微小推力测量系统动态响应特性研究

龚景松，侯凌云，赵文华

（清华大学航天航空学院，北京100084）

0 引 言

空间技术的发展对应用于卫星等航天器的推进技术的要求越来越高[1]，对发动机工作参数的测试要求越来越细致、准确和全面。当发动机执行微小卫星的姿态控制任务时，要求发动机提供的推力只有几个毫牛到几百毫牛甚至到微牛量级[2-3]，且工作时间很短，基本在脉冲工况下工作。对这些小推力发动机而言，由于推力小、推进剂流量小以及要求测量瞬态参数，一直是推进系统地面实验的关键技术之一。

发动机瞬态力测量的研究在近年来受到广泛重视，孙宝元等[4]开展了20 N推力的动态测量实验装置的开发和建模分析验证；董洪强等[5]设计了一种100N情况下的推力测量装置；欧阳华兵等[6]采用动态数字滤波补偿技术对某小型姿控固体火箭发动机瞬态推力进行测量，改善了测量系统的动态响应特性；或者采用自适应滤波技术对信号进行处理[7]等。从这些研究中可以看出，动态力的测量对响应时间要求高，且无统一的标定标准，因此存在较大挑战，特别当发动机的推力小到几百毫牛时，其动态测量就变得更加艰难。因此，深入研究测量系统动态微小推力测量特性及提高推力测量精度在微小发动机的测试相关研究中是非常重要的。

本文的研究任务是根据微小推力测量装置推力测量特点，寻找能够简单加载动态推力的方法及其标定装置，并对前期开发的测量装置进行动态特性测试。

1 实验系统

在前期的研究中，设计了一套用于测量发动机微小推力的推力测量系统，并对其稳态测量特性进行了系统的研究，在400 mN的量程范围内，系统的标定误差小于±1%FS，并具有良好的稳定性和重复性。

在稳态测量的基础上，还需要进一步对其动态响应特性进行研究。综合分析可以看出，目前在动态加载方面最常用的主要有两种方法：负阶跃力响应法和冲击力响应法[6]。负阶跃力响应法的特点是先加载一定的力于测量系统，然后突然将此力卸载，则测量系统受到一个负的阶跃力作用，卸载的方法包括如采用剪刀、脆性材料断裂、激波管等[8]，其关键在于必须在极短的时间内突然卸载，否则就不能获得理想的阶跃力。冲击力响应法是采用力锤激励推力测量系统的一种方法，其关键在于如何控制冲击力的大小及幅度，其缺点是力的大小不易控制。当力的范围达到毫牛级别时，常规的方法都很难直接用来进行测量系统的标定，必须在上述方法的基础上针对微小力的特点选择适合的标定加载方法。

本文对上述两种方法都进行了试验，最终选择了电磁加载方式下的负阶跃力的加载模式，得到了良好的试验结果。

所搭建的试验系统如图1所示，主要包括底座、横梁、刀口、配重、推进剂管路及导线、发动机及其控制系统和信号处理单元。在试验过程中，还需要根据不同的加载方法将加载小球或电磁线圈加载到横梁上。

图1 测量系统的结构示意图及加载方式

2 试验结果及分析

2.1 小球下落的加载方法

让小球从一定高度下落到测量系统的横梁上（类似于力锤的加载），通过对试验系统的设计，保证了小球下落到横梁上时的速度很小，利用测试软件将力的变化采集存储下来，得到的典型信号曲线如图2所示。曲线的形状和变化过程符合一般力学规律，同时可以通过对系统的建模分析出系统的特性参数，从而获得系统的连续传递函数及其频率特性。但是对于实际的一个测量系统，有很多参数无法准确给出，从而会对测量系统的特性参数产生一定的影响。另外，从上面的加载中还可以看出，当小球下落的时候，由于小球与横梁之间总会存在距离，导致小球下落到横梁时与横梁发生碰撞，存在一个冲击力，此冲击力与小球和横梁之间的距离有关系。当测量的力的数值较大时，可以采用此种方法进行标定；但是当力的数值较小时，此冲击的相对值将会变得很大，无法直接从曲线看出系统的响应时间。

图2 小球下落到横梁上得到的力随时间的变化图

2.2 小球加载的负阶跃力响应

为了消除上面的小球下落与横梁的冲击，把小球用细线悬挂在横梁上，如图1所示。所使用的小球质量为20.0 g，经过力臂折算后的等效质量为26.9g，重量为263.6mN。当小球稳定后，使用剪刀将其剪断，同时记录传感器的信号输出，得到的曲线如图3所示。从试验曲线看，测量系统给出的力的大小为262mN，与小球的等效重量吻合，同时其重复性良好。但是从曲线中也可以看出，当剪断细线的瞬间，剪刀与细线之间的力传给了测量系统，导致最初的一个力的增加，但是此力很快就消失了，同时剪刀对细线的力是随机的，很难保证一致，这可以认为是操作因素造成的信号变化。

2.3 电磁力加载的负阶跃力响应

为了消除上面的加载中操作因素的影响，采用了电磁力的加载方式，从而避免了运动部件或操作因素带来的干扰。

图3 小球被剪断得到的信号随时间的变化图

首先研究了电磁加载方式的时间响应情况。传感器采用响应频率可以达到40 kHz的石英式压电传感器（由PCB公司生产），将铁芯棒直接固定在压电传感器上，线圈套在铁芯上，不让铁芯和线圈接触，采用直流精密整流电源给线圈供电，通过开关给线圈通电和断电，传感器的信号经过信号调制后用示波器记录电压变化情况。结果表明，电磁线圈加载方式下的响应时间小于5 ms，由于传感器的响应时间比5ms小很多，所以这个时间就是电磁加载的响应时间，利用此力源给测量装置进行加载。

试验系统如图1中所示，在横梁的右端固定一铁芯，其质量约30g，电磁线圈固定在三维坐标架上，通过三维调节使柱形铁芯正好在线圈的中心，与线圈无接触，电磁线圈的电压由精密稳压电源提供，实验过程中通过开关通断就可以给铁芯加载和卸载电磁力。力的大小通过调节直流精密稳压电源的电压来实现，保证了电磁线圈的稳定性。当线圈接通电流时，电磁线圈就会对铁芯产生拉力，由于铁芯和测量装置固定在一起，所以这个力就被作用在测量装置上，由于没有运动部件的接触加载，可以有效降低碰撞造成的冲击力的巨大波动，从而使标定过程简单化。典型加载力的试验曲线如图4、图5所示。

图4 电磁力为170mN时的测量曲线图

图5 电磁力为170mN时测量曲线的局部放大图

从测量曲线可以看出，电磁力加载情况下，推力器对电磁力的测量反应很好，避免了小力测量中加载方式对加载的冲击影响，信号的波动情况很好，曲线变化明显、光滑，整套测量装置的响应时间可以达到约15ms。

3 结束语

通过前期的理论分析和实验加载研究，可以得到如下结论：

（1）提出和采用的电磁加载标定方式简单实用，可以有效解决微小推力的动态测量加载问题。

（2）本测量装置在动态测量方面可以达到15ms的响应时间，能够满足实际发动机微小推力测量过程中对测量系统的要求。

[1]魏延明.国外卫星推进技术发展现状与未来20年发展趋势[J].航天制造技术，2011（2）：7-12.

[2]Sengupta A,Anderson J A，Garner C，et al.Deep space 1 flight spare ion thruster 30 000-hour life test[J].Journal of Propulsion and Power，2009，25（1）：105-117.

[3]KoizumiH，Komurasaki K，Arakawa Y.Development of thrust stand for low impulse measurement from microthrusters[J].Review of Scientific Instruments，2004，75（10）：3185-3190.

[4]孙宝元，任宗金，钱敏，等.轨/姿控火箭发动机推力动态测试系统建模分析[J].大连理工大学学报，2008，48（5）：669-672.

[5]董洪强，袁杰红.小推力液体火箭发动机动态推力测试台架设计[J].中国测试技术，2007，33（2）：38-41.

[6]欧阳华兵，徐温干.基于动态补偿技术的姿控发动机瞬态推力测量[J].兵工学报，2007，28（5）：608-612.

[7]陈琳，李建勋，戴虎，等.自适应滤波在动态推力测量中的应用[J].宇航学报，2010，31（7）:1819-1824.

[8]何闻.标准动态力发生装置国内外研究现状[J].机电工程，1999（2）：47-49.