一种运载火箭舱段紧凑空间的布局结构干涉检查方法与流程

本发明涉及一种布局结构干涉检查方法，尤其涉及一种适用于运载火箭舱段紧凑空间的布局结构干涉检查方法。

背景技术：

运载火箭飞行过程中，舱段内发动机通过伺服机构控制进行摆动，火箭舱段、发动机、伺服机构结构复杂，布局结构干涉检查是研制过程中必不可少关键环节，必须在研制初期尽早解决并确保发动机摆动完全覆盖飞行工况。

目前，火箭舱段、发动机、伺服机构布局结构干涉检查通过手动控制发动机摆动的方式进行，对于大推力发动机质量、尺寸、偏心力矩显著增大，该方法无法满足布局结构干涉检查的需求。同时手动控制发动机摆动无法完全按照发动机飞行工况运动轨迹检查布局结构是否干涉，从而尽早改进结构布局，完善设计方案。

我国新一代运载火箭已采用120T液氧煤油发动机，在3.35m箭体内布局两台120T液氧煤油发动机和四台伺服机构实现双机双摆空间极其紧张，因此在研制过程中针对布局结构进行干涉检查及早发现火箭舱段、发动机、伺服机构结构布局、外形尺寸、管路走向、空间位置等是否存在干涉问题是十分必要的。

技术实现要素：

本发明的目的在于克服现有技术的上述缺陷，提供一种运载火箭舱段紧凑空间的布局结构干涉检查方法，该方法根据飞行过程中伺服机构摆动特性，采取特定试验流程和方法，通过地面测控系统控制伺服机构摆动发动机，检查是否存在动态干涉问题和间隙小的危险区域，完善设计方案和研制方法，缩短研制周期，为运载火箭舱段紧凑空间的布局结构优化设计提供指导和依据。

本发明的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：

一种运载火箭舱段紧凑空间的布局结构干涉检查方法，包括如下步骤：

(1)、将发动机和伺服机构装配在火箭舱段内部，其中伺服机构安装在发动机上，发动机为两台，伺服机构为四台，每台发动机上安装两台伺服机构，将火箭舱段固定在地面上，在火箭舱段内安装摄像装置和间隙测量装置，同时将地面测控系统与伺服机构连接；

(2)、地面测控系统向伺服机构发送俯仰方向的摆动指令，伺服机构接收到所述摆动指令后，使发动机在俯仰方向进行摆动，设伺服机构的摆动极限角为α，伺服机构的摆动角度范围为β₀～β_max，且β_max＝α，使伺服机构在β₀～β_max范围内进行摆动，并在摆动过程通过间隙测量装置测量火箭舱段、发动机和伺服机构中任意两个之间的间隙是否满足阈值要求，若伺服机构在β_max角度摆动时，仍然满足阈值要求，则进入步骤(3)，同时记录测量间隙值，否则，进入步骤(5)；

(3)、地面测控系统向伺服机构发送偏航方向的摆动指令，伺服机构接收到所述摆动指令后，使发动机在偏航方向进行摆动，设伺服机构的摆动极限角为α，伺服机构的摆动角度范围为γ₀～γ_max，且γ_max＝α，使伺服机构在γ₀～γ_max范围内进行摆动，并在摆动过程通过间隙测量装置测量火箭舱段、发动机和伺服机构中任意两个之间的间隙是否满足阈值要求，若伺服机构在γ_max角度摆动时，仍然满足阈值要求，则进入步骤(4)，同时记录测量间隙值，否则，进入步骤(5)；

(4)、地面测控系统向伺服机构发送滚动方向的摆动指令，伺服机构接收到所述摆动指令后，使发动机在滚动方向进行摆动，设伺服机构的摆动极限角为α，伺服机构的摆动角度范围为δ₀～δ₁，发动机的摆动角度范围为δ’₀～δ’_max，且δ’_max＝α，使伺服机构在δ₀～δ₁范围内进行摆动，即发动机在δ’₀～δ’_max范围内摆动，并在摆动过程通过间隙测量装置测量火箭舱段、发动机和伺服机构中任意两个之间的间隙是否满足阈值要求，若发动机在δ’_max角度摆动时，仍然满足阈值要求，则进入步骤(6)，同时记录测量间隙值，否则，进入步骤(5)；

(5)、对所述运载火箭舱段紧凑空间的布局结构进行优化设计，返回步骤(1)；

(6)、干涉检查结束，所述运载火箭舱段紧凑空间的布局结构满足要求。

在上述运载火箭舱段紧凑空间的布局结构干涉检查方法中，发动机中的第一发动机上安装第一伺服机构A1和第二伺服机构B1，第二发动机上安装第三伺服机构A2和第四伺服机构B2，其中第一伺服机构A1和第二伺服机构B1在第一发动机上呈90°角布局，第三伺服机构A2和第四伺服机构B2在第二发动机上呈90°角布局。

在上述运载火箭舱段紧凑空间的布局结构干涉检查方法中，步骤(2)中地面测控系统向伺服机构发送俯仰方向的摆动指令，伺服机构接收到所述摆动指令后，第二伺服机构B1和第四伺服机构B2在Ⅰ、Ⅲ象限面内进行摆动；

所述步骤(3)中地面测控系统向伺服机构发送偏航方向的摆动指令，伺服机构接收到所述摆动指令后，第一伺服机构A1和第三伺服机构A2在Ⅱ、Ⅳ象限面内进行摆动；

所述步骤(4)中地面测控系统向伺服机构发送滚动方向的摆动指令，伺服机构接收到所述摆动指令后，第一伺服机构A1、第二伺服机构B1在Ⅰ、Ⅳ象限面内进行摆动，第三伺服机构A2和第四伺服机构B2在Ⅱ、Ⅲ象限面内进行摆动。

在上述运载火箭舱段紧凑空间的布局结构干涉检查方法中，步骤(2)中使伺服机构在β₀～β_max范围内按照设定角度间隔△β进行摆动，首先伺服机构以β₀为摆动角进行摆动，通过间隙测量装置测量火箭舱段、发动机和伺服机构中任意两个之间的间隙是否满足阈值要求，若均大于各自设定的阈值，则伺服机构以β₀+△β为摆动角进行摆动，通过间隙测量装置测量火箭舱段、发动机和伺服机构中任意两个之间的间隙是否满足阈值要求，若均大于各自设定的阈值，则伺服机构以β₀+2△β为摆动角进行摆动，依次类推，直至伺服机构的摆动角达到β_max，仍然均大于或等于各自设定的阈值，则记录最大摆动角度β_max下的测量间隙值。

在上述运载火箭舱段紧凑空间的布局结构干涉检查方法中，步骤(3)中使伺服机构在γ₀～γ_max范围内按照设定角度间隔△γ进行摆动，首先伺服机构以γ₀为摆动角进行摆动，通过间隙测量装置测量火箭舱段、发动机和伺服机构中任意两个之间的间隙是否满足阈值要求，若均大于各自设定的阈值，则伺服机构以γ₀+△γ为摆动角进行摆动，通过间隙测量装置测量火箭舱段、发动机和伺服机构中任意两个之间的间隙是否满足阈值要求，若均大于各自设定的阈值，则伺服机构以γ₀+2△γ为摆动角进行摆动，依次类推，直至伺服机构的摆动角达到γ_max，仍然均大于或等于各自设定的阈值，则记录最大摆动角度γ_max下的测量间隙值。

在上述运载火箭舱段紧凑空间的布局结构干涉检查方法中，步骤(4)中使伺服机构的摆动角度范围为δ₀～δ₁，发动机的摆动角度范围为δ’₀～δ’_max，其中按照设定角度间隔△δ’进行摆动，首先发动机以δ’₀为摆动角进行摆动，通过间隙测量装置测量火箭舱段、发动机和伺服机构中任意两个之间的间隙是否满足阈值要求，若均大于各自设定的阈值，则发动机以δ’₀+△δ’为摆动角进行摆动，通过间隙测量装置测量火箭舱段、发动机和伺服机构中任意两个之间的间隙是否满足阈值要求，若均大于各自设定的阈值，则发动机以δ’₀+2△δ’为摆动角进行摆动，依次类推，直至发动机的摆动角达到δ’_max，仍然均大于或等于各自设定的阈值，则记录最大摆动角度δ’_max下的测量间隙值。

在上述运载火箭舱段紧凑空间的布局结构干涉检查方法中，步骤(1)中地面测控系统通过控制电缆、供电电缆与伺服机构连接，其中地面测控系统通过控制电缆向伺服机构发送控制指令，控制伺服机构的摆动，地面测控系统通过供电电缆向伺服机构供电。

在上述运载火箭舱段紧凑空间的布局结构干涉检查方法中，△β、△γ和△δ’的取值为0.5°～1°。

在上述运载火箭舱段紧凑空间的布局结构干涉检查方法中，通过双机摆圆方法使伺服机构同时实现俯仰和偏航方向的摆动，具体方法如下：

第一伺服机构A1和第三伺服机构A2首先沿Ⅱ、Ⅳ象限面运动1/4周期后，第一伺服机构A1和第三伺服机构A2继续沿Ⅱ、Ⅳ象限面运动，第二伺服机构B1和第四伺服机构B2开始沿Ⅰ、Ⅲ象限面运动，第二伺服机构B1和第四伺服机构B2沿Ⅰ、Ⅲ象限面运动1周期后停止运动，第一伺服机构A1和第三伺服机构A2继续沿Ⅱ、Ⅳ象限面运动1/4周期后停止运动。

在上述运载火箭舱段紧凑空间的布局结构干涉检查方法中，通过双机摆圆方法使伺服机构同时实现俯仰和偏航方向的摆动，并同时进行俯仰和偏航方向的舱段紧凑空间的布局结构干涉检查。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)、本发明运载火箭舱段紧凑空间的布局结构干涉检查方法，根据火箭飞行过程中发动机俯仰、偏航、滚动摆动需求，制定伺服机构摆动方案，通过地面测控系统控制伺服机构摆动，对火箭舱段、发动机、伺服机构结构布局、外形尺寸、管路走向、空间位置等布局结构干涉情况进行检查，检查是否存在动态干涉问题和间隙小的危险区域，从而完善设计方案和研制方法，缩短研制周期，为运载火箭舱段紧凑空间的布局结构优化设计提供指导和依据。

(2)、本发明布局结构干涉检查方法相比传统采用手动的干涉检查方法，能够充分覆盖火箭飞行工况，采用自动化操作，操作过程更加简单方便、易于实现，能够在检查过程中验证火箭舱段、发动机、伺服机构布局结构的合理性。

(3)、本发明干涉检查方法灵活多样，既可以采用伺服机构分别进行俯仰方向摆动和偏航方向摆动，进行干涉检查，也可以通过双机摆圆方法使伺服机构同时实现俯仰和偏航两个方向的摆动，进行干涉检查，第二种方法可以减少操作时间，提高效率，实际操作中可以根据需要，进行两种方法的灵活选择。

附图说明

图1为本发明箭体坐标系与象限关系示意图(俯视图)；

图2为本发明火箭舱段内双机双摆布局示意图(俯视图)；

图3为本发明双机摆圆运动轨迹示意图；

图4为本发明滚动摆动运动轨迹示意图。

具体实施方法

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：

如图1所示为本发明箭体坐标系与象限关系示意图(俯视图)；坐标原点O位于火箭质心，OX₁轴沿箭体纵轴，指向火箭头部为正；OY₁轴在Ⅰ-Ⅲ象限面(纵向对称面)内垂直于OX₁轴，由Ⅰ象限指向Ⅲ象限为正；OZ₁轴在Ⅱ-Ⅳ象限面内，与OX₁轴、OY₁轴组成右手直角坐标系，由Ⅱ象限指向Ⅳ象限为正。

沿俯视图方向由Ⅰ基准线沿逆时针方向相距90°、180°、270°分别为Ⅱ、Ⅲ、Ⅳ基准线。

本发明运载火箭舱段紧凑空间的布局结构干涉检查方法，具体包括如下步骤：

(1)、如图2所示为本发明火箭舱段内双机双摆布局示意图(俯视图)；将火箭舱段1、发动机2和伺服机构3按飞行状态进行装配，对火箭舱段1在地面进行固定支撑，在火箭舱段1内安装摄像装置和间隙测量装置，同时将地面测控系统与伺服机构3连接。如图2所示，发动机2和伺服机构3位于火箭舱段1内部，伺服机构3安装在发动机2上，其中发动机2为两台，伺服机构3为四台，每台发动机2上安装两台伺服机构3，实现双机双摆，具体安装如下：

发动机2中的第一发动机2-1上安装第一伺服机构A1和第二伺服机构B1，第二发动机2-2上安装第三伺服机构A2和第四伺服机构B2，其中第一伺服机构A1和第二伺服机构B1在第一发动机2-1上呈90°角布局，第三伺服机构A2和第四伺服机构B2在第二发动机2-2上呈90°角布局。

地面测控系统通过控制电缆、供电电缆与伺服机构3连接，其中地面测控系统通过控制电缆向伺服机构3发送控制指令，控制伺服机构3的摆动，地面测控系统通过供电电缆向伺服机构3供电。

(2)、地面测控系统向伺服机构3发送俯仰方向的摆动指令，伺服机构3接收到摆动指令后，使发动机2在俯仰方向进行摆动，第二伺服机构B1和第四伺服机构B2在Ⅰ、Ⅲ象限面内进行摆动；设伺服机构3的摆动极限角为α，伺服机构3的摆动角度范围为β₀～β_max，且β_max＝α，使伺服机构3在β₀～β_max范围内进行摆动，并在摆动过程通过间隙测量装置测量火箭舱段1、发动机2和伺服机构3中任意两个之间的间隙是否满足阈值要求，若伺服机构3在β_max角度摆动时，仍然满足阈值要求，则进入步骤(3)，同时记录测量间隙值，否则，进入步骤(5)；

所述步骤(2)中使伺服机构3在β₀～β_max范围内按照设定角度间隔△β进行摆动，首先伺服机构3以β₀为摆动角进行摆动，通过间隙测量装置测量火箭舱段1、发动机2和伺服机构3中任意两个之间的间隙是否满足阈值要求，若均大于各自设定的阈值，则伺服机构3以β₀+△β为摆动角进行摆动，通过间隙测量装置测量火箭舱段1、发动机2和伺服机构3中任意两个之间的间隙是否满足阈值要求，若均大于各自设定的阈值，则伺服机构3以β₀+2△β为摆动角进行摆动，依次类推，直至伺服机构3的摆动角达到β_max，仍然均大于或等于各自设定的阈值，则记录最大摆动角度β_max下的测量间隙值。

其中△β的取值为0.5°～1°，本实施例中取值为0.5°，本实施例中设定的阈值均为30mm。

(3)、地面测控系统向伺服机构3发送偏航方向的摆动指令，伺服机构3接收到摆动指令后，使发动机2在偏航方向进行摆动，第一伺服机构A1和第三伺服机构A2在Ⅱ、Ⅳ象限面内进行摆动；设伺服机构3的摆动极限角为α，伺服机构3的摆动角度范围为γ₀～γ_max，且γ_max＝α，使伺服机构3在γ₀～γ_max范围内进行摆动，并在摆动过程通过间隙测量装置测量火箭舱段1、发动机2和伺服机构3中任意两个之间的间隙是否满足阈值要求，若伺服机构3在γ_max角度摆动时，仍然满足阈值要求，则进入步骤(4)，同时记录测量间隙值，否则，进入步骤(5)；

所述步骤(3)中使伺服机构3在γ₀～γ_max范围内按照设定角度间隔△γ进行摆动，首先伺服机构3以γ₀为摆动角进行摆动，通过间隙测量装置测量火箭舱段1、发动机2和伺服机构3中任意两个之间的间隙是否满足阈值要求，若均大于各自设定的阈值，则伺服机构3以γ₀+△γ为摆动角进行摆动，通过间隙测量装置测量火箭舱段1、发动机2和伺服机构3中任意两个之间的间隙是否满足阈值要求，若均大于各自设定的阈值，则伺服机构3以γ₀+2△γ为摆动角进行摆动，依次类推，直至伺服机构3的摆动角达到γ_max，仍然均大于或等于各自设定的阈值，则记录最大摆动角度γ_max下的测量间隙值。

其中△γ的取值为0.5°～1°，本实施例中取值为0.5°。本实施例中设定的阈值均为30mm。

(4)、地面测控系统向伺服机构3发送滚动方向的摆动指令，伺服机构3接收到摆动指令后，使发动机2在滚动方向进行摆动，第一伺服机构A1、第二伺服机构B1在Ⅰ、Ⅳ象限面内进行摆动；第三伺服机构A2和第四伺服机构B2在Ⅱ、Ⅲ象限面内进行摆动。如图4所示为本发明滚动摆动运动轨迹示意图。

设伺服机构3的摆动极限角为α，伺服机构3的摆动角度范围为δ₀～δ₁，发动机的摆动角度范围为δ’₀～δ’_max，且δ’_max＝α，使伺服机构3在δ₀～δ₁范围内进行摆动，即发动机在δ’₀～δ’_max范围内摆动，并在摆动过程通过间隙测量装置测量火箭舱段1、发动机2和伺服机构3中任意两个之间的间隙是否满足阈值要求，若发动机2在δ’_max角度摆动时，仍然满足阈值要求，则进入步骤(6)，同时记录测量间隙值，否则，进入步骤(5)；

所述步骤(4)中使伺服机构3的摆动角度范围为δ₀～δ₁，发动机2的摆动角度范围为δ’₀～δ’_max，其中照设定角度间隔△δ’进行摆动，首先发动机2以δ’₀为摆动角进行摆动，通过间隙测量装置测量火箭舱段1、发动机2和伺服机构3中任意两个之间的间隙是否满足阈值要求，若均大于各自设定的阈值，则发动机2以δ’₀+△δ’为摆动角进行摆动，通过间隙测量装置测量火箭舱段1、发动机2和伺服机构3中任意两个之间的间隙是否满足阈值要求，若均大于各自设定的阈值，则发动机2以δ’₀+2△δ’为摆动角进行摆动，依次类推，直至发动机2的摆动角达到δ’_max，仍然均大于或等于各自设定的阈值，则记录最大摆动角度δ’_max下的测量间隙值。

其中△δ’的取值为0.5°～1°，本实施例中取值为0.5°。本实施例中设定的阈值均为30mm。

(5)、对该运载火箭舱段紧凑空间的布局结构进行优化设计，返回步骤(1)。即对发动机2、伺服机构3的零部件空间位置、外形尺寸、管路走向等进行优化设计后，按照上述方法重复进行干涉检查，直至满足阈值要求。

(6)、干涉检查结束，该运载火箭舱段紧凑空间的布局结构满足要求。

本发明中除采用上述步骤(2)、(3)的方法进行俯仰方向和偏航方向的摆动及干涉检查外，也可以通过双机摆圆方法使伺服机构3同时实现俯仰和偏航方向的摆动，并同时进行俯仰和偏航方向的干涉检查，如图3所示为本发明双机摆圆运动轨迹示意图，具体摆动方法如下：

第一伺服机构A1和第三伺服机构A2首先沿Ⅱ、Ⅳ象限面运动1/4周期后，第一伺服机构A1和第三伺服机构A2继续沿Ⅱ、Ⅳ象限面运动，第二伺服机构B1和第四伺服机构B2开始沿Ⅰ、Ⅲ象限面运动，第二伺服机构B1和第四伺服机构B2沿Ⅰ、Ⅲ象限面运动1周期后停止运动，第一伺服机构A1和第三伺服机构A2继续沿Ⅱ、Ⅳ象限面运动1/4周期后停止运动。

实际干涉检查时，伺服机构3的摆动角度范围为ε₀～ε_max，ε_max＝α。首先伺服机构3按照上述摆动方法以ε₀为摆动角进行摆动，通过间隙测量装置测量火箭舱段1、发动机2和伺服机构3中任意两个之间的间隙是否满足阈值要求，若均大于各自设定的阈值，则伺服机构3以ε₀+△ε为摆动角按照上述方法进行摆动，通过间隙测量装置测量火箭舱段1、发动机2和伺服机构3中任意两个之间的间隙是否满足阈值要求，若均大于各自设定的阈值，则伺服机构3以ε₀+2△ε为摆动角进行摆动，依次类推，直至伺服机构3的摆动角达到ε_max，仍然均大于或等于各自设定的阈值，则记录最大摆动角度ε_max下的测量间隙值。其中△ε的取值为0.5°～1°，本实施例中取值为0.5°，本实施例中设定的阈值均为30mm。

以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。