[發明專利]一種數據驅動的矢量尾噴口面積在位測量方法

有效

• 申請號: 202010519483.1
• 申請日: 2020-06-09
• 公開（公告）號: CN111692997B
• 公開（公告）日: 2021-08-13
• 發明（設計）人: 葉國永;劉紅忠;李映江;邢宏文;劉思仁;邱磊;范曉駿
• 申請（專利權）人: 西安交通大學
• 主分類號: G01B11/28
• 分類號: G01B11/28
• 代理公司: 西安通大專利代理有限責任公司 61200
• 代理人: 姚詠華

本發明公開了一種數據驅動的矢量尾噴口面積在位測量方法，包括：S1、確定尾噴管處各連桿的參數；S2、在尾噴管的各連桿上安裝位姿檢測傳感器；S3、記錄各連桿的初始位姿，在發動機啟動后，通過傳感器檢測各連桿的實時位姿，得到各連桿初始位姿與實時位姿的位姿轉換矩陣；S4、通過連桿之間的參數，各連桿初始位姿與實時位姿之間的位姿轉換矩陣，計算得出尾噴口的面積。與現有技術相比，本發明能夠快速、準確的測出待測物體的面積，不會受到待測物體大小、形狀和測量條件，特別是外部環境等因素的影響，具有高效性與準確性等優點。

技術領域

本發明屬于精密空間姿態測量技術領域，具體涉及一種數據驅動的矢量尾噴口面積在位測量方法。

背景技術

航空發動機尾噴管特性是表征航空發動機工作性能的一個重要指標，尾噴管不僅是推進系統產生凈推力的主要部件，又因為幾何非對稱，還會導致產生額外的法向力和俯仰力矩,并且隨著工況不同，尾噴管的受力值還會發生較大的變化，從而會影響到飛行器的配平和飛行安全。而且通過對尾噴管的分析研究，再通過氣動計算還可以可得出發動機及其部件性能參數。尾噴管必須要在高溫環境下進行工作，并且在高空模擬實驗中，也需要對尾噴口面積進行測量，從而對發動機性能進行評估。目前的尾噴口面積測量方法，僅能在地面試驗或者待機狀態下對尾噴口面積進行測量。而航空發動機試驗測試、氣動特征優化改進時，需要在位測量矢量噴口面積。

發明內容

本發明的目的是提供一種數據驅動的矢量尾噴口面積在位測量方法，在發動機的不同工作狀態下，皆可對發動機尾噴口的面積進行測量。

為達到上述目的，本發明所述一種數據驅動的矢量尾噴口面積在位測量方法，包括以下步驟：

步驟1、在航空發動機處于未工作狀態時，測量尾噴管各部件參數，對尾噴管各部件進行掃描，得到各部件的點云數據模型；所述各部件指驅動桿，凸輪機構，主噴嘴，二級噴嘴和二級噴嘴連桿，所述各部件參數包括驅動桿的長度l₁，二級噴嘴連桿的長度l₂，凸輪機構的基圓半徑r和凸輪機構的偏心距e，二級噴嘴與二級噴嘴連桿第二端鉸接處到二級噴嘴第二端的距離l₃，二級噴嘴連桿第一端到尾噴管旋轉軸的距離L以及驅動桿與旋轉軸的夾角θ；

步驟2、在尾噴管的驅動桿，凸輪機構，主噴嘴，二級噴嘴和二級噴嘴連桿上安裝光電位姿檢測傳感器陣列檢測位姿；

步驟3、記錄尾噴管各部件的初始位姿，得到尾噴管各部件特征點的空間位置數據；在發動機啟動后，通過光電位姿檢測傳感器陣列檢測尾噴管各部件上特征點的實時位姿，進而得到尾噴管各部件的初始位姿與實時位姿之間的位姿轉換矩陣；

步驟4、將步驟3得到的尾噴管各部件的位姿轉換矩陣應用于步驟1得到的尾噴管各部件點云數據模型中，得到進行空間變換后尾噴管各部件在空間中的實時位姿，將位姿轉換矩陣應用于點云數據模型上，使模型進行空間位姿變換，得到整個尾噴管實時空間位姿；根據尾噴管各部件的實時空間位姿求出尾噴口面積。

進一步地，步驟1中得到各部件的點云數據模型的過程為：使用激光掃描儀對航空發動機尾噴管進行點云數據采集，對獲取的點云數據進行處理后，得到尾噴管的點云數據模型，然后對尾噴管各部分的模型進行分割，得到驅動桿，凸輪機構，主噴嘴，二級噴嘴和二級噴嘴連桿的點云數據模型。

進一步地，步驟2中，每個部件安裝至少3個不共線的光電位姿檢測傳感器陣列。

進一步地，步驟3包括以下步驟：

步驟3.1、在發動機未工作時，記錄驅動桿，凸輪機構，主噴嘴2，二級噴嘴和二級噴嘴連桿上特征點的初始位姿數據，將各部件上特征點的初始空間坐標值寫成矩陣的形式，x的取值為1，2，3，4，6；x_ij為部件i上第j個特征點初始位置x軸坐標值，y_ij為部件i上第j個特征點初始位置y軸坐標值，z_ij為部件i上第j個特征點初始位置z軸坐標值，n為部件i上特征點的數量；