CN113184211A - 基于质心测试和配平的火箭助推无人机推力线调整方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了基于质心测试和配平的火箭助推无人机推力线调整方法，包括：建立测量坐标系；将质心配平C到与无人机推力座安装平面几何中心D同一个垂直于Y轴的平面；将带有推力筒的推力板安装在无人机的推力槽中；解算使调整后的推力线AB与直线CD平行时，推力线AB需绕过点G且与Y轴平行的直线旋转的方向和角度，及使推力线AB和推力板上端面的交点G与无人机推力座安装平面几何中心D重合时，推力线AB需要平移的方向和距离；将推力板一侧垫高一侧削薄，以过点G且与Y轴平行的直线为旋转轴，将推力筒连同推力板进行旋转和平移调整，使得调整后的推力线过无人机质心C，无人机推力线调整完成。本发明计算简单操作方便，减少反复修配次数，提高推力线调整精度，工程实现容易。

Description

基于质心测试和配平的火箭助推无人机推力线调整方法

技术领域

本发明涉及基于质心测试和配平的火箭助推无人机推力线调整方法，，属于机械工程技术领域。

背景技术

火箭助推发射方式与弹射起飞、滑跑起飞、垂直起飞等其它发射方式相比，具有更好的机动性，不受发射场地地域限制，可以在短时间内提供推力将无人机加速到起飞速度，是最通用的一种重要的发射方式。但由于火箭推力大，对无人机的影响比较剧烈，为保证无人机安全起飞，在无人机发射前，应该首先调整助推火箭推力线相对无人机实际质心的相对位置，确保火箭的安装应保证的精度。若推力线横向偏离质心，会产生偏航力矩，对发射不利，太大的偏航力矩，会使无人机产生侧滑；若无人机纵向偏离质心较大，使无人机在起飞时俯仰方向产生较大的力矩，造成无人机俯仰姿态发生变化，显著影响无人机的起飞性能，导致无人机发射失败。无人机火箭助推发射的首要条件是火箭推力线接近或通过无人机的质心。

传统的推力座的调整方法需要经过多次配平或者反复修整无人机上的推力座，费时费力，过多的配重还会影响无人机的飞行和承载性能，推力线调整精度低。难以满足快速、精确调整推力线的要求。

发明内容

本发明解决的技术问题为：克服现有技术不足，提供基于质心测试和配平的火箭助推无人机推力线调整方法，用于解决现有技术中对于推力线的调整需要经过多次配平或者反复修整推力座，费时费力，过多的配重还会影响无人机的飞行和承载性能，推力线调整精度低的问题。

本发明解决的技术方案为：基于质心测试和配平的火箭助推无人机推力线调整方法，该方法包括如下步骤：

S1、建立测量坐标系；

S2、将无人机按照水平状态安装；水平状态为：无人机机身方向的轴线与测量坐标系的X方向重合，且机头朝向X负方向，使无人机推力座安装平面与测量坐标系Y轴平行；

S3、测量水平状态下无人机推力座安装平面几何中心D在测量坐标系下的坐标；

S4、将无人机绕测量坐标系的Y轴旋转预设角度，使得无人机处于倾斜姿态；

S5、根据水平姿态和倾斜姿态两种状态下无人机质心的投影在测量坐标系的XOY平面内的坐标，计算出水平状态下无人机质心C在测量坐标系的空间坐标；

S6、根据无人机的质心坐标和无人机的质量，根据力矩平衡原理调整无人机的配重位置，使无人机质心的Y轴坐标值与无人机推力座安装平面几何中心在测量坐标系下的Y轴坐标相同，进而确定无人机质心C到无人机推力座安装平面几何中心D两点之间连线的直线方程；

S7、将带有推力筒的推力板安装在无人机的推力槽中，使推力板的上端面与推力槽贴合，二者的安装孔对齐后固定；

S8、测量步骤S7安装后助推火箭推力线上任意两点坐标，进而确定助推火箭推力线在测量坐标系下的直线方程；

S9、根据助推火箭推力线AB在测量坐标系下的直线方程、无人机质心C到无人机推力座安装平面几何中心D两点之间连线CD的直线方程，解算直线AB与直线CD之间夹角，并解算推力线AB和推力板上端面的交点G的坐标，解算使调整后的推力线与直线CD平行时，推力线AB需绕过点G且与Y轴平行的直线旋转的方向和角度，及使点推力线AB和推力板上端面的交点G与无人机推力座安装平面几何中心D重合时，推力线AB需要沿测量坐标系X轴和Y轴平移的方向和距离；

S10、将推力板一侧垫高一侧削薄，以过点G且与Y轴平行的直线为旋转中心，将推力筒连同推力板进行旋转和平移调整，使得调整后的推力线过无人机质心C，无人机推力线调整完成。

所述测量坐标系中，将大地水平面定义为X轴和Y轴构成的XOY平面，Z轴与X轴和Y轴满足右手原则，垂直于水平面向上的方向为Z轴正方向。

所述步骤S4中的预设角度的取值范围为10°～15°。

所述水平姿态下无人机质心C在测量坐标系的空间坐标为(X_c1,Y_c1,Z_c1)，其中，(X_c1,Y_c1)为采用三点称重法测量无人机质心C在XOY面内投影的二维坐标，Z_c1采用如下公式计算得到：

Z_c1＝(X_c1-X_c cosα)/sinα

其中，X_c为倾斜状态下无人机质心C在XOY面内投影在测量坐标系下的X轴上的坐标。

所述步骤S3无人机推力座安装平面几何中心D在测量坐标系下的坐标采用关节臂测量机测量无人机推力座安装面的4个安装孔的坐标值来确定，所述4个安装孔构成的四边形的几何中心与推力座安装平面几何中心D重合。

所述步骤S8中安装后助推火箭推力线上任意两点分别选择无人机推力板安装平面的几何中心和推力筒下端面的圆心。

所述推力板上平面与Y轴平行，推力线在推力板法相平面内，推力线AB与Y轴垂直，步骤S9中推力线AB需绕过点G且与Y轴平行的直线旋转的方向的具体步骤如下：

(S9.1a)、根据点A(x₁,y₁,z₁)、B(x₂,y₂,z₂)、C(x₃,y₃,z₃)、D(x₄,y₄,z₄)在测量坐标系下的坐标，解算向量

及向量

的空间坐标分别为(x₃-x₄,y₃-y₄,z₃-z₄)和(x₁-x₂,y₁-y₂,z₁-z₂)；

(S9.2a)、利用上述向量空间坐标，计算直线CD和推力线AB在XOZ平面内投影直线的斜率

其中，(x₁≠x₂)，

其中，x₃≠x₄

(S9.3a)、从Y轴正向看过去，将推力线AB在垂直于Y轴的平面内投影绕Y轴旋转的方向，定义为顺时针和逆时针方向，计算推力线AB要旋转至与直线CD平行应旋转的方向的步骤如下：

1)当x₁＝x₂时，则K_C′D′＝∝

若K_A′B′≥0，则应使推力线AB顺时针旋转

若K_A′B′<0，则应使推力线AB逆时针旋转

若K_A′B′＝∝，则推力线AB不需要旋转

2)当x₃＝x₄时，则K_A′B′＝∝

若K_C′D′≥0，则应使推力线AB逆时针旋转

若K_C′D′<0，则应使推力线AB顺时针旋转

若K_C′D′＝∝，则推力线AB不需要旋转

3)当x₁≠x₂且x₃≠x₄时，若K_C′D′·K_A′B′≥0，则：

若K_C′D′>K_A′B′，则应使推力线AB顺时针旋转

若K_C′D′<K_A′B′，则应推力线使AB逆时针旋转

若K_C′D′＝K_A′B′，则AB不需要旋转

4)当x₁≠x₂且x₃≠x₄时，若K_C′D′·K_A′B′＜0，则：

若K_C′D′＜K_A′B′，其中，K_A′B′>0,K_C′D′＜0，则应使推力线AB顺时针旋转

若K_C′D′>K_A′B′，其中，K_A′B′＜0,K_C′D′>0，则应使推力线AB逆时针旋转。

所述步骤S9中，推力线AB需绕过点G且与Y轴平行的直线旋转的角度的计算公式如下：

所述步骤10中，将推力板一侧垫高一侧削薄的高度计算步骤如下：

S10.1、解算推力线AB与推力板上平面交点在测量坐标系的XOZ面内的投影G′与点D在测量坐标系的XOZ面内的投影之间的距离c；

其中，ε为推力座安装平面与测量坐标系XOZ面的交线KM与推力线AB之间的夹角，h₀为推力板厚度；

S10.2、以交点G′为分割点，将长度为l的推力座安装平面与测量坐标系XOZ面的交线KM分为两段，第一段长度为：

第二段长度为：

S10.3、以G′点为界，将K点G′点那侧记为左侧，以M点到G′点一侧记为右侧，进行如下处理：

此时若推力线AB需逆时针旋转，则应垫高右侧，削薄左侧；

此时若推力线AB需顺时针旋转，则应垫高左侧，削薄右侧；

削薄部分高度h₁为：l₁×tanε

垫高部分高度h₂为：l₂×sinε

若逆时针转，则左侧削薄右侧垫高，则l₁＝KG′，l₂＝G′M；

若顺时针转，则左侧垫高右侧削薄，则l₁＝G′M，l₂＝KG′

确定沿推力座安装面需平移的方向由D点的x坐标x₄和G点的x坐标G_x的关系确定：

若x₄>G_x，则沿着推力座安装面向X+方向平移；

若x₄＜G_x，则沿着推力座安装面向X-方向平移；

若x₄＝G_x，则不需要平移。

平移距离为：|x₄-G_x|

所述推力线AB需要平移的距离G_x计算方法如下：

若x₁≠x₂，则直线AB到X轴正方向的角α_AB＝arctan(-K_AB)

若x₁＝x₂，则直线AB到X轴正方向的角

计算推力线AB与推力板下平面的交点在坐标系XOZ面的投影点E与推力线AB与推力板下平面的交点在坐标系XOZ面的投影点G′之间的线段EG′长度：

则：

G_x＝x₁+EG′×cosα_AB

确定推力板Y向需平移的方向和距离由C点的y坐标y₃和A点的y坐标y₁的关系确定：

若y₃>y₁，则向Y+方向平移；

若y₃<y₁，则向Y-方向平移；

若y₃＝y₁，则不需要平移。

平移距离为：|y₃-y₁|。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)、本发明中将质量特性测试设备与姿态调整设备相结合，对火箭助推无人机的三维质心进行一体化测试，避免多次安装带来的无人机定位误差，提高质心的测试精度；

(2)、本发明中采用建立统一坐标系的方式，将关节臂测量机的坐标系与质量特性测试设备的坐标系统一，并用关节臂测量机对无人机推力座和推力线上点的坐标进行测量，实现质心和推力线之间关系的快速、精准确定；

(3)、本发明中设计一种基于平面内绕交点旋转的方法，使质心与推力座中心的连线与推力线平行，并据此解算推力座的调整量；并根据交点与推力座中心的相对位置，解算推力座的平移方向和平移量。实现调整量数据化、直观化、快速化；

(4)、本发明中通过对推力线调整精度的控制，直接提高了无人机发射的安全性，提高了无人机本身的性能，增加了无人机的附加价值。

(5)、本发明计算简单操作方便，减少反复修配次数，提高推力线调整精度，工程实现容易。

附图说明

图1本发明实施例所述的Z向质心解算原理示意图；

图2本发明实施例所述的两直线斜率符号相同K_C′D′>K_A′B′调整方向示意图；

图3本发明实施例所述的两直线斜率符号相同K_C′D′＜K_A′B′调整方向示意图；

图4本发明实施所述的两直线斜率符号相反K_C′D′<K_A′B′调整方向示意图；

图5本发明实施所述的两直线斜率符号相反K_C′D′>K_A′B′调整方向示意图；

图6本发明实施所述的推力板尺寸及直线间角度关系示意图；

图7本发明实施所述的AB直线投影在XOZ平面内绕点G旋转示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明做进一步详细描述。

实施例：

本发明某一具体实施例中，所述无人机上安装有推力座，推力座下表面设有凹槽，记为推力槽，安装时，带有推力筒的推力板嵌入在无人机的推力座的推力槽中，推力板的上端面与推力槽贴合，推力板和推力槽的安装孔对齐后固定连接。

本实施例中，推力槽和推力板均为矩形；均包括4个安装点，四个安装点构成的四边形的几何中心正好是推力槽和推力板的几何中心。

本发明提供了基于质心测试和配平的火箭助推无人机推力线调整方法，其特征在于包括如下步骤：

S1、建立测量坐标系；本实施例中，采用质量特性测试设备进行测量，故先安装质量特性测试设备，以质量特性测试设备为基准建立坐标系；所述质量特性综合测试设备为采用三点称重法测量物品的质心在水平面内投影的二维坐标的设备；所述测量坐标系中，将大地水平面定义为X轴和Y轴构成的XOY平面，Z轴与X轴和Y轴满足右手原则，垂直于水平面向上的方向为Z轴正方向。

S2、将无人机按照水平状态安装；水平状态为：无人机机身方向的轴线与测量坐标系的X方向重合，且机头朝向X负方向，使无人机推力座安装平面与测量坐标系Y轴平行，即推力座安装平面在XOZ平面的投影为一条直线；本实施例中，将无人机通过工装安装在质量特性综合测试设备上。

S3、测量水平状态下无人机推力座安装平面几何中心D在测量坐标系下的坐标；本实施例中，将关节臂测量机固定在可测量到所需测量的推力座和火箭助推推力线上点的范围内，建立关节臂测量机的坐标系，使之与质量特性综合测试设备的测量坐标系一致，采用关节臂测量机测量测量水平状态下无人机推力座安装平面几何中心D在测量坐标系下的坐标。采用关节臂测量机测量无人机推力座安装面的4个安装孔的坐标值来确定，具体的测量方法为：

中用关节臂测量机测量无人机推力座的4个安装孔的坐标值，面对无人机推力座时，其左上角点记为第一角点D₁，左下角点记为第二角点D₂，右上角点记为第三角点D₃，右下角点记为第四角点D₄，根据算出第一对角连线D₁D₃、第二对角线D₂D₄的交点D的空间坐标值(x₄,y₄,z₄)，即为无人机推力座安装平面几何中心D的坐标。

S4、将无人机绕测量坐标系的Y轴旋转预设角度，使得无人机处于倾斜姿态；所述步骤S4中的预设角度的取值范围为10°～15°。

S5、根据水平姿态和倾斜姿态两种状态下无人机质心的投影在测量坐标系的XOY平面内的坐标，计算出水平状态下无人机质心C在测量坐标系的空间坐标；

在测量坐标系的XOY面内无人机绕其Y轴逆时针旋转α角后，质心位置由点C旋转至C’，如图1所示。旋转前和旋转后分别测得水平面内质心在水平面内的投影为X_c1和X_c，质量特性综合测试设备分别测量无人机水平姿态和倾斜姿态下的平面内质心坐标，计算水平状态无人机质心在测量坐标系Z轴的坐标Z_c1的具体步骤如下：

建立方程组

其中，d为无人机在水平姿态下时质心C与测量坐标系的坐标原点O的连线OC的长度，|OC|＝|OC′|＝d，，γ为OC与测量坐标系的X+方向之间的夹角；

将sinγ、cosγ分别代入X_c，得：

得到：

Z_c1＝(X_c-X_c1cosα)/sinα

则无人机水平姿态下在测量坐标系下的质心C的空间坐标为(X_c1，Y_c1，Z_c1)，记为(x₃,y₃,z₃)。

因此，所述水平姿态下无人机质心C在测量坐标系的空间坐标为(X_c1,Y_c1,Z_c1)，其中，(X_c1,Y_c1)为采用三点称重法测量无人机质心C在XOY面内投影的二维坐标，Z_c1采用如下公式计算得到：

Z_c1＝(X_c-X_c1cosα)/sinα

其中，X_c为倾斜状态下无人机质心C在XOY面内投影在测量坐标系下的X轴上的坐标。

S6、根据无人机的质心坐标和无人机的质量，根据力矩平衡原理调整无人机的配重位置，使无人机质心的Y轴坐标值与无人机推力座安装平面几何中心在测量坐标系下的Y轴坐标相同，进而确定无人机质心C到无人机推力座安装平面几何中心D两点之间连线的直线方程；

S7、将带有推力筒的推力板安装在无人机的推力槽中，使推力板的上端面与推力槽贴合，二者的安装孔对齐后固定；

S8、测量步骤S7安装后助推火箭推力线上任意两点坐标，进而确定助推火箭推力线在测量坐标系下的直线方程，无人机上的推力座安装面与Y轴平行，推力板上端面与该平面完全贴合，则推力板上平面与Y轴平行，推力线在推力板法相平面内，则推力线AB与Y轴垂直，AB的Y坐标相同，此时，推力线与测量坐标系的XOZ平面平行；

作为优选方案，所述安装后助推助推火箭推力线上任意两点分别选择无人机推力板安装平面的几何中心和推力筒下端面的圆心。

本实施例中，安装后助推助推火箭推力线上任意两点选择关节臂测量机测量推力板下端面的4个安装孔的连线中点A和推力筒下端面的圆心B点。用关节臂测量机测量推力板下端面的4个安装孔的连线中点A的坐标的步骤如下：面对无人机推力板时，其左上角点记为A₁，左下角点记为A₂，右上角点记为A₃，右下角点记为A₄，……可以拟合出对角连线A₁A₃、A₂A₄的交点A的空间坐标值(x₁,y₁,z₁)；测量推力筒下端面所在的平面，并测量推力筒子下端面上至少3个点的坐标，……可以拟合出推力筒下端面的圆心B点的坐标(x₂,y₂,z₂)。

S9、根据助推火箭推力线AB在测量坐标系下的直线方程、无人机质心C到无人机推力座安装平面几何中心D两点之间连线CD的直线方程，解算直线AB与直线CD之间夹角，并解算推力线AB和推力板上端面的交点G的坐标，解算使调整后的推力线与直线CD平行时，推力线AB需绕过点G且与Y轴平行的直线旋转的方向和角度，及使推力线AB和推力板上端面的交点与无人机推力座安装平面几何中心D重合时，推力线AB需要沿测量坐标系X向和Y向轴平移的方向和距离；

所述推力板上平面与Y轴平行，推力线在推力板法相平面内，推力线AB与Y轴垂直，推力线AB需绕过点G且与Y轴平行的直线旋转的方向的具体步骤如下：

(S9.1a)、根据点A(x₁,y₁,z₁)、B(x₂,y₂,z₂)、C(x₃,y₃,z₃)、D(x₄,y₄,z₄)在测量坐标系下的坐标，解算向量

及向量

的空间坐标分别为(x₃-x₄,y₃-y₄,z₃-z₄)和(x₁-x₂,y₁-y₂,z₁-z₂)；

(S9.2a)、利用上述向量空间坐标，计算直线CD和推力线AB在XOZ平面内投影直线的斜率

其中，(x₁≠x₂)，

其中，x₃≠x₄

(S9.3a)、从Y轴正向看过去，将推力线AB在垂直于Y轴的平面内投影绕Y轴旋转的方向，定义为顺时针和逆时针方向，计算推力线AB要旋转至与直线CD平行应旋转的方向的步骤如下：

1)当x₁＝x₂时，则K_C′D′＝∝

若K_A′B′≥0，则应使推力线AB顺时针旋转

若K_A′B′＜0，则应使推力线AB逆时针旋转

若K_A′B′＝∝，则推力线AB不需要旋转

2)当x₃＝x₄时，则K_A′B′＝∝

若K_C′D′≥0，则应使推力线AB逆时针旋转

若K_C′D′<0，则应使推力线AB顺时针旋转

若K_C′D′＝∝，则推力线AB不需要旋转

3)当x₁≠x₂且x₃≠x₄时，若K_C′D′·K_A′B′≥0，则：

若K_C′D′>K_A′B′，则应使推力线AB顺时针旋转，如图2所示；

若K_C′D′<K_A′B′，则应推力线使AB逆时针旋转，如图3所示；

若K_C′D′＝K_A′B′，则AB不需要旋转

4)当x₁≠x₂且x₃≠x₄时，若K_C′D′·K_A′B′<0，则：

若K_C′D′<K_A′B′，其中，K_A′B′>0,K_C′D′＜0，则应使推力线AB顺时针旋转，如图4所示；

若K_C′D′>K_A′B′，其中，K_A′B′＜0,K_C′D′>0，则应使推力线AB逆时针旋转，如图5所示；

推力线AB需绕过点G且与Y轴平行的直线旋转的角度的计算公式如下：

推力线AB在推力座安装面上需平移的方向由D点的x坐标x₄和G′点的x坐标G_x的关系确定：

若x₄>G_x，则沿着推力座安装面向X+方向平移；

若x₄＜G_x，则沿着推力座安装面向X-方向平移

若x₄＝G_x，则不需要平移。

平移距离为：|x₄-G_x|

如图6所示，推力线AB需要平移的距离G_x计算方法如下：

若x₁≠x₂，则直线AB到X轴正方向的角α_AB＝arctan(-K_AB)

若x₁＝x₂，则直线AB到X轴正方向的角

计算推力线AB与推力板下平面的交点，在坐标系XOZ面的投影点E与推力线AB与推力板下平面的交点在坐标系XOZ面的投影点G′之间的线段EG′长度为：

则：

G_x＝x₁+EG′×cosα_AB

推力板Y向需平移的方向和距离由C点的y坐标y₃和A点的y坐标y₁的关系确定：

若y₃>y₁，则向Y+方向平移；

若y₃＜y₁，则向Y-方向平移；

若y₃＝y₁，则不需要平移。

平移距离为：|y₃-y₁|。

S10、将推力板一侧垫高一侧削薄，以过点G且与Y轴平行的直线为旋转轴线，将推力筒连同推力板进行旋转和平移调整，使得调整后的推力线过无人机质心C，无人机推力线调整完成。

如图7所示，本实施例中，将推力板一侧垫高一侧削薄的高度计算步骤如下：

S10.1、解算推力线AB与推力座安装平面与测量坐标系XOZ面的交线KM的交点G′与点D之间的距离c；

其中，ε为推力板上平面在测量坐标系XOZ面的投影与推力线AB在测量坐标系XOZ面的投影之间的夹角，h₀为推力板厚度；

S10.2、以交点G′为分割点，将长度为l的推力座安装平面与测量坐标系XOZ面的交线KM分为两段，第一段长度为：

第二段长度为：

S10.3、以G′点为界，将K点G′点那侧记为左侧，以M点到G′点一侧记为右侧，进行如下处理：

此时若推力线AB需逆时针旋转，则应垫高右侧，削薄左侧；

此时若推力线AB需顺时针旋转，则应垫高左侧，削薄右侧；

削薄部分高度h₁为：l₁×tanε

垫高部分高度h₂为：l₂×sinε

若顺时针转，则左侧削薄右侧垫高，则l₁＝KG′，l₂＝G′M；

若逆时针转，则左侧垫高右侧削薄，则l₁＝G′M，l₂＝KG′。

本实施例中，将上述对推力板的高度调整后，实现直线A′B′(推力线在XOZ面内的投影)和直线C′D′(过质心C的直线在XOZ面内的投影)平行，再经过推力板的X向和Y向平移(安装孔有间隙)使直线AB与推力座的交点平移到点D处，此时AB与CD共线，即无人机的推力线过其质心C，推力线快速调整完成。

本发明将质量特性测试设备与姿态调整设备相结合，实现无人机的三维质心的自动解算和一体化测试，避免多次安装带来的无人机定位误差，提高质心的测试精度。通过质量特性测试设备与关节臂测量机的坐标系统一化，将关节臂测量机测得的推力座中心坐标和推力线上两点坐标均转换到测量坐标系下，与质心的坐标系相同，并根据平面内2条直线的相对位置关系，解算推力座的调整量，实现不同尺寸多种无人机的推力线调整量数据化、直观化、快速化。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (12)

1.基于质心测试和配平的火箭助推无人机推力线调整方法，其特征在于包括如下步骤：

S1、建立测量坐标系；

S2、将无人机按照水平状态安装；水平状态为：无人机机身方向的轴线与测量坐标系的X方向重合，且机头朝向X负方向，使无人机推力座安装平面与测量坐标系Y轴平行；

S3、测量水平状态下无人机推力座安装平面几何中心D在测量坐标系下的坐标；

S4、将无人机绕测量坐标系的Y轴旋转预设角度，使得无人机处于倾斜姿态；

S5、根据水平姿态和倾斜姿态两种状态下无人机质心的投影在测量坐标系的XOY平面内的坐标，计算出水平状态下无人机质心C在测量坐标系的空间坐标；

S6、根据无人机的质心坐标和无人机的质量，根据力矩平衡原理调整无人机的配重位置，使无人机质心的Y轴坐标值与无人机推力座安装平面几何中心在测量坐标系下的Y轴坐标相同，进而确定无人机质心C到无人机推力座安装平面几何中心D两点之间连线的直线方程；

S7、将带有推力筒的推力板安装在无人机的推力槽中，使推力板的上端面与推力槽贴合，二者的安装孔对齐后固定；

S8、测量步骤S7安装后助推火箭推力线上任意两点坐标，进而确定助推火箭推力线在测量坐标系下的直线方程；

S9、根据助推火箭推力线AB在测量坐标系下的直线方程、无人机质心C到无人机推力座安装平面几何中心D两点之间连线CD的直线方程，解算直线AB与直线CD之间夹角，并解算推力线AB和推力板上端面的交点G的坐标，解算使调整后的推力线与直线CD平行时，推力线AB需绕过点G且与Y轴平行的直线旋转的方向和角度，及使点推力线AB和推力板上端面的交点G与无人机推力座安装平面几何中心D重合时，推力线AB需要沿测量坐标系X向和Y向平移的方向和距离；

S10、将推力板一侧垫高一侧削薄，以过点G且与Y轴平行的直线为旋转中心，将推力筒连同推力板进行旋转和平移调整，使得调整后的推力线过无人机质心C，无人机推力线调整完成。

2.根据权利要求1所述的基于质心测试和配平的火箭助推无人机推力线调整方法，其特征在于：所述测量坐标系中，将大地水平面定义为X轴和Y轴构成的XOY平面，Z轴与X轴和Y轴满足右手原则，垂直于水平面向上的方向为Z轴正方向。

3.根据权利要求1所述的基于质心测试和配平的火箭助推无人机推力线调整方法，其特征在于：所述步骤S4中的预设角度的取值范围为10°～15°。

4.根据权利要求1所述的基于质心测试和配平的火箭助推无人机推力线调整方法，其特征在于：所述水平姿态下无人机质心C在测量坐标系的空间坐标为(X_c1,Y_c1,Z_c1)，其中，(X_c1,Y_c1)为采用三点称重法测量无人机质心C在XOY面内投影的二维坐标，Z_c1采用如下公式计算得到：

Z_c1＝(X_c1-X_ccosα)/sinα

其中，X_c为倾斜状态下无人机质心C在XOY面内投影在测量坐标系下的X轴上的坐标。

5.根据权利要求1所述的基于质心测试和配平的火箭助推无人机推力线调整方法，其特征在于所述步骤S3无人机推力座安装平面几何中心D在测量坐标系下的坐标采用关节臂测量机测量无人机推力座安装面的4个安装孔的坐标值来确定，所述4个安装孔构成的四边形的几何中心与推力座安装平面几何中心D重合。

6.根据权利要求1所述的基于质心测试和配平的火箭助推无人机推力线调整方法，其特征在于所述步骤S8中安装后助推火箭推力线上任意两点分别选择无人机推力板安装平面的几何中心和推力筒下端面的圆心。

7.根据权利要求1所述的基于质心测试和配平的火箭助推无人机推力线调整方法，其特征在于所述推力板上平面与Y轴平行，推力线在推力板法相平面内，推力线AB与Y轴垂直，步骤S9中推力线AB需绕过点G且与Y轴平行的直线旋转的方向的具体步骤如下：

(S9.1a)、根据点A(x₁,y₁,z₁)、B(x₂,y₂,z₂)、C(x₃,y₃,z₃)、D(x₄,y₄,z₄)在测量坐标系下的坐标，解算向量

及向量

的空间坐标分别为(x₃-x₄,y₃-y₄,z₃-z₄)和(x₁-x₂,y₁-y₂,z₁-z₂)；

(S9.2a)、利用上述向量空间坐标，计算直线CD和推力线AB在XOZ平面内投影直线的斜率

其中，(x₁≠x₂)，

其中，x₃≠x₄

(S9.3a)、从Y轴正向看过去，将推力线AB在垂直于Y轴的平面内投影绕Y轴旋转的方向，定义为顺时针和逆时针方向，计算推力线AB要旋转至与直线CD平行应旋转的方向的步骤如下：

1)当x₁＝x₂时，则K_C′D′＝∝

若K_A′B′≥0，则应使推力线AB顺时针旋转

若K_A′B′<0，则应使推力线AB逆时针旋转

若K_A′B′＝∝，则推力线AB不需要旋转

2)当x₃＝x₄时，则K_A′B′＝∝

若K_C′D′≥0，则应使推力线AB逆时针旋转

若K_C′D′<0，则应使推力线AB顺时针旋转

若K_C′D′＝∝，则推力线AB不需要旋转

3)当x₁≠x₂且x₃≠x₄时，若K_C′D′·K_A′B′≥0，则：

若K_C′D′>K_A′B′，则应使推力线AB顺时针旋转

若K_C′D′<K_A′B′，则应推力线使AB逆时针旋转

若K_C′D′＝K_A′B′，则AB不需要旋转

4)当x₁≠x₂且x₃≠x₄时，若K_C′D′·K_A′B′＜0，则：

若K_C′D′＜K_A′B′，其中，K_A′B′>0,K_C′D′＜0，则应使推力线AB顺时针旋转

若K_C′D′>K_A′B′，其中，K_A′B′＜0,K_C′D′>0，则应使推力线AB逆时针旋转。

8.根据权利要求7所述的基于质心测试和配平的火箭助推无人机推力线调整方法，其特征在于所述步骤S9中，推力线AB需绕过点G且与Y轴平行的直线旋转的角度的计算公式如下：

9.根据权利要求7所述的基于质心测试和配平的火箭助推无人机推力线调整方法，其特征在于所述步骤10中，将推力板一侧垫高一侧削薄的高度计算步骤如下：

S10.1、解算推力线AB与推力板上平面交点在测量坐标系的XOZ面内的投影G′与点D在测量坐标系的XOZ面内的投影之间的距离c；

其中，ε为推力座安装平面与测量坐标系XOZ面的交线KM与推力线AB之间的夹角，h₀为推力板厚度；

S10.2、以交点G′为分割点，将长度为l的推力座安装平面与测量坐标系XOZ面的交线KM分为两段，第一段长度为：

第二段长度为：

S10.3、以G′点为界，将K点G′点那侧记为左侧，以M点到G′点一侧记为右侧，进行如下处理：

此时若推力线AB需逆时针旋转，则应垫高右侧，削薄左侧；

此时若推力线AB需顺时针旋转，则应垫高左侧，削薄右侧；

削薄部分高度h₁为：l₁×tanε

垫高部分高度h₂为：l₂×sinε

若逆时针转，则左侧削薄右侧垫高，则l₁＝KG′，l₂＝G′M；

若顺时针转，则左侧垫高右侧削薄，则l₁＝G′M，l₂＝KG′。

10.根据权利要求7所述的基于质心测试和配平的火箭助推无人机推力线调整方法，其特征在于确定沿推力座安装面需平移的方向由D点的x坐标x₄和G点的x坐标G_x的关系确定：

若x₄>G_x，则沿着推力座安装面向X+方向平移；

若x₄＜G_x，则沿着推力座安装面向X-方向平移；

若x₄＝G_x，则不需要平移；

平移距离为：|x₄-G_x|。

11.根据权利要求7所述的基于质心测试和配平的火箭助推无人机推力线调整方法，其特征在于推力线AB需要平移的距离G_x计算方法如下：

若x₁≠x₂，则直线AB到X轴正方向的角α_AB＝arctan(-K_AB)

若x₁＝x₂，则直线AB到X轴正方向的角

计算推力线AB与推力板下平面的交点在坐标系XOZ面的投影点E与推力线AB与推力板下平面的交点在坐标系XOZ面的投影点G′之间的线段EG′长度：

则：

G_x＝x₁+EG′×cosα_AB。

12.根据权利要求7所述的基于质心测试和配平的火箭助推无人机推力线调整方法，其特征在于确定推力板Y向需平移的方向和距离由C点的y坐标y₃和A点的y坐标y₁的关系确定：

若y₃＞y₁，则向Y+方向平移；

若y₃＜y₁，则向Y-方向平移；

若y₃＝y₁，则不需要平移。

平移距离为：|y₃-y₁|。

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