一种发动机推力线测量方法
【技术领域】
[0001] 本发明具体涉及一种发动机推力线测量方法。
【背景技术】
[0002]固体火箭发动机（如图I(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。发动机通过燃料燃烷烃过尾喷管（如图1(b)中 的1)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I(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。
[0003] 现有的推力线测定方法中的端面截面圆法（如图2(a)所示）、平行截面圆法（如 图2(b)所示）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，并且在截面圆拟合过程中需要手工选取参考平面或通过手动选取发动机喷管口端面边 线点，拟合喷管口端面作为参考平面，如此会造成测量的可靠性不强且效率不高。
【发明内容】
[0004] 本发明提供了一种发动机推力线测量方法，旨在解决现有的推力线测定方法由于 需要人工干预而造成的可靠性不强且效率不高的问题。
[0005] 为解决上述技术问题，本发明发动机推力线测量方法，包括如下步骤：
[0006] 1)获得全局坐标系下的发动机喷管内表面点云数据；
[0007] 2)通过最小二乘法拟合点云数据中各点处的切平面，计算各点处切平面拟合过程 中的平面拟合残差的中误差，设定中误差阈值，比较所述中误差与中误差阈值，提取发动机 喷管口端面边线的点数据；
[0008] 3)基于步骤2)中提取的点数据，进行发动机喷管口端面的平面拟合，将拟合得到 的发动机喷管口端面的法矢n= (a,b，c)作为推力线的方向矢量；
[0009] 4)基于步骤2)中提取的点数据，进行最小二乘球面拟合，并将所要拟合球面的球 心约束在步骤3)所拟合的发动机喷管口端面上，得到拟合球面的球心（X(]，y(]， Z。)，根据球 心（X。，y。，z。）和法矢n = (a, b, c)得到发动机推力线。
[0010] 对得到的发动机推力线进行修正，具体修正方法为：根据步骤2)中云数据中各点 处的切平面，计算各点处表面法矢，通过使各点处表面法矢与初始推力线构成的异面直线 之间距离的平方相加，构造关于（x。，y。，z。，a，b，c)的目标函数，求解使目标函数值最小的变 量改正系数（SX。，5y。，8Z。，5a, 5b, 5C)，实现对发动机推力线的方向矢量n= (a,b,c) 及球心O^^z。）进行平差修正，得到修正后的发动机推力线。
[0011]所述步骤5)中球心（X。，y。，z。）的求解过程如下：
[0012] 1)根据球面方程（X-X0)Myi(J)Mz-Z(J)2=r2,列出误差方程V=jxoXjyoYjz。 Z+R+(XTX+YTY+ZTZ)，其中，r为球半径；R=xQ2+yQ2+zQ2-r2;
[0013] 2)根据具有约束条件axQ+byQ+czQ+d=0的参数平差原理，解得：
[0014] 所述变量改正系数（Sx。，Sy。，Sz。，Sa，Sb，Sc)的求解过程如下：
[0015] 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（X。，y。，z。，a,b,c)线性误差方程：
[0017] 其中D= [dp。dP1…dpn]T，dp。，dpl…dpn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，D。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；
[0018] 2)利用误差方程附加约束条件：（a+Sa)xQ+(b+Sb)yQ+(c+Sc)ZQ+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（Sx。，Sy。，Sz。，Sa，Sb,SC)。
[0019] 对所述步骤I)的点云数据进行预采样。
[0020] 所述步骤1)中的全局坐标系为立方镜坐标系。
[0021] 所述步骤1)中采用三维激光雷达测量发动机喷管内表面点云数据。
[0022] 本发明对获取的点云数据进行预采样，使点云数据分布均匀，计算所有点的表面 法矢，自动提取发动机喷管口端面的边线，对发动机喷管口端面的边线点进行球面拟合，计 算出发动机推力线。上述方法从点云数据获取到提取出推力线的过程中完全不需要人工参 与，具有较快的效率和较高的自动化程度，提高了推力线提取的可靠性。
[0023] 本发明利用发动机喷管内表面点云的表面法矢，得到所有法矢与推力线构成的异 面直线之间距离的平方和最小的目标方程，对推力线计算的初值进行平差修正，如此可进 一步提高发动机推力线提取结果的可靠性和精度。
[0024]本发明采取三维激光雷达测定点云数据，由于激光雷达测量技术是一种高效率、 高分辨率、高精度的三维空间信息获取方式，不同于全站仪的单点测量方式，三维激光雷达 采用的是主动式、无接触、无合作目标、覆盖式测量方式，部分仪器的最高测量精度在一定 范围内可达到亚毫米级，满足了火箭发动机推力线测量的数据精度。
【附图说明】
[0025]图1为固体火箭发动机结构图；
[0026]图2为现有发动机推力线测量方法示意图；
[0027] 图3为三维激光雷达结构示意图；
[0028] 图4为测量坐标系与立方镜坐标系的统一示意图；
[0029] 图5为发动机喷管口端面边线的提取示意图；
[0030] 图6为推力线初值确定流程图；
[0031] 图7为法矢与推力线之间的关系示意图；
[0032] 图8为法矢与推力线构成异面直线示意图。
【具体实施方式】
[0033] 下面结合附图对本发明的技术方案进行详细说明。
[0034] 本实施例的基于三维激光雷达点云的发动机推力线测量方法，包括如下步骤：
[0035] 1)获得全局坐标系下的发动机喷管内表面点云数据；
[0036] 2)计算步骤1)中获取的点云数据中各点处的表面法矢，根据各点处表面法矢计 算时局部最小二乘平面拟合的中误差设定阈值，提取发动机喷管口端面边线的点数据；
[0037] 3)基于步骤2)中提取的点数据，进行发动机喷管口端面的平面拟合，将拟合得到 的发动机喷管口端面的法矢n= (a,b，c)作为推力线的方向矢量；
[0038] 4)基于步骤2)中提取的点数据，进行附加约束的最小二乘球面拟合，将所要 拟合球面的球心约束在步骤3)所拟合的发动机喷管口端面上；求解拟合球面的球心 (X。，y。，z。)，根据球心（X。，y。，z。）和法矢n= (a,b,c)得到发动机推力线。
[0039] 下面详细介绍上述各个步骤：
[0040] 获取发动机喷管内表面完整的高密度点云，需要采用特定的测量仪器，如坐标测 量机、激光跟踪仪、激光雷达仪等。本实施例中采用航天装配领域的高精度三维激光雷达， 参照如图3所示的三维激光雷达结构示意图，其大致测量原理为：通过记录激光器发射激 光束到激光接收器接收回光的时间差（脉冲波）或相位差（相位波）进行测距，通过记录 扫描镜沿水平轴的垂直转角及仪器照准部沿垂直轴的水平转角实现测角，从而获取目标点 的三维坐标，通过扫描镜沿水平轴的垂直旋转和仪器照准部沿垂直轴的水平旋转实现对目 标物体的覆盖式测量。
[0041] 激光雷达测量发动机推力线主要涉及的坐标系包括：测量坐标系和全局坐标系。
[0042] 三维激光雷达单测站扫描测量获取的点云数据是仪器坐标系下的坐标集，即图4 所示测量坐标系4-1，多测站获取的点云数据之间需要进行坐标系的统一，这个过程即为三 维激光雷达点云数据预处理中的多站数据拼接。
[0043] 火箭发动机的安装测量中应具有一个固定的全局坐标系，用于指导发动机的安装 和调整。本实施例中采用图4所示立方镜坐标系4-2,作为其他实施方式也可以采用现有技 术中其他类型的全局坐标系。
[0044] 激光雷达测量坐标系与立方镜坐标系之间通过布设的多个公共点4-3进行转换， 如图4所示，从而得到发动机喷管在立方镜坐标系下的点云数据，据此提取出的推力线方 程也属立方镜坐标系下。
[0045]利用三维激光雷达获得发动机喷管内表面点云数据后，图5所示即为采用高精度 三维激光雷达获取的发动机喷管内表面的三维点云数据在OpenGL环境中显示的效果，本 实施例采用此点云数据数据获取推力线初值，初值获取流程图如图6所示，具体包括如下 步骤：
[0046]St印1对测量得到的点云数据进行预采样，使点云分布均匀。
[0047]St印2精确计算点云数据中各点处的表面法矢，即曲面在当前点处切平面的法矢 (包括法矢的计算与修正）。假设当前点为P= (X'，y'，z')，其邻域n个点（距离P点最 近的n个点）SQ1=U'i，y'i，z'1)，Q2=(X