[发明专利]一种发动机推力线修正方法

说明书

技术领域

本发明具体涉及一种发动机推力线修正方法。

背景技术

固体火箭发动机(如图1(a)，下文简称发动机)是在远程导弹及包括卫星等航天器的发射与飞行中广泛应用的推进设备。发动机通过燃料燃烧经过尾喷管(如图1(b))向后喷火实现向前的反推力，从而实现对火箭机体的推进。发动机推力的方向矢量称为发动机推力线，理论上与其喷管喉颈与尾喷管出口端面(如图1(b))中心的连线重合，设计上一般认为发动机尾喷管几何旋转轴(发动机尾喷管为旋转对称形体，如图1(c))与其推力线重合。然而，受加工精度及形变等因素的影响，实际落成之后的发动机推力线会产生横移与偏斜，导致发动机做部分无用功并且影响火箭飞行轨道，因此，对发动机的推力线进行精确测定具有十分重要的研究意义。

现有的推力线测定方法主要包括：端面截面圆法(如图2(a)所示)、平行截面圆法(如图2(b)所示)、分力动态测试法(如图2(c)所示)及曲面拟合法(如图2(d)所示)等。其中，端面截面圆法和平行截面圆法中参考平面的选取对测量结果的精度有很大影响，使得此方法的可靠性不足；分力动态测试法成本较高，并且受测力传感器的个数及分布的影响较大；曲面拟合法在曲面拟合时曲面方程的阶数不易确定，并且在高阶非线性方程的线性化中会丢失一定精度，拟合结果一般只能用到一部分内表面点(如图2(d)所示，拟合结果仅是部分近似)，同样达不到较高的可靠性。

发明内容

本发明提供了一种发动机推力线修正方法，旨在解决现有的推力线测定方法测量精度不高、可靠性不强的问题。

为解决上述技术问题，本发明发动机推力线修正方法，包括如下步骤：

1)获得发动机推力线初值，由推力线经过的点(x₀,y₀,z₀)和方向矢量n＝(a,b,c)表示；

2)计算全局坐标系下的发动机喷管内表面点云数据中各点处的表面法矢；

3)求各点处的表面法矢与所述推力线构成的异面直线之间距离，依据设定的计算规则，构造关于(x₀,y₀,z₀,a,b,c)的目标函数，根据约束条件求解目标函数，得到修正后的发动机推力线。

所述发动机推力线初值为发动机喷管口端面球心(x₀,y₀,z₀)及发动机喷管口端面的法矢n＝(a,b,c)。

所述步骤3)中通过将各点处的表面法矢与推力线构成的异面直线之间距离的平方相加，构造关于(x₀,y₀,z₀,a,b,c)的目标函数，求解使目标函数值最小的变量改正数(δx₀,δy₀,δz₀,δa,δb,δc)。

所述变量改正系数(δx₀,δy₀,δz₀,δa,δb,δc)的求解过程如下：

1)通过使各点处表面法矢与发动机推力线构成的异面直线之间的距离的平方和最小，构造出关于(x₀,y₀,z₀,a,b,c)线性误差方程：

其中D＝[d_P0 d_P1 … d_Pn]^T，d_p0，d_p1…d_pn为发动机喷管内表面各点处表面法矢与发动机推力线构成的异面直线之间的距离，D₀为发动机喷管内表面各点处表面法矢与发动机推力线构成的异面直线之间的距离初始值；

2)对误差方程附加约束条件：(a+δa)x₀+(b+δb)y₀+(c+δc)z₀+d＝0，根据附加约束条件的参数平差原理，计算得到变量改正数(δx₀,δy₀,δz₀,δa,δb,δc)。

所述步骤2)中的全局坐标系为立方镜坐标系。

所述步骤2)中采用三维激光雷达测量发动机喷管内表面点云数据。