与推力架通过入口段管路固定组件固定，优化了发动机供应管路的连接方式，消除真空舱壁以及管路抖动引入的
测量误差；3、本实用新型采用氧化剂放液管、燃料放液管隔离措施，将氧化剂放液管、燃料放液管置于真空舱外，彻底消除其引入的测量误差；4、本实用新型采用隔热板遮挡发动机火焰，让火焰产生的辐射无法直接传到传感器表面，并在传感器表面设置隔热罩，将辐射到传感器表面的能量反射走；[0015]5、本实用新型采用的技术手段，能够减小发动机高空模拟试验推力测量时系统振动、管路振动、管路高刚度以及发动机工作热辐射引入的推力测量误差，可以更加准确的测量火箭发动机在高空模拟环境下的推力。

图1为发动机高模试验推力测量试验系统的示意图，其中附图标记为:1_推力架基础，2-单级隔振设施，3-推力架，4-真空舱，5-氧化剂管路，6-燃料管路，7-氧化剂放液管，8-燃料放液管，9-发动机，10-隔热板，11-推力传感器，12-传感器隔热罩，13-入口段管路固定组件。
具体实施方式
发动机高模试验推力测量系统，包括真空舱、设置在真空舱中的推力架基础、推力架和推力传感器、出口设置在真空舱外给发动机供氧化剂的氧化剂管路以及出口设置在真空舱外给发动机供燃料的燃料管路，所述推力传感器的感应端与发动机连接，还包括设置在推力架基础和推力架之间的单级隔离设施。单级隔离设施为减振器。还包括传感器隔热罩，所述传感器隔热罩固定在推力架上，所述推力传感器设置在传感器隔热罩内。推力架上设置有入口段管路固定组件，燃料管路和氧化剂管路均通过入口段管路固定组件后与发动机连通。还包括氧化剂放液管和燃料放液管，氧化剂放液管与氧化剂管路连通，述燃料放液管与燃料管路连通，氧化剂放液管和燃料放液管均位于真空舱外。
以下结合附图对本实用新型进行进一步说明:推力架3通过单级隔振设施2与真空舱4的真空舱基础固定，利用转接架将发动机9安装在带传感器隔热罩12的推力传感器11上，氧化剂管路5和燃料管路6的入口段与通过入口段管路固定组件先固定在推力架上后接入发动机，在发动机喷口后段安装隔热板10，氧化剂放液管7和燃料放液管8均置于真空舱外。试验前对管路增至额定压力后，采用标准力传感器对推力传感器标定。最后管路放液、充填，关闭放液阀，高模系统工作，当真空度达到额定值时，发动机工作，推力测量系统记录推力测量数据。
权利要求1.发动机高模试验推力测量系统，包括真空舱、设置在真空舱中的推力架基础、推力架和推力传感器、出口设置在真空舱外给发动机供氧化剂的氧化剂管路以及出口设置在真空舱外给发动机供燃料的燃料管路，所述推力传感器的感应端与发动机连接，其特征在于:还包括设置在推力架基础和推力架之间的单级隔离设施。
2.根据权利要求1所述的发动机高模试验推力测量系统，其特征在于:还包括传感器隔热罩，所述传感器隔热罩固定在推力架上，所述推力传感器设置在传感器隔热罩内。
3.根据权利要求1或2所述的发动机高模试验推力测量系统，其特征在于:所述推力架上设置有入口段管路固定组件，所述燃料管路和氧化剂管路均通过入口段管路固定组件后与发动机连通。
4.根据权利要求3所述的发动机高模试验推力测量系统，其特征在于:还包括隔热板，所述隔热板设置在发动机靠近推力传感器的一端。
5.根据权利要求4所述的发动机高模试验推力测量系统，其特征在于:还包括氧化剂放液管和燃料放液管，所述氧化剂放液管与氧化剂管路连通，所述燃料放液管与燃料管路连通，所述氧化剂放液管和燃料放液管均位于真空舱外。
6.根据权利要求5所述的发动机高模试验推力测量系统，其特征在于:所述单级隔离设施为减振器。
专利摘要本实用新型涉及发动机高模试验推力测量系统，包括真空舱、设置在真空舱中的推力架基础、推力架和推力传感器、出口设置在真空舱外给发动机供氧化剂的氧化剂管路以及出口设置在真空舱外给发动机供燃料的燃料管路，所述推力传感器的感应端与发动机连接，还包括设置在推力架基础和推力架之间的单级隔离设施。本实用新型解决了现有的推力测量误差大的技术问题，本实用新型提供一种发动机高空模拟试验小力测量系统。本实用新型采用单级隔振设施，以发动机推力、推力架及真空舱振动为基础，实现真空舱基础振动隔离。
文档编号G01L21/00GK203053637SQ20122068062
公开日2013年7月10日 申请日期2012年12月11日 优先权日2012年12月11日
发明者李广会, 何小军, 冷海峰, 李志勋, 陈斌 申请人:西安航天动力试验技术研究所