CN111692997B - 一种数据驱动的矢量尾喷口面积在位测量方法 - Google Patents

Abstract

本发明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。

Description

一种数据驱动的矢量尾喷口面积在位测量方法

技术领域

本发明属于精密空间姿态测量技术领域，具体涉及一种数据驱动的矢量尾喷口面积在位测量方法。

背景技术

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。

发明内容

本发明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，本发明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；x_ij为部件i上第j个特征点初始位置x轴坐标值，y_ij为部件i上第j个特征点初始位置y轴坐标值，z_ij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，X_ij为部件i上第j个特征点实时位置x轴坐标值，Y_ij为部件i上第j个特征点实时位置y轴坐标值，Z_ij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，R_posture-i表示部件i的特征点初始位姿到实时位姿的转换矩阵，α_i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，β_i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，θ_i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，t_ix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，t_iy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，t_iz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P_1机，二级喷嘴连杆与发动机机架之间的瞬心P_6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P_4机；

S4.2、根据步骤S4.1求得的瞬心P₁₆、瞬心P_1机、瞬心P_6机、瞬心P₁₄以及瞬心P_4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-l₂sin_θ1+l₃sin_θ2。

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，P_1机P₁₆ 为瞬心P_1机和瞬心P₁₆之间的距离，P_6机P₁₆ 为瞬心P_6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，

P_1机P₁₄ 为瞬心P_1机和瞬心P₁₄之间的距离，P_4机P₁₄ 为瞬心P_4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，本发明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。本发明在发动机未工作时，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，外形等参数，以及连杆之间的几何关系，可以得到尾喷口面积。采用该方法不会受到待测物体大小、形状、测量条件，特别是工作环境等因素的影响；同时，由于尾喷管面积测量过程中不需要构建测量网络，只需要对指定特征点位姿进行测量，大大提高了测量效率。

进一步的，通过在二级喷嘴4和二级喷嘴连杆6上都选出不少于3个且不共线的点作为特征点，特征点的选取应覆盖至整个外形并且可以体现整个结构的特征，且每个部件特征点数量不少于3点，这样可以更好的表达出各个部件的外形特征，在对部件进行相对位姿分析时，提高了准确性，从而增加最终对尾喷口面积计算的准确性，同时当发动机在空中时，通过本方法仍旧可以对尾喷口的面积进行测量，增加了测量的可适用场景。

附图说明

图1为本发明方法流程图；

图2为航空发动机尾喷管结构示意图；

图3为航空发动机尾喷口示意图。

其中，1—驱动杆；2—凸轮机构；3—主喷嘴；4—二级喷嘴；5—外整流罩；6—二级喷嘴连杆。

具体实施方式

为了使本发明的目的和技术方案更加清晰和便于理解。以下结合附图和实施例，对本发明进行进一步的详细说明，此处所描述的具体实施例仅用于解释本发明，并非用于限定本发明。

在本发明的描述中，需要理解的是，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

为方便介绍本发明的步骤，先对航空发动机尾喷管的结构进行介绍。

如图2所示，航空发动机尾喷管包括驱动杆1，凸轮机构2，主喷嘴3，二级喷嘴4和二级喷嘴连杆6。驱动杆1一端与凸轮机构2相接触，凸轮机构2与主喷嘴3铰接，主喷嘴3一端与二级喷嘴4第一端铰接，二级喷嘴4第二端与外整流罩5第一端铰接，外整流罩5第二端与二级喷嘴连杆6第一端铰接，二级喷嘴连杆6第二端与二级喷嘴4中部铰接。

参照图1，本实施例提供了数据驱动的矢量尾喷姿态在位测量方法，包括以下步骤：

S1、在航空发动机处于未工作状态时，确定尾喷管处驱动杆1，凸轮机构2，主喷嘴3，二级喷嘴4和二级喷嘴连杆6的参数：使用激光扫描仪对驱动杆1，凸轮机构2，主喷嘴3，二级喷嘴4和二级喷嘴连杆6进行扫描，将获取的整体点云数据模型分割为各部件的点云数据模型；其中参数包括：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，驱动杆1与旋转轴的夹角θ。

S2、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，上述每个部件上安装至少3个不共线的光电位姿检测传感器阵列。所安装的光电位姿检测传感器阵列在高温、震动等环境下具有良好的鲁棒性。

S3、记录驱动杆1，凸轮机构2，主喷嘴3，二级喷嘴4和二级喷嘴连杆6的初始位姿，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上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上特征点的实时位置数据，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的初始位姿与实时位姿之间的位姿转换矩阵。

S4、将位姿转换矩阵应用于点云数据模型中，得到进行空间变换后驱动杆1，凸轮机构2，主喷嘴3，二级喷嘴4和二级喷嘴连杆6在空间中的实时状态，通过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，即可通过各部分关键点的位姿数据得到整个尾喷管实时空间位置与状态。根据尾喷管驱动杆1，凸轮机构2，主喷嘴3，二级喷嘴4和二级喷嘴连杆6的实时空间位姿，以及连杆的状态与尾喷口面积之间的对应关系求出尾喷管面积。

在一种实施方式中，步骤S1具体包括以下步骤：

步骤S1.1、在航空发动机处于未工作状态时，对尾喷管各连杆(各连杆指驱动杆1，凸轮机构2，主喷嘴3，二级喷嘴4，外整流罩5和二级喷嘴连杆6)的各个参数进行测量。当驱动杆1运动时，带动凸轮机构2与二级喷嘴连杆6运动，从而改变主喷嘴3与二级喷嘴4的位置，从而改变尾喷管喷嘴处的形态。在航空发动机位于地面上且处于静止状态时，对驱动杆1，二级喷嘴连杆6的长度，凸轮的基圆大小和凸轮偏心距，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，二级喷嘴连杆6第一端到旋转轴的距离，驱动杆1到旋转轴的角度进行采集。

步骤S1.2、使用激光扫描仪对航空发动机尾喷管进行点云数据采集，对获取的数据进行处理后，得到尾喷管的点云数据模型，对尾喷管各部分的模型进行分割。对尾喷管整体进行扫描后，再将驱动杆1，凸轮机构2，主喷嘴3，二级喷嘴4和二级喷嘴连杆6的模型分割出来，分别得到驱动杆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。

步骤S2：在各连杆上选出不少于3个且不共线的特征点为光电位姿传感器做安装定位，并对分布在不同连杆上的特征点进行区分。在驱动杆1，凸轮机构2，主喷嘴3，二级喷嘴4和二级喷嘴连杆6上都选出不少于3个且不共线的点作为特征点，特征点的选取应覆盖至整个外形并且可以体现整个结构的特征，且每个部件特征点数量不少于3点。由于尾喷管是一个多杆机构，且自由度为1，因此当驱动杆1运动时，二级喷嘴连杆6的运动轨迹是有规律的，同时二级喷嘴连杆6第二端与二级喷嘴4中部铰接，二级喷嘴4的运动轨迹与驱动杆1也是有对应关系，而尾喷口的面积又与二级喷嘴4的第二端位置有对应关系，因此通过模拟尾喷管机构运动即可确定尾喷口的面积与驱动杆1，凸轮机构2，主喷嘴3，二级喷嘴4，二级喷嘴连杆6处于不同位置的对应关系；同时，由于在高空中，无法直接观测到机构各部分的运动状态，因此通过测量关键点的实时位姿数据，通过坐标转换的方式将尾喷管的初始数据模型转换成高空中的实时状态，并且根据实时状态中驱动杆1、凸轮机构2、主喷嘴3、二级喷嘴4、二级喷嘴连杆6的相对位置关系，即可确定此时尾喷口的面积。

在一种实施方式中，步骤S3具体为：

在发动机未工作时，记录驱动杆1，凸轮机构2，主喷嘴3，二级喷嘴4和二级喷嘴连杆6上特征点的初始位姿数据，将驱动杆1上特征点的初始空间坐标值写成矩阵

的形式，其中，x₁₁为驱动杆1上第一个特征点初始位置x轴坐标值，x₁₂为驱动杆1上第二个特征点初始位置x轴坐标值，x_1n为驱动杆1上第n个特征点初始位置x轴坐标值，y₁₁为驱动杆1上第一个特征点初始位置y轴坐标值，y₁₂为驱动杆1上第二个特征点初始位置y轴坐标值，y_1n为驱动杆1上第n个特征点初始位置y轴坐标值，z₁₁为驱动杆1上第一个特征点初始位置z轴坐标值，z₁₂为驱动杆1上第二个特征点初始位置z轴坐标值，z_1n为第n个特征点初始位置z轴坐标值，同理写出凸轮机构2的初始空间坐标值矩阵

主喷嘴3的初始空间坐标值矩阵

二级喷嘴4的初始空间坐标值矩阵

二级喷嘴连杆6的初始空间坐标值矩阵

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再次测量驱动杆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，X₁₁为驱动杆1上第一个特征点实时位置x轴坐标值，X₁₂为驱动杆1上第二个特征点实时位置x轴坐标值，X_1n为驱动杆1上第n个特征点实时位置x轴坐标值，Y₁₁为驱动杆1上第一个特征点实时位置y轴坐标值，Y₁₂为驱动杆1上第二个特征点实时位置y轴坐标值，Y_1n为驱动杆1上第n个特征点实时位置y轴坐标值，Z₁₁为驱动杆1上第一个特征点实时位置z轴坐标值，Z₁₂为驱动杆1上第二个特征点实时位置z轴坐标值，Z_1n为第n个特征点实时位置z轴坐标值。

同理写出凸轮机构2上实时空间坐标值的位姿数据矩阵

主喷嘴3上实时空间坐标值的位姿数据矩阵

二级喷嘴4上实时空间坐标值的位姿数据矩阵

二级喷嘴连杆6上实时空间坐标值的位姿数据矩阵

根据各个连杆初始位置与实时位置，利用最小二乘法计算得出各连杆的位姿转换矩阵，其中，最后得到的位姿转换矩阵为：

其中，

为驱动杆1的特征点的实时位置坐标矩阵，

表示驱动杆1的特征点的初始位置坐标矩阵，R_posture1表示驱动杆1的特征点初始位姿到实时位姿的转换矩阵，α₁为初始坐标系转换到实时位姿坐标系绕x轴的旋转角，β₁为初始坐标系转换到实时位姿坐标系绕y轴的旋转角，θ₁为初始坐标系转换到实时位姿坐标系绕z轴的旋转角，t_1x为初始坐标系转换到实时位姿坐标系的x方向的位移，t_1y为初始坐标系转换到实时位姿坐标系的y方向的位移，t_1z为初始坐标系转换到实时位姿坐标的z方向的位移。

同理，分别求出凸轮机构2的位姿转换矩阵

主喷嘴3上位姿转换矩阵

二级喷嘴4上位姿转换矩阵

二级喷嘴连杆6上位姿转换矩阵

在一种实施方式中，步骤S4具体包括：

步骤S4.1：将通过激光扫描仪自带分析软件对点云数据模型以及位姿转换矩阵进行处理，将驱动杆1上的位姿转换矩阵R_posture1应用于驱动杆1的点云数据模型，驱动杆1进行空间变换后，得到驱动杆1在空间中的实时状态；将凸轮机构2上的位姿转换矩阵R_posture2应用于凸轮机构2的点云数据模型，凸轮机构2进行空间变换后，得到凸轮机构2在空间中的实时状态；将主喷嘴3上的位姿转换矩阵R_posture3应用于主喷嘴3的点云数据模型，主喷嘴3进行空间变换后，得到主喷嘴3在空间中的实时状态；将二级喷嘴4上的位姿转换矩阵R_posture4应用于二级喷嘴4的点云数据模型，二级喷嘴4进行空间变换后，得到二级喷嘴4在空间中的实时状态；将二级喷嘴连杆6上的位姿转换矩阵R_posture6应用于二级喷嘴连杆6的点云数据模型，二级喷嘴连杆6进行空间变换后，得到二级喷嘴连杆6在空间中的实时状态。

步骤S4.2：以驱动杆1为参考，得到二级驱动连杆6相对于驱动杆1的位姿，根据连杆的状态与尾喷口面积之间的对应关系求出尾喷口面积。获得尾喷管的实时空间位置与状态后，即可得到空间中凸轮机构2以及二级喷嘴连杆6与驱动杆1的位置关系，之后根据尾喷口的面积与驱动杆1，凸轮机构2以及二级喷嘴连杆6处于不同位置的对应关系即可求出尾喷口的面积。

根据驱动杆1的长度l₁，凸轮机构2的偏心距e，凸轮机构的基圆半径r，二级喷嘴连杆6长度l₂，二级喷嘴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到旋转轴的距离L，驱动杆1与旋转轴的夹角θ，当驱动杆1进行直线运动时，根据航空发动机的特性，驱动杆1的移动速度始终为v；根据l₁,r,e,l₂并利用瞬心法，求出驱动杆1与二级喷嘴连杆6瞬心P₁₆，驱动杆1与发动机机架之间的瞬心P_1机，二级喷嘴连杆6与发动机机架之间的瞬心P_6机,驱动杆1与二级喷嘴4之间的瞬心P₁₄，二级喷嘴4与发动机机架之间的瞬心P_4机，根据公式

可求出二级喷嘴连杆6的角速度ω₁，其中P_1机P₁₆ 是瞬心P_1机到瞬心P₁₆之间的距离，P_6机P₁₆ 是瞬心P_6机到瞬心P₁₆之间的距离，根据v₁＝ω₁*l₂，得到二级喷嘴连杆6第二端的速度，其中，v₁是二级喷嘴连杆6第二端的速度大小，速度方向与二级喷嘴连杆6垂直，根据

可求出二级喷嘴4的角速度ω₂，其中P_1机P₁₄ 是瞬心P_1机到瞬心P₁₄之间的距离，P_4机P₁₄ 是瞬心P_4机到瞬心P₁₄之间的距离，根据v₂＝ω₂*l₃，得到二级喷嘴4第二端的速度，其中，v₂是二级喷嘴4第二端的速度大小，二级喷嘴4第二端的速度方向与二级喷嘴4垂直，根据公式

求出驱动杆1与二级喷嘴连杆6之间的实时夹角θ₁₁，

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，

其中θ₂₁为驱动杆1与二级喷嘴4的实时夹角，

为速度v₂的矢量表达，

为向量

的模长，根据θ₁＝θ+θ₁₁，θ₁为二级喷嘴连杆6与旋转轴之间实时的夹角，根据θ₂＝θ+θ₂₁，θ₂为二级喷嘴4与旋转轴之间实时的夹角，同时尾喷口的面积与二级喷嘴4存在S_尾＝kπr²的关系。

其中，k为比例系数，根据尾喷管实际安装情况决定，r为二级喷嘴连杆6第二端到旋转轴中心的距离，与驱动杆1，凸轮机构2，主喷嘴3，二级喷嘴4和二级喷嘴连杆6所处位置有对应关系，r＝L-l₂sin_θ1+l₃sin_θ2。

因此当驱动杆1与二级喷嘴4的相对位置关系确定时，即可得到尾喷管的面积，当发动机在高空时，可以根据驱动杆1，凸轮机构2，主喷嘴3，二级喷嘴4和二级喷嘴连杆6的特征点位姿数据，将在静止状态下采集的点云数据模型转换到高空中对应的位姿，此时，根据驱动杆1，二级喷嘴4和二级喷嘴连杆6的实时状态，可以得到驱动杆1的移动速度

即可对尾喷口的面积进行求解。

以上内容仅为说明本发明的技术思想，不能以此限定本发明的保护范围，凡是按照本发明提出的技术思想，在技术方案基础上所做的任何改动，均落入本发明权利要求书的保护范围之内。

Claims (8)

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)与尾喷管旋转轴的夹角θ；

所述主喷嘴(3)一端与二级喷嘴(4)第一端铰接，二级喷嘴(4)第二端与外整流罩(5)第一端铰接；

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（ 3 ） ，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；x_ij为部件i上第j个特征点初始位置x轴坐标值，y_ij为部件i上第j个特征点初始位置y轴坐标值，z_ij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，X_ij为部件i上第j个特征点实时位置x轴坐标值，Y_ij为部件i上第j个特征点实时位置y轴坐标值，Z_ij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，R_posture-i表示部件i的特征点初始位姿到实时位姿的转换矩阵，α_i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，β_i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，θ_i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，t_ix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，t_iy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，t_iz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。

5.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(1)与二级喷嘴连杆(6)瞬心P₁₆，驱动杆(1)与发动机机架之间的瞬心P_1机，二级喷嘴连杆(6)与发动机机架之间的瞬心P_6机,驱动杆(1)与二级喷嘴(4)之间的瞬心P₁₄以及二级喷嘴(4)与发动机机架之间的瞬心P_4机；

S4.2、根据步骤S4.1求得的瞬心P₁₆、瞬心P_1机、瞬心P_6机、瞬心P₁₄以及瞬心P_4机，求出二级喷嘴连杆(6)第二端的速度v₁以及二级喷嘴(4)第二端的速度v₂；

S4.3、根据二级喷嘴连杆(6)第二端的速度v₁计算驱动杆(1)与二级喷嘴连杆(6)之间的实时夹角θ₁₁；根据二级喷嘴(4)第二端的速度v₂计算驱动杆(1)与二级喷嘴(4)的实时夹角θ₂₁；

S4.4、根据驱动杆(1)与二级喷嘴连杆(6)之间的实时夹角θ₁₁计算二级喷嘴连杆(6)与旋转轴之间实时的夹角θ₁，根据驱动杆(1)与二级喷嘴(4)的实时夹角θ₂₁计算二级喷嘴(4)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(6)第二端到旋转轴中心的距离，r＝L-l₂sin_θ1+l₃sin_θ2。

6.根据权利要求5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S4.2中，v₁＝ω₁*l₂，其中ω₁为二级喷嘴连杆(6)的角速度，

其中，P_1机 P₁₆ 为瞬心P_1机和瞬心P₁₆之间的距离，P_6机P₁₆ 为瞬心P_6机和瞬心P₁₆之间的距离；

v₂＝ω₂*l₃，其中，ω₂为二级喷嘴(4)的角速度，

P_1机P₁₄ 为瞬心P_1机和瞬心P₁₄之间的距离，P_4机P₁₄ 为瞬心P_4机和瞬心P₁₄之间的距离。

7.根据权利要求5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4.3中，驱动杆(1)与二级喷嘴连杆(6)之间的实时夹角θ₁₁的计算公式为：

其中

为驱动杆(1)的移动速度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(1)与二级喷嘴(4)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。

8.根据权利要求5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S4.4中，二级喷嘴连杆(6)与旋转轴之间实时的夹角θ₁计算公式为：θ₁＝θ+θ₁₁；二级喷嘴(4)与旋转轴之间实时的夹角θ₂的计算公式为：θ₂＝θ+θ₂₁。

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