CN113886943A - 运载火箭起飞干涉检测方法及检测装置 - Google Patents

运载火箭起飞干涉检测方法及检测装置 Download PDF

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Abstract

本申请提供了一种运载火箭起飞干涉检测方法及检测装置，运载火箭起飞干涉检测方法包括以下步骤：利用三维软件构建运载火箭在起飞阶段的多截面曲面包络模型；利用三维软件构建发射装置的三维模型；将运载火箭的多截面曲面包络模型装配至发射装置的三维模型中，并按照起飞滚转角进行角度旋转，测量运载火箭的多截面曲面包络模型与发射装置的三维模型之间的距离，以实现对运载火箭起飞干涉的检测。本申请提供的运载火箭起飞干涉检测方法能够更为快捷、全面、直观地进行干涉检测，能够有效地节省检测周期，提高干涉性检查的有效性。

Description

运载火箭起飞干涉检测方法及检测装置
技术领域
本申请属于航天发射应用技术领域，具体涉及一种运载火箭起飞干涉检测方法。
背景技术
运载火箭起飞过程中，在各种干扰的作用下，箭体通常会发生横向移动和绕质心的姿态角运动，使得火箭各部分在水平方向产生位移，形成运载火箭的起飞漂移量。根据运载火箭不同的测发模式，运载火箭周边会设置防护塔、摆杆等发射装置。如果发射装置与运载火箭之间的初始距离过近，则运载火箭起飞漂移量很可能会造成运载火箭与发射装置碰撞，进而影响运载火箭的顺利发射。
目前，工程上大多采用以下方法检测运载火箭和发射装置是否会发生干涉：将运载火箭和发射装置实物装配后测量二者之间的安全距离。然而，这种方法存在耗时长、覆盖不够全面、不够直观等问题。
发明内容
为至少在一定程度上克服相关技术中存在的问题，本申请提供了一种运载火箭起飞干涉检测方法及检测装置。
根据本申请实施例的第一方面，本申请提供了一种运载火箭起飞干涉检测方法，其包括以下步骤：
利用三维软件构建运载火箭在起飞阶段的多截面曲面包络模型；
利用三维软件构建发射装置的三维模型；
将运载火箭的多截面曲面包络模型装配至发射装置的三维模型中，并按照起飞滚转角进行角度旋转，测量运载火箭的多截面曲面包络模型与发射装置的三维模型之间的距离，以实现对运载火箭起飞干涉的检测。
上述运载火箭起飞干涉检测方法中，所述利用三维软件构建运载火箭的多截面曲面包络模型的具体过程为：
将运载火箭尾翼的下端面作为特征截面，根据运载火箭特征截面的参数，利用三维软件在运载火箭初始高度H0的平面内绘制箭体的特征截面外轮廓线；
根据特征尺寸箭体直径和特征点，利用三维软件依次在运载火箭起飞高度Hn的平面内绘制箭体的特征截面外轮廓线；
对运载火箭初始高度H0的平面内绘制的箭体的特征截面外轮廓线以及运载火箭起飞高度Hn的平面内绘制的箭体的特征截面外轮廓线进行扫掠，得到运载火箭的多截面曲面包络模型。
进一步地，所述运载火箭特征截面的参数包括特征截面箭体直径D、尾翼宽度A、尾翼内侧厚度B1、尾翼外侧厚度B2以及特征点；所述特征点包括尾翼内侧与箭体的交点b1L和b1R以及尾翼外侧两端点b2L和b2R。
更进一步地，所述特征尺寸箭体直径为：
D0n＝D+2*ΔLn，
式中，D0n表示特征尺寸箭体直径，ΔLn表示各特征尺寸箭体直径和特征点的水平最大变化量，ΔLn＝r+L+Ln，其中，r表示运载火箭初始定位精度偏差，L表示运载火箭起飞水平安全距离，Ln表示对应运载火箭起飞高度Hn的水平漂移量，n表示大于或等于1的整数。
根据本申请实施例的第二方面，本申请提供了一种运载火箭起飞干涉检测装置，其包括存储器以及耦接至所述存储器的处理器，所述处理器被配置为基于存储在所述存储器中的指令，执行上述任一项所述的运载火箭起飞干涉检测方法。
根据本申请实施例的第三方面，本申请提供了一种计算机存储介质，其包括计算机程序的存储器，所述计算机程序由处理器执行，以完成上述任一项所述的运载火箭起飞干涉检测方法。
根据本申请的上述具体实施方式可知，至少具有以下有益效果：本申请运载火箭起飞干涉检测方法通过建立运载火箭起飞漂移状态下的三维包络模型，并将该包络模型装配置发射装置的三维模型内进行干涉性检查，不仅能够直观地判断运载火箭与发射装置是否存在干涉，而且能够测量运载火箭与发射装置之间的理论干涉量。与现有的干涉检测方法相比，本申请提供的运载火箭起飞干涉检测方法更为快捷、全面、直观，能够有效地节省检测周期，提高干涉性检查的有效性。
应了解的是，上述一般描述及以下具体实施方式仅为示例性及阐释性的，其并不能限制本申请所欲主张的范围。
附图说明
下面的所附附图是本申请的说明书的一部分，其示出了本申请的实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明本申请的原理。
图1为运载火箭的三维模型和发射装置的三维模型的装配模型示意图。
图2为本申请具体实施方式提供的一种运载火箭起飞干涉检测方法的流程图。
图3为本申请具体实施方式提供的一种运载火箭起飞干涉检测方法中运载火箭的主视图。
图4为本申请具体实施方式提供的一种运载火箭起飞干涉检测方法中运载火箭尾翼的特征截面示意图。
图5为本申请具体实施方式提供的一种运载火箭起飞干涉检测方法中箭体的特征截面外轮廓线绘制过程示意图之一。
图6为本申请具体实施方式提供的一种运载火箭起飞干涉检测方法中箭体的特征截面外轮廓线绘制过程示意图之二。
图7为本申请具体实施方式提供的一种运载火箭起飞干涉检测方法中绘制得到的箭体的特征截面外轮廓线示意图。
图8为本申请具体实施方式提供的一种运载火箭起飞干涉检测方法中运载火箭起飞高度Hn时箭体的特征截面外轮廓线组合示意图。
图9为本申请具体实施方式提供的一种运载火箭起飞干涉检测方法中运载火箭起飞高度Hn时箭体的特征截面外轮廓线组合的多截面曲面包络模型示意图。
图10为本申请具体实施方式提供的一种运载火箭起飞干涉检测方法中运载火箭起飞过程中多截面曲面包络模型与发射装置的三维模型的装配模型示意图。
具体实施方式
为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面将以附图及详细叙述清楚说明本申请所揭示内容的精神，任何所属技术领域技术人员在了解本申请内容的实施例后，当可由本申请内容所教示的技术，加以改变及修饰，其并不脱离本申请内容的精神与范围。
本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，但并不作为对本申请的限定。另外，在附图及实施方式中所使用相同或类似标号的元件/构件是用来代表相同或类似部分。
关于本文中所使用的“第一”、“第二”、…等，并非特别指称次序或顺位的意思，也非用以限定本申请，其仅为了区别以相同技术用语描述的元件或操作。
关于本文中所使用的“包含”、“包括”、“具有”、“含有”等等，均为开放性的用语，即意指包含但不限于。
关于本文中所使用的“及/或”，包括所述事物的任一或全部组合。
关于本文中的“多个”包括“两个”及“两个以上”；关于本文中的“多组”包括“两组”及“两组以上”。
关于本文中所使用的用语“大致”、“约”等，用以修饰任何可以细微变化的数量或误差，但这些微变化或误差并不会改变其本质。一般而言，此类用语所修饰的细微变化或误差的范围在部分实施例中可为20％，在部分实施例中可为10％，在部分实施例中可为5％或是其他数值。本领域技术人员应当了解，前述提及的数值可依实际需求而调整，并不以此为限。
某些用以描述本申请的用词将于下或在此说明书的别处讨论，以提供本领域技术人员在有关本申请的描述上额外的引导。
如图1所示，现有技术中还可以通过以下方法检测运载火箭和发射装置是否会发生干涉：建立运载火箭的三维模型和发射装置的三维模型，相对于发射装置的三维模型，运载火箭的三维模型在不同高度和漂移位置与发射装置的三维模型进行多点装配，然后测量运载火箭的三维模型和发射装置的三维模型之间的安全距离，或者进行多高度切片二维安全距离测量。然而，这种方法也存在耗时长、覆盖不够全面等问题。
图2为本申请具体实施方式提供的一种运载火箭起飞干涉检测方法的流程图。
如图2所示，本申请提供的一种运载火箭起飞干涉检测方法包括以下步骤：
S1、利用三维软件构建运载火箭在起飞阶段的多截面曲面包络模型，其具体过程为：
S11、将运载火箭尾翼的下端面作为特征截面，根据运载火箭特征截面的参数，利用三维软件在运载火箭初始高度H0的平面内绘制箭体的特征截面外轮廓线。
其中，如图3和图4所示，运载火箭特征截面的参数包括特征截面箭体直径D、尾翼宽度A、尾翼内侧厚度B1、尾翼外侧厚度B2以及特征点。特征点包括尾翼内侧与箭体的交点b1L和b1R以及尾翼外侧两端点b2L和b2R。
具体地，运载火箭4个尾翼的内侧与箭体的交点分别为1b1L、1b1R、2b1L、2b1R、3b1L、3b1R、4b1L、4b1R，运载火箭4个尾翼外侧端点分别为1b2L、1b2R、2b2L、2b2R、3b2L、3b2R、4b2L、4b2R。
S12、如图5-图7所示，根据特征尺寸箭体直径和特征点，利用三维软件依次在运载火箭起飞高度Hn的平面内绘制箭体的特征截面外轮廓线。
其中，特征尺寸箭体直径D0n为：
D0n＝D+2*ΔLn (1)
式(1)中，ΔLn表示各特征尺寸箭体直径和特征点的水平最大变化量，
ΔLn＝r+L+Ln (2)
式(2)中，r表示运载火箭初始定位精度偏差，L表示运载火箭起飞水平安全距离，Ln表示对应运载火箭起飞高度Hn的水平漂移量。
式(1)和式(2)中，n表示大于或等于1的整数。
S13、对运载火箭初始高度H0的平面内绘制的箭体的特征截面外轮廓线以及如图8所示的运载火箭起飞高度Hn的平面内绘制的箭体的特征截面外轮廓线进行扫掠，得到如图9所示的运载火箭的多截面曲面包络模型。
S2、利用三维软件构建发射装置的三维模型。
S3、如图10所示，将运载火箭的多截面曲面包络模型装配至发射装置的三维模型中，并按照起飞滚转角θ进行角度旋转，测量运载火箭的多截面曲面包络模型与发射装置的三维模型之间的距离，以实现对运载火箭起飞干涉的检测。
需要说明的是，本申请所采用的三维软件可以是SolidWorks、AutoCAD或3DMAX等。
本申请提供的运载火箭起飞干涉检测方法通过建立运载火箭起飞漂移状态下的三维包络模型，并将该包络模型放入发射装置的三维模型内进行干涉性检测，不仅能够直观的判断运载火箭与发射装置是否存在干涉，而且能够测量理论干涉量。与现有的干涉检测方法相比，本申请提供的运载火箭起飞干涉检测方法更为快捷、全面、直观，能够有效地节省检测周期，提高干涉性检查的有效性。
在示例性实施例中，本申请实施例还提供了一种运载火箭起飞干涉检测装置，其包括存储器以及耦接至该存储器的处理器，处理器被配置为基于存储在存储器中的指令，执行本申请中任一个实施例中的运载火箭起飞干涉检测方法。
其中，存储器可以为系统存储器或固定非易失性存储介质等，系统存储器可以存储有操作系统、应用程序、引导装载程序、数据库以及其他程序等。
在示例性实施例中，本申请实施例还提供了一种计算机存储介质，是计算机可读存储介质，例如，包括计算机程序的存储器，上述计算机程序可由处理器执行，以完成本申请中任一个实施例中的运载火箭起飞干涉检测方法。
以上所述仅为本申请示意性的具体实施方式，在不脱离本申请的构思和原则的前提下，任何本领域的技术人员所做出的等同变化与修改，均应属于本申请保护的范围。

Claims (9)

1.一种运载火箭起飞干涉检测方法，其特征在于，包括以下步骤：
利用三维软件构建运载火箭在起飞阶段的多截面曲面包络模型；
利用三维软件构建发射装置的三维模型；
将运载火箭的多截面曲面包络模型装配至发射装置的三维模型中，并按照起飞滚转角进行角度旋转，测量运载火箭的多截面曲面包络模型与发射装置的三维模型之间的距离，以实现对运载火箭起飞干涉的检测。
2.根据权利要求1所述的运载火箭起飞干涉检测方法，其特征在于，所述利用三维软件构建运载火箭的多截面曲面包络模型的具体过程为：
将运载火箭尾翼的下端面作为特征截面，根据运载火箭特征截面的参数，利用三维软件在运载火箭初始高度H0的平面内绘制箭体的特征截面外轮廓线；
根据特征尺寸箭体直径和特征点，利用三维软件依次在运载火箭起飞高度Hn的平面内绘制箭体的特征截面外轮廓线；
对运载火箭初始高度H0的平面内绘制的箭体的特征截面外轮廓线以及运载火箭起飞高度Hn的平面内绘制的箭体的特征截面外轮廓线进行扫掠，得到运载火箭的多截面曲面包络模型。
3.根据权利要求2所述的运载火箭起飞干涉检测方法，其特征在于，所述运载火箭特征截面的参数包括特征截面箭体直径D、尾翼宽度A、尾翼内侧厚度B1、尾翼外侧厚度B2以及特征点；所述特征点包括尾翼内侧与箭体的交点b1L和b1R以及尾翼外侧两端点b2L和b2R。
4.根据权利要求3所述的运载火箭起飞干涉检测方法，其特征在于，所述运载火箭包括4个尾翼，4个尾翼的内侧与箭体的交点分别为1b1L、1b1R、2b1L、2b1R、3b1L、3b1R、4b1L、4b1R，4个尾翼外侧端点分别为1b2L、1b2R、2b2L、2b2R、3b2L、3b2R、4b2L、4b2R。
5.根据权利要求2所述的运载火箭起飞干涉检测方法，其特征在于，所述特征尺寸箭体直径为：
D0n＝D+2*ΔLn，
式中，D0n表示特征尺寸箭体直径，ΔLn表示各特征尺寸箭体直径和特征点的水平最大变化量。
6.根据权利要求5所述的运载火箭起飞干涉检测方法，其特征在于，所述各特征尺寸箭体直径和特征点的水平最大变化量ΔLn为：
ΔLn＝r+L+Ln，
式中，r表示运载火箭初始定位精度偏差，L表示运载火箭起飞水平安全距离，Ln表示对应运载火箭起飞高度Hn的水平漂移量，n表示大于或等于1的整数。
7.根据权利要求1-6任一项所述的运载火箭起飞干涉检测方法，其特征在于，所述三维软件采用SolidWorks、AutoCAD和3DMAX中的一种。
8.一种运载火箭起飞干涉检测装置，其特征在于，包括存储器以及耦接至所述存储器的处理器，所述处理器被配置为基于存储在所述存储器中的指令，执行如权利要求1-7任一项所述的运载火箭起飞干涉检测方法。
9.一种计算机存储介质，其特征在于，包括计算机程序的存储器，所述计算机程序由处理器执行，以完成如权利要求1-7任一项所述的运载火箭起飞干涉检测方法。
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