小幅值姿控力測試系統熱可靠性研究*

呂江山，任宗金，張嘯風，焦林虎，孟慶增

（大連理工大學機械工程學院，遼寧大連 116024）

0 引言

姿控火箭發動機作為一種重要的飛行器軌道控制裝置得到了越來越廣泛的應用[1-3]，通過姿控固體火箭發動機產生的推力實現飛行器的姿/軌控制。為實現對飛行器的精確控制，需要對姿控發動機的推力進行準確測量，并且進行地面試驗[4-6]，從而對飛行器的不同飛行狀態進行研究[7-8]。壓電式傳感器具有動態特性好等優點，適合于進行動態推力測試。但是壓電傳感器的靈敏度會隨著溫度的變化而發生改變，因此在進行測試前需要進行溫度加載實驗，探究溫度對測力儀輸出性能的影響，以提高測力儀的測試精度。

針對溫度對測力儀測試精度的影響問題，相關領域的研究人員開展了大量工作。大連理工大學的盧江躍等[9-11]研制了一種新型壓電車削測力儀。該測力儀針對溫度對測力儀預緊力的影響進行了熱補償設計，使得測力儀可以補償因切削熱引起的預緊力減小。S Poussiera等[12]采用可編程芯片對溫度應變式傳感器進行了溫度補償，在-30°~150℃之間能取得較好的補償效果。C Pra?manik等[13]提出了基于人工神經網絡的智能補償方案，通過對網絡的訓練，在25~80℃溫度范圍下漂移誤差與補償前相比減小了80%。綜上，目前少有研究報道對火箭發動機推力測試系統進行溫度影響的研究。

針對上述問題，結合國內外研究現狀，本文針對溫度對姿控火箭發動機推力測試系統的影響進行了探究。首先通過ANSYS仿真軟件建立了姿控火箭推力測試系統的有限元模型，通過溫度仿真得到了測力儀中傳感器的溫度分布；進行了測試系統的多物理場耦合仿真，得到測試系統在熱力耦合影響下的最大變形量不超過0.1 mm，符合設計要求；探究了測試系統在溫度下影響下的輸出性能，其最大輸出誤差不超過0.5 N，其性能符合設計要求。

1 姿控力測試系統結構設計與仿真

1.1 壓電測力儀結構

本文采用的壓電測力儀由轉接法蘭、上法蘭、三向力壓電傳感器和底座組成，如圖1所示，測力儀中傳感器的布置形式為4點支撐式，具有良好的穩定性，可以實現對三向力/力矩的準確測量。

圖1 壓電測力儀三維模型

1.2 三向力壓電傳感器設計

石英(SiO2)是壓電傳感器中常用的力-電轉換材料。石英材料具有晶體結構，無色透明，硬度高，剛度大，莫氏硬度可達7級。當晶體在某個方向受到力作用時，電平衡被破壞，在晶體表面積累電荷，從而產生壓電效應。通過石英的壓電效應可以對石英進行不同的切割制造，從而制作成為壓電傳感器的核心力敏元件。

根據石英晶體在笛卡爾坐標系中的不同位置可以將其劃分為X切族或Y切族。X切族的石英晶體其厚度方向平行于X軸，晶片表面垂直于Y軸，且沿坐標軸沒有轉動，稱之為X切族的原始切割，也稱為x0°切型。同理，Y切族的石英晶體其厚度方向平行于Y軸，晶體表面垂直于X軸，同樣沿坐標軸沒有轉動，稱之為Y切族的原始切割，也成為y0°切型。

由于本文中使用傳感器均為三向力傳感器，所以晶組中應包含一個x0°單元晶組，用來測量法向力FZ；還應包含兩個y0°單元晶組，用來測量切向力FX和F Y，關鍵在于兩個y0°單元晶組的最大靈敏軸互成90°夾角，同時晶組應該具有同樣的輸出極性。

將設計好的晶組封裝在傳感器的殼體中并且導入電極用來引出產生的電荷，傳感器的中間設計了螺栓孔，通過預緊螺栓實現對傳感器上蓋和殼體的連接以及自身預緊。

1.3 傳感器布局方式分析

三向力傳感器作為測力儀的核心組成部分，其組成個數以及不同的布局形式將直接影響測試系統的整體性能。空間內3個不共線的店可以確定唯一的一個平面，所以只要測力儀中的傳感器數量不小于3個便可以實現對力/力矩的測量。同時，為了降低測力儀的制造和裝配難度，降低測試數據解耦的難度，壓電測力儀內傳感器的數量通常為4個，根據傳感器個數量以及布置方式的不同，測力儀的輸出性能也會存在差異。

4點支撐式測力儀的布局形式如圖2所示，根據傳感器安裝位置的不同可以將測力儀分為菱形布局形式和矩形布局形式。菱形布局中4個傳感器分布在坐標軸上，每個傳感器與原點等距離對稱分布。矩形布局中4個傳感器分布在坐標系的4個象限內，與坐標軸呈對稱分布。4點支撐式的測力儀整體剛度較高，在受外力作用時內部支反力分布均勻，向間干擾較小，整體輸出性能好，適合于力值較大，力作用形式復雜的場合。但4支點布局形式屬于超靜定結構，這要求傳感器零件需要有較高的制造和裝配精度。同時在菱形布置的條件下，當作用力沿坐標軸時會出現兩個傳感器輸出方向的重合，在測試過程中會導致測力儀的測試精度降低，而矩形布局則不會出現此問題，且矩形布局內部傳感器應力分布更為均勻，更適宜于多維力的測量。綜上所述，本文采用矩形布局形式的測力儀。

圖2 4點支撐式測力儀

1.4 測力儀溫度分布仿真

利用Creo軟件建立測力儀模型，尺寸嚴格按照1∶1繪制。將Creo中建立的測力儀模型導入ANSYS Work?bench中，其中測力儀轉接法蘭、上法蘭、底座和傳感器上、下蓋及殼體材料均為Q235結構鋼，傳感器中力敏元件材料為石英，表1所示為各種材料的性能參數(包含楊氏模量、泊松比、密度及屈服極限)。

表1 材料參數屬性

對導入后的模型進行參數設置，其中測力儀轉接法蘭、上法蘭、底座和傳感器上、下蓋及殼體的導熱系數為60.5 W/(m·K)，傳感器中石英晶片的導熱系數為1.5 W/(m·K)，根據現場的實際環境，設定環境溫度為22℃，考慮到姿控火箭發動機噴管的實際工作特點，熱傳導和輻射換熱對測力儀溫升的影響極小，僅考慮對流換熱的影響，對流換熱系數為20 W/(m2·℃)。根據發動機設計測試時長，仿真時間定為300s，作用在測力儀上法蘭的溫度由22℃逐步增加到120℃，仿真結果如圖3所示。由圖可以看出測力儀的最高溫度出現在與發動機進行對流換熱的轉接法蘭上，最低溫度出現在底座上。

圖3 壓電測力儀溫度分布

由于火箭發動機工作產生的溫升對測力儀中傳感器的靈敏度造成影響，因此需要對測力儀中傳感器的溫度進行探究，從而得知測力儀溫升對測試精度的影響，在傳感器晶片上施加探針，如圖4所示，得到傳感器的最大溫度為38.07℃，最大溫升不到20℃，符合要求。

圖4 壓電測力儀溫度分布

1.5 測力儀熱變形仿真

由于測力儀不僅需要測量被測對象產生的多維力，還要承擔整個發動機的重力，因此測力儀需要由較高的剛度。若測力儀的剛度不足會導致局部變形，導致測力儀輸出精度降低，同時由于在測試過程中發動機產生的溫度會對測力儀的力學性能產生影響，在進行分析時測力儀上板的溫度為由室溫22℃逐步增加到120℃，測力儀的上、下板及連接件材料為結構鋼，導熱系數為60.5 W/(m·K)，傳感器內部為石英晶片，導熱系數為1.5 W/(m·K)，根據測試現場的真實環境，設定環境溫度為22℃，僅考慮對流換熱的影響，對流換熱系數為20 W/(m2·℃)。測試時間為300 s，同時在測力儀的上板中心處X向和Y向施加800 N載荷，其仿真結果如圖5所示。

圖5 測力儀應力分布

在300 s時測力儀的應力達到最大值，出現在測力儀的上板，此處為測力儀的連接部分，同時也是主要熱傳導區域。

在溫度仿真參數設置的基礎上約束測力儀的底座，限制其X、Y、Z和MX、MY、MZ六個自由度。在平行于測力儀轉接法蘭的X向和Y向同時施加800 N的力，以探究測力儀在溫度影響下的受力最大變形量，其仿真結果如圖6所示。從圖中可以看出測力儀的最大變形量為0.08 mm，小于0.1 mm，符合要求。

圖6 120°C下測力儀總變形量

2 測試系統溫度實驗

測力儀的溫度實驗系統主要由電加熱板、壓電測力單元、電荷放大器、USB數據采集卡、計算機及軟件等組成，溫度實驗采用電加熱板對測力儀進行加熱，采用220 V電源進行加熱，如圖7所示，通過K型溫度傳感器實現溫度的實時反饋調節，通過給定預設溫度，使加熱板保持在特定溫度附近范圍。其中，X向與Y向連接的電荷放大器靈敏度均設置為8.00 pC/N，Z向連接的電荷放大器靈敏度設置均為4.00 pC/N。

圖7 測力儀溫度實驗

測力儀在自身溫升時會產生熱變形，這種熱變形會導致傳感器產生無加載下的輸出，測力儀輸出的數據通過Dewesoft軟件進行實時數據記錄，采樣頻率設置500 Hz，采樣時間為180 s。加熱板預設溫度為120℃，觀察熱傳遞過程中測力儀輸出情況。實驗數據曲線圖如圖8所示。由圖可知，在測力儀溫升過程中，測力儀結構產生了變形，且變形為非對稱變形，導致傳感器輸出之間并未相互抵消，從而導致測力儀在X、Y和Z三個方向上產生輸出，單輸出均較小。從測力儀的三向輸出曲線可以看出測力儀在Y方向的輸出誤差最大，最大誤差不到0.5 N，X方向誤差不到0.3 N，Z方向的誤差非常小，可以忽略不記，綜上所述，測力儀具有良好的熱穩定性，可以在溫度變化的環境中進行姿控力測試。

圖8 加溫空載標定曲線

3 結束語

本文對小幅值姿控力測試系統熱可靠性進行了仿真和實驗研究，通過ANSYS有限元軟件建立了測力儀的參數化有限元模型，仿真求解了測力儀中傳感器的最高溫度和最大變形量，傳感器最高溫升不到20℃，最大變形量不到0.1 mm，符合設計要求；同時對測力儀進行溫度實驗，通過電加熱板對測力儀進行加熱，在設定預定溫度后對測力儀進行溫度加載，對測力儀進行溫度加載后測力儀最大輸出誤差出現在Y方向，不到0.5 N，其他方向誤差均小于0.3 N，通過實驗驗證了測力儀具有良好的熱穩定性。