一种数据驱动的矢量尾喷口面积在位测量方法技术

本发明专利技术公开了一种数据驱动的矢量尾喷口面积在位测量方法，包括：S1、确定尾喷管处各连杆的参数；S2、在尾喷管的各连杆上安装位姿检测传感器；S3、记录各连杆的初始位姿，在发动机启动后，通过传感器检测各连杆的实时位姿，得到各连杆初始位姿与实时位姿的位姿转换矩阵；S4、通过连杆之间的参数，各连杆初始位姿与实时位姿之间的位姿转换矩阵，计算得出尾喷口的面积。与现有技术相比，本发明专利技术能够快速、准确的测出待测物体的面积，不会受到待测物体大小、形状和测量条件，特别是外部环境等因素的影响，具有高效性与准确性等优点。

【技术实现步骤摘要】
一种数据驱动的矢量尾喷口面积在位测量方法
本专利技术属于精密空间姿态测量
，具体涉及一种数据驱动的矢量尾喷口面积在位测量方法。
技术介绍
航空发动机尾喷管特性是表征航空发动机工作性能的一个重要指标，尾喷管不仅是推进系统产生净推力的主要部件，又因为几何非对称，还会导致产生额外的法向力和俯仰力矩,并且随着工况不同，尾喷管的受力值还会发生较大的变化，从而会影响到飞行器的配平和飞行安全。而且通过对尾喷管的分析研究，再通过气动计算还可以可得出发动机及其部件性能参数。尾喷管必须要在高温环境下进行工作，并且在高空模拟实验中，也需要对尾喷口面积进行测量，从而对发动机性能进行评估。目前的尾喷口面积测量方法，仅能在地面试验或者待机状态下对尾喷口面积进行测量。而航空发动机试验测试、气动特征优化改进时，需要在位测量矢量喷口面积。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种数据驱动的矢量尾喷口面积在位测量方法，在发动机的不同工作状态下，皆可对发动机尾喷口的面积进行测量。为达到上述目的，本专利技术所述一种数据驱动的矢量尾喷口面积在位测量方法，包括以下步骤：步骤1、在航空发动机处于未工作状态时，测量尾喷管各部件参数，对尾喷管各部件进行扫描，得到各部件的点云数据模型；所述各部件指驱动杆，凸轮机构，主喷嘴，二级喷嘴和二级喷嘴连杆，所述各部件参数包括驱动杆的长度l1，二级喷嘴连杆的长度l2，凸轮机构的基圆半径r和凸轮机构的偏心距e，二级喷嘴与二级喷嘴连杆第二端铰接处到二级喷嘴第二端的距离l3，二级喷嘴连杆第一端到尾喷管旋转轴的距离L以及驱动杆与旋转轴的夹角θ；步骤2、在尾喷管的驱动杆，凸轮机构，主喷嘴，二级喷嘴和二级喷嘴连杆上安装光电位姿检测传感器阵列检测位姿；步骤3、记录尾喷管各部件的初始位姿，得到尾喷管各部件特征点的空间位置数据；在发动机启动后，通过光电位姿检测传感器阵列检测尾喷管各部件上特征点的实时位姿，进而得到尾喷管各部件的初始位姿与实时位姿之间的位姿转换矩阵；步骤4、将步骤3得到的尾喷管各部件的位姿转换矩阵应用于步骤1得到的尾喷管各部件点云数据模型中，得到进行空间变换后尾喷管各部件在空间中的实时位姿，将位姿转换矩阵应用于点云数据模型上，使模型进行空间位姿变换，得到整个尾喷管实时空间位姿；根据尾喷管各部件的实时空间位姿求出尾喷口面积。进一步地，步骤1中得到各部件的点云数据模型的过程为：使用激光扫描仪对航空发动机尾喷管进行点云数据采集，对获取的点云数据进行处理后，得到尾喷管的点云数据模型，然后对尾喷管各部分的模型进行分割，得到驱动杆，凸轮机构，主喷嘴，二级喷嘴和二级喷嘴连杆的点云数据模型。进一步地，步骤2中，每个部件安装至少3个不共线的光电位姿检测传感器阵列。进一步地，步骤3包括以下步骤：步骤3.1、在发动机未工作时，记录驱动杆，凸轮机构，主喷嘴2，二级喷嘴和二级喷嘴连杆上特征点的初始位姿数据，将各部件上特征点的初始空间坐标值写成矩阵的形式，x的取值为1，2，3，4，6；xij为部件i上第j个特征点初始位置x轴坐标值，yij为部件i上第j个特征点初始位置y轴坐标值，zij为部件i上第j个特征点初始位置z轴坐标值，n为部件i上特征点的数量；步骤3.2、在发动机启动后，通过各部件上安装的光电位姿检测传感器阵列测量各部件上特征点的实时位姿，将驱动杆上特征点的实时空间坐标值写成矩阵其中，Xij为部件i上第j个特征点实时位置x轴坐标值，Yij为部件i上第j个特征点实时位置y轴坐标值，Zij为部件i上第j个特征点实时位置z轴坐标值；根据各部件初始位置与实时位置，利用最小二乘法计算得出各部件的位姿转换矩阵：其中，Rposture-i表示部件i的特征点初始位姿到实时位姿的转换矩阵，αi为部件i初始坐标系转换到实时位姿坐标系绕x轴的旋转角，βi为部件i初始坐标系转换到实时位姿坐标系绕y轴的旋转角，θi为部件i初始坐标系转换到实时位姿坐标系绕z轴的旋转角，tix为部件i初始坐标系转换到实时位姿坐标系的x方向的位移，tiy为部件i初始坐标系转换到实时位姿坐标系的y方向的位移，tiz为部件i初始坐标系转换到实时位姿坐标的z方向的位移。进一步地，步骤4中，根据尾喷管各部件的实时空间位姿求出尾喷口面积包括以下步骤：S4.1、根据尾喷管各个部件实时空间位姿，计算驱动杆与二级喷嘴连杆瞬心P16，驱动杆与发动机机架之间的瞬心P1机，二级喷嘴连杆与发动机机架之间的瞬心P6机,驱动杆与二级喷嘴之间的瞬心P14以及二级喷嘴与发动机机架之间的瞬心P4机；S4.2、根据步骤S4.1求得的瞬心P16、瞬心P1机、瞬心P6机、瞬心P14以及瞬心P4机，求出二级喷嘴连杆第二端的速度v1以及二级喷嘴第二端的速度v2；S4.3、根据二级喷嘴连杆第二端的速度v1计算驱动杆与二级喷嘴连杆之间的实时夹角θ11；根据二级喷嘴第二端的速度v2计算驱动杆与二级喷嘴的实时夹角θ21；S4.4、根据驱动杆与二级喷嘴连杆之间的实时夹角θ11计算二级喷嘴连杆与旋转轴之间实时的夹角θ1，根据驱动杆与二级喷嘴的实时夹角θ21计算二级喷嘴与旋转轴之间实时的夹角θ2；S4.5、根据公式S尾＝kπr2求出尾喷管面积S尾，其中，k为比例系数，r为二级喷嘴连杆第二端到旋转轴中心的距离，r＝L-l2sinθ1+l3sinθ2。进一步地，步骤S4.2中，v1＝ω1*l2，其中ω1为二级喷嘴连杆的角速度，其中，P1机P16为瞬心P1机和瞬心P16之间的距离，P6机P16为瞬心P6机和瞬心P16之间的距离；v2＝ω2*l3，其中，ω2为二级喷嘴的角速度，P1机P14为瞬心P1机和瞬心P14之间的距离，P4机P14为瞬心P4机和瞬心P14之间的距离。进一步地，步骤4.3中，驱动杆与二级喷嘴连杆之间的实时夹角θ11的计算公式为：其中为速度v的矢量表达，为速度v1的矢量表达，为向量的模长，为向量的模长；驱动杆与二级喷嘴的实时夹角θ21的计算公式为：为速度v2的矢量表达，为向量的模长。进一步地，步骤S4.4中，二级喷嘴连杆与旋转轴之间实时的夹角θ1计算公式为：θ1＝θ+θ11；二级喷嘴与旋转轴之间实时的夹角θ2的计算公式为：θ2＝θ+θ21。与现有技术相比，本专利技术至少具有以下有益的技术效果：在航空发动机进行工作时，由于航空发动机的内部结构复杂，常规测量手段无法保证实时对尾喷口进行测量，同时由于航空发动机进行高空实验时，远离地面，对尾喷口面积直接进行测量会受到很大的制约。本专利技术在发动机未工作时，获得尾喷管各部件的点云数据模型，然后利用光电位姿检测传感器阵列测量尾喷管上特征点的实时位姿数据，根据实时位姿和初始位姿，获得特征点的实时位姿和初始位姿之间的转换矩阵，利用该转换矩阵和各个部件的点云数据模型可得到各个部件任意一点在空间中的实时状态，在根据各个部件和尾喷口面积的关系，求解出尾喷口面积。由于尾喷口结构是由多连杆机构构成，通过测量各个连杆的实时位姿，根据连杆的长度，外本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种数据驱动的矢量尾喷口面积在位测量方法，其特征在于，包括以下步骤：/n步骤1、在航空发动机处于未工作状态时，测量尾喷管各部件参数，对尾喷管各部件进行扫描，得到各部件的点云数据模型；所述各部件指驱动杆(1)，凸轮机构(2)，主喷嘴(3)，二级喷嘴(4)和二级喷嘴连杆(6)，所述各部件参数包括驱动杆(1)的长度l

【技术特征摘要】
1.一种数据驱动的矢量尾喷口面积在位测量方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1、在航空发动机处于未工作状态时，测量尾喷管各部件参数，对尾喷管各部件进行扫描，得到各部件的点云数据模型；所述各部件指驱动杆(1)，凸轮机构(2)，主喷嘴(3)，二级喷嘴(4)和二级喷嘴连杆(6)，所述各部件参数包括驱动杆(1)的长度l1，二级喷嘴连杆(6)的长度l2，凸轮机构(2)的基圆半径r和凸轮机构(2)的偏心距e，二级喷嘴(4)与二级喷嘴连杆(6)第二端铰接处到二级喷嘴(4)第二端的距离l3，二级喷嘴连杆(6)第一端到尾喷管旋转轴的距离L以及驱动杆(1)与旋转轴的夹角θ；
步骤2、在尾喷管的驱动杆(1)，凸轮机构(2)，主喷嘴(3)，二级喷嘴(4)和二级喷嘴连杆(6)上安装光电位姿检测传感器阵列检测位姿；
步骤3、记录尾喷管各部件的初始位姿，得到尾喷管各部件特征点的空间位置数据；在发动机启动后，通过光电位姿检测传感器阵列检测尾喷管各部件上特征点的实时位姿，进而得到尾喷管各部件的初始位姿与实时位姿之间的位姿转换矩阵；
步骤4、将步骤3得到的尾喷管各部件的位姿转换矩阵应用于步骤1得到的尾喷管各部件点云数据模型中，得到进行空间变换后尾喷管各部件在空间中的实时位姿，将位姿转换矩阵应用于点云数据模型上，使模型进行空间位姿变换，得到整个尾喷管实时空间位姿；根据尾喷管各部件的实时空间位姿求出尾喷口面积。


2.根据权利要求1所述的一种数据驱动的矢量尾喷口面积在位测量方法，其特征在于，所述步骤1中得到各部件的点云数据模型的过程为：使用激光扫描仪对航空发动机尾喷管进行点云数据采集，对获取的点云数据进行处理后，得到尾喷管的点云数据模型，然后对尾喷管各部分的模型进行分割，得到驱动杆(1)，凸轮机构(2)，主喷嘴(3)，二级喷嘴(4)和二级喷嘴连杆(6)的点云数据模型。


3.根据权利要求1所述的一种数据驱动的矢量尾喷口面积在位测量方法，其特征在于，所述步骤2中，每个部件安装至少3个不共线的光电位姿检测传感器阵列。


4.根据权利要求1所述的一种数据驱动的矢量尾喷口面积在位测量方法，其特征在于，所述步骤3包括以下步骤：
步骤3.1、在发动机未工作时，记录驱动杆(1)，凸轮机构(2)，主喷嘴2，二级喷嘴(4)和二级喷嘴连杆(6)上特征点的初始位姿数据，将各部件上特征点的初始空间坐标值写成矩阵的形式，x的取值为1，2，3，4，6；xij为部件i上第j个特征点初始位置x轴坐标值，yij为部件i上第j个特征点初始位置y轴坐标值，zij为部件i上第j个特征点初始位置z轴坐标值，n为部件i上特征点的数量；
步骤3.2、在发动机启动后，通过各部件上安装的光电位姿检测传感器阵列测量各部件上特征点的实时位姿，将驱动杆(1)上特征点的实时空间坐标值写成矩阵其中，Xij为部件i上第j个特征点实时位置x轴坐标值，Yij为部件i上第j个特征点实时位置y轴坐标值，Zij为部件i上第j个特征点实时位置z轴坐标值；
根据各部件初始位置与实时位置，利用最小二乘法计算得出各部件的位姿转换矩阵：

其中，Rpo...

【专利技术属性】
技术研发人员：叶国永，刘红忠，李映江，邢宏文，刘思仁，邱磊，范晓骏，
申请(专利权)人：西安交通大学，
类型：发明
国别省市：陕西;61