一種發(fā)動機推力線修正方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明具體涉及一種發(fā)動機推力線修正方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 固體火箭發(fā)動機（如圖I(a)，下文簡稱發(fā)動機）是在遠程導彈及包括衛(wèi)星等航天 器的發(fā)射與飛行中廣泛應(yīng)用的推進設(shè)備。發(fā)動機通過燃料燃烷烴過尾噴管（如圖1(b))向 后噴火實現(xiàn)向前的反推力，從而實現(xiàn)對火箭機體的推進。發(fā)動機推力的方向矢量稱為發(fā)動 機推力線，理論上與其噴管喉頸與尾噴管出口端面（如圖I(b))中心的連線重合，設(shè)計上一 般認為發(fā)動機尾噴管幾何旋轉(zhuǎn)軸（發(fā)動機尾噴管為旋轉(zhuǎn)對稱形體，如圖1(c))與其推力線 重合。然而，受加工精度及形變等因素的影響，實際落成之后的發(fā)動機推力線會產(chǎn)生橫移與 偏斜，導致發(fā)動機做部分無用功并且影響火箭飛行軌道，因此，對發(fā)動機的推力線進行精確 測定具有十分重要的研究意義。
[0003] 現(xiàn)有的推力線測定方法主要包括：端面截面圓法（如圖2(a)所示）、平行截面圓 法（如圖2 (b)所示）、分力動態(tài)測試法（如圖2 (c)所示）及曲面擬合法（如圖2 (d)所示） 等。其中，端面截面圓法和平行截面圓法中參考平面的選取對測量結(jié)果的精度有很大影響， 使得此方法的可靠性不足；分力動態(tài)測試法成本較高，并且受測力傳感器的個數(shù)及分布的 影響較大；曲面擬合法在曲面擬合時曲面方程的階數(shù)不易確定，并且在高階非線性方程的 線性化中會丟失一定精度，擬合結(jié)果一般只能用到一部分內(nèi)表面點（如圖2(d)所示，擬合 結(jié)果僅是部分近似），同樣達不到較高的可靠性。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明提供了一種發(fā)動機推力線修正方法，旨在解決現(xiàn)有的推力線測定方法測量 精度不高、可靠性不強的問題。
[0005] 為解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明發(fā)動機推力線修正方法，包括如下步驟：
[0006] 1)獲得發(fā)動機推力線初值，由推力線經(jīng)過的點（X。，y。，z。）和方向矢量n= (a,b,c) 表不；
[0007] 2)計算全局坐標系下的發(fā)動機噴管內(nèi)表面點云數(shù)據(jù)中各點處的表面法矢；
[0008] 3)求各點處的表面法矢與所述推力線構(gòu)成的異面直線之間距離，依據(jù)設(shè)定的計算 規(guī)則，構(gòu)造關(guān)于0^。，7。， 2。，&，13，(3)的目標函數(shù)，根據(jù)約束條件求解目標函數(shù)，得到修正后的 發(fā)動機推力線。
[0009] 所述發(fā)動機推力線初值為發(fā)動機噴管口端面球心（x。，y。，z。）及發(fā)動機噴管口端面 的法矢n= (a,b,c)。
[0010] 所述步驟3)中通過將各點處的表面法矢與推力線構(gòu)成的異面直線之間距離的 平方相加，構(gòu)造關(guān)于的目標函數(shù)，求解使目標函數(shù)值最小的變量改正數(shù) (5 X0,sy0，8Z0,5a,5b，5C)〇
[0011] 所述變量改正系數(shù)（Sx。，Sy。，Sz。，Sa，Sb，Sc)的求解過程如下：
[0012] 1)通過使各點處表面法矢與發(fā)動機推力線構(gòu)成的異面直線之間的距離的平方和 最小，構(gòu)造出關(guān)于（X。，y。，z。，a,b,c)線性誤差方程：
[0014] 其中D= [dp。dP1…dpn]T，dp。，dpl…dpn為發(fā)動機噴管內(nèi)表面各點處表面法矢與發(fā) 動機推力線構(gòu)成的異面直線之間的距離，D。為發(fā)動機噴管內(nèi)表面各點處表面法矢與發(fā)動機 推力線構(gòu)成的異面直線之間的距離初始值；
[0015] 2)對誤差方程附加約束條件：(a+5 a)xQ+(b+5 b)yQ+(c+5 c)zQ+d=0,根據(jù)附加 約束條件的參數(shù)平差原理，計算得到變量改正數(shù)（Sx。，Sy。，Sz。，Sa，Sb,SC)。
[0016] 所述步驟2)中的全局坐標系為立方鏡坐標系。
[0017] 所述步驟2)中采用三維激光雷達測量發(fā)動機噴管內(nèi)表面點云數(shù)據(jù)。
[0018] 本發(fā)明預先獲取的推力線初值，計算發(fā)動機噴管內(nèi)表面點云數(shù)據(jù)中所有點的表面 法矢，求出各點處的表面法矢與所述推力線構(gòu)成的異面直線之間距離，依據(jù)設(shè)定的計算規(guī) 貝1J，構(gòu)造關(guān)于0^，^，2。，&，13，(3)的目標函數(shù)，根據(jù)約束條件求解目標函數(shù)，得到修正后的發(fā) 動機推力線。本發(fā)明的修正方法能夠得到高可靠性、高精度的發(fā)動機推力線提取結(jié)果。
[0019] 本發(fā)明采取三維激光雷達測定點云數(shù)據(jù)，由于激光雷達測量技術(shù)是一種高效率、 高分辨率、高精度的三維空間信息獲取方式，不同于全站儀的單點測量方式，三維激光雷達 采用的是主動式、無接觸、無合作目標、覆蓋式測量方式，部分儀器的最高測量精度在一定 范圍內(nèi)可達到亞毫米級，滿足了火箭發(fā)動機推力線測量的數(shù)據(jù)精度。
【附圖說明】
[0020] 圖1為固體火箭發(fā)動機結(jié)構(gòu)圖；
[0021] 圖2為現(xiàn)有發(fā)動機推力線測量方法示意圖；
[0022] 圖3為三維激光雷達結(jié)構(gòu)示意圖；
[0023] 圖4為測量坐標系與立方鏡坐標系的統(tǒng)一示意圖；
[0024] 圖5為三維點云數(shù)據(jù)在OpenGL環(huán)境中顯示的效果圖；
[0025] 圖6為法矢與推力線之間的關(guān)系示意圖；
[0026] 圖7為法矢與推力線構(gòu)成異面直線示意圖。
【具體實施方式】
[0027] 下面結(jié)合附圖對本發(fā)明的技術(shù)方案進行詳細說明。
[0028] 本實施例的發(fā)動機推力線修正方法，包括如下步驟：
[0029] 1)獲得發(fā)動機推力線初值，由推力線經(jīng)過的點（X。，y。，z。）和方向矢量n=(a,b,c) 表不；
[0030] 2)計算全局坐標系下的發(fā)動機噴管內(nèi)表面點云數(shù)據(jù)中各點處的表面法矢；
[0031] 3)求各點處的表面法矢與所述推力線構(gòu)成的異面直線之間距離，依據(jù)設(shè)定的計算 規(guī)則，構(gòu)造關(guān)于0^，7。，2。，&，13，(3)的目標函數(shù)，根據(jù)約束條件求解目標函數(shù)，得到修正后的 發(fā)動機推力線。
[0032] 下面詳細介紹上述各個步驟：
[0033] 對于步驟1)中發(fā)動機推力線初值的獲取方法可采用現(xiàn)有技術(shù)中的端面截面圓 法、平行截面圓法、分力動態(tài)測試法、曲面擬合法等。以下是上述幾種方法的實現(xiàn)原理：
[0034] 端面截面圓法：通過測量發(fā)動機機體前后某些成對的端面（如圖2(a)所示的前裙 端面2-1、后裙端面2-2、噴管喉頸2-3與尾噴管出口端面2-4等）部位，得到截面圓上的三 維坐標數(shù)據(jù)，通過空間圓擬合得到圓心坐標，以連接前后兩個截面圓圓心的空間直線作為 推力線測量結(jié)果，通過對比前后裙端面圓心連線與噴管喉頸和尾噴管出口圓心端面連線， 對發(fā)動機推力線的偏斜等問題進行修正。
[0035] 平行截面圓測量法：通過測量與參考平面（可采用如圖2(b)所示的噴管擋藥板 2-5和噴管出口端面2-7)平行的若干截面圓2-6,再由各截面圓的圓心擬合成直線；或者首 先利用可覆蓋式測量的儀器設(shè)備，如坐標測量機、激光跟蹤儀、激光雷達儀，獲取發(fā)動機噴 管內(nèi)表面完整的坐標點數(shù)據(jù)，根據(jù)參考平面按照一定間隔截取與其平行的若干截面圓，再 由各截面圓的圓心直線擬合出推力線。
[0036] 分力動態(tài)測試法：從力學角度測量發(fā)動機點火時的若干分力，在發(fā)動機試車過程 中合理布置測力傳感器（如圖2 (c)所示9分力測試法），就可以得到在三個坐標軸方向上 的約束反力和約束力矩。根據(jù)測力傳感器所測得的結(jié)果，計算出推力在X、Y、Z軸上的分力 和分力矩，經(jīng)過力的合成即可求得發(fā)動機推力向量。
[0037] 曲面擬合法：火箭發(fā)動機噴管內(nèi)型面的母線有雙圓弧組合、圓弧直線組合、圓弧與 拋物線組合等形式，首先測量發(fā)動機噴管內(nèi)表面點，進而進行對應(yīng)的曲面擬合（如圖2(d) 所示）以獲取旋轉(zhuǎn)軸。
[0038]