CN103376193A - 地面振动试验以及重量和平衡测量的系统和方法 - Google Patents

Abstract

一种用于提升飞行器（10）的设备可包含被安装在支撑表面（64）上的多个起重机构（74）。每一个起重机构（74）可被配置为在飞行器（10）的组件（38）上给予一个向上的力（90）其用于提升飞行器（10）脱离支撑表面（64）。该设备（70）包含被配置为安装到起重机构（74）的梁结构（100）。该设备（70）可还包含从梁结构（100）悬吊的起重横梁（140）。测量装置（178）可被安装到起重横梁（140）并且可被配置为啮合与组件（38）相关联的起重支点（54）以确定当飞行器被提升脱离支撑表面（64）时飞行器（10）的重量。

Description

地面振动试验以及重量和平衡测量的系统和方法

技术领域

本公开一般涉及测量系统，并且更具体地涉及一种用于确定飞行器的重量和平衡的系统和方法。

背景技术

执行飞行器的地面振动试验以确定飞行器的振动特性以及确认飞行器在常规工作条件下免于颤振。在地面振动试验期间，电动力式振动器可被连接到飞行器以对飞行器提供激励输入（例如，振动）。飞行器对激励输入的动态响应可使用安装在飞行器上不同位置的传感器（例如，加速度计）被测量。动态响应可与飞行器的结构动态分析比较，以确定飞行器的频率和阻尼特性。比较的结果可被用于验证和/或改善结构动态分析模型。

在将飞行器投入使用之前，确定飞行器的重量对于飞行器认证也是必要的。此外，确定飞行器的重心位置对于认证目的是必要的。确定飞行器的重量和平衡（即，重心位置）对于确定飞行器的工作特性也是必要的，飞行器的工作特性包含但不限于耗油量、爬升速率和飞行器的可控性特性。

在惯例的实践中，在执行地面振动试验之前确定飞行器的重量和平衡。在一种方法中，重量和平衡是通过转动飞行器起落架到达倾斜面并放置到天平、记录每个起落架的称重读数以及而后转动飞行器脱离天平并回滚下倾斜面确定的。遗憾地，转动飞行器至天平和脱离天平以及记录每个天平上重量的过程是耗费时间的。例如，转动大型商用飞行器到达倾斜面置于一组天平上、记录每个天平的重量测量值以及而后转动飞行器脱离天平和回滚下倾斜面可花费12小时或者更长。此外，转动飞行器到达倾斜面和回滚下倾斜面的过程造成损害飞行器的一定程度风险。而且，执行飞行器的传统重量和平衡分析所需的大量时间增加了生产时间，因为商用飞行器的生产通常直至重量和平衡分析已经被执行才被认为是完整的。

可以看到，在现有技术中存在对以缩减的时间执行飞行器重量和平衡分析的系统和方法的需求。此外，在现有技术中存在对于使对飞行器的损害风险等级最小的执行飞行器重量和平衡分析的系统和方法的需求。

发明内容

上述与执行飞行器的重量和平衡关联的一个或更多个需求被本公开具体地解决，本公开提供一种通过使用安装在支撑表面上的多个起重机构来提升飞行器的设备。每一个起重机构可被配置为在飞行器组件上给予用于提升飞行器的向上力。该设备可包含被配置为安装在起重机构的梁结构。该设备还可包含从梁结构悬吊的起重横梁（lifting beam）。测量装置可被安装在起重横梁并且可被配置为啮合与组件相关联的起重支点以确定当飞行器被提升离开支撑表面时飞行器的重量。

在进一步地实施例中，公开一种用于为地面振动试验支撑飞行器的设备。该设备可包含支撑于支撑表面上的多个压力罐。该设备可还包含一对吊梁（hanger beam）。每一个吊梁可在一对压力罐之间延伸。吊杆可从每一个吊梁向下延伸。该设备可还包含起重横梁，其具有与一对吊杆连接的相对末端。压紧型称重传感器可被安装到起重横梁并且可被插入在起重横梁和起落架的起重支点（jack point）之间。称重传感器可被配置为提供当飞行器被提升脱离支撑表面时飞行器重量的指示。

同样，公开一种飞行器地面振动试验的方法。此方法可包含将飞行器与多个测量装置啮合的步骤。每一个测量装置可被连接到至少一个起重机构，其被啮合在飞行器的起重支点。此方法还包含使用起重机构提升飞行器脱离支撑表面以及基于测量装置的输出确定飞行器的重量。此方法可额外地包含执行飞行器地面振动试验。

已经讨论的特征、功能和优点可在本发明的不同实施例中被独立地实现或者可在其它实施例中结合，其进一步的详述可参考如下的说明和附图看出。

附图说明

参考附图，本公开的这些和其它特征将变得显而易见，其中相同的编号在图中指代相同的部件以及其中：

图1是飞行器的侧视图，飞行器具有与每个飞行器起落架连接的起重设备。

图2是飞行器和位于每个起落架的起重设备的正视图。

图3是位于主起落架和前起落架的起重设备实施例的透视图，其中每一个起重设备可包含与计算机连接的重量测量装置，用于确定飞行器的重量和平衡。

图4是起重设备和悬挂在一对吊杆的起重横梁的实施例透视图。

图5是部分吊杆的放大视图，吊杆具有用于调整吊杆长度的螺纹套筒而且还包含用于测量吊杆中轴向负载的应变测量装置。

图6是起重横梁实施例的透视图，起重横梁具有用于啮合飞行器的起重支点的轴承座。

图7是轴承座和位于起重配件和轴承座之间的压紧型承重传感器的实施例分解透视图。

图8是处于装配状态的轴承座、承重传感器和起重配件的透视图。

图9是位于地面位置的前起落架的正视图。

图10是位于提升位置的前起落架的正视图。

图11是流程图，其阐述了可被包含在用于确定飞行器重量和平衡的方法中的一个或更多个操作。

具体实施方式

现在参考附图，其中所示是用于阐述本公开的优选以及不同实施例，图1中所示是飞行器10的侧视图，飞行器具有用于提升飞行器10的一个或更多个设备70，这些设备围绕飞行器10的起落架40、42。飞行器10可关于参考坐标系20被限定，参考坐标系20具有一个纵轴22、一个横轴24和一个垂直轴26，其中每一个轴22、24、26相对彼此正交定向。纵轴22可在飞行器的前端14和尾端16之间延伸。参考坐标系20可与任意的基准点18重合，基准点18可作为确立飞行器10的重心60位置的参考。

飞行器10可包含从前端14的机头延伸至尾端16的尾翼的机身12。尾翼32可包含一个或更多个尾翼表面，例如垂直翼面36和/或水平翼面34，用于飞行器10的方向控制。飞行器10可还包含一对机翼28以及一个或更多个推进单元30。飞行器10可被支撑表面64上的起落架40、42支撑，支撑表面64例如为车间地面或机场机坪。在图1中，飞行器10由三轮式起落架支撑，三轮式起落架包含两个（2）主起落架42和一个前起落架40。但是，此处公开的设备70可在具有任何的起落架结构的飞行器10上实现。

还应注意的是，尽管本公开的设备70是在固定翼客机的背景中被阐述，例如图1中图解的飞行器10，但是设备70可在任何结构的飞行器上实现，用于执行重量和平衡分析和/或进行地面振动试验。在这方面，设备70可被实现用于执行任意结构的任何固定翼飞行器10和任何旋翼飞行器的重量和平衡分析以及进行地面振动试验，其包含但不限于民用的、商业的或军用的飞行器或旋翼飞行器。甚至进一步地，设备70可被实现为执行任何类型结构的重量和平衡分析和/或进行任何类型结构的振动试验，所述结构包含任何交通工具或非交通车辆的结构并且不限于在飞行器或旋翼飞行器上使用。

在图1-2中，飞行器的组件，例如起落架40、42可被其中一个设备70提升。每一个设备70可包含多个起重机构74。起重机构74可围绕每一个起落架40、42被设置、构造或装配。在所示的实施例中，每一个主起落架42可配备四个（4）起重机构74，其以正交或对称方式围绕主起落架42排列。同样地，前起落架40可包含以正交的形式围绕前起落架40排列的四个起重机构74。如以下进一步详细描述的，每一个设备70可还包含至少一个测量装置178，其被配置为当飞行器10通过起重机构74被提升脱离支撑表面64（例如，车间地面）时提供飞行器10的一部分重量的指示。

参考图3，图中所示是三个（3）设备70的布局，其在图1-2中所示飞行器10的两个（2）主起落架的每一个位置处以及一个（1）前起落架40处包含一个设备70。每一个设备70包含可被安装到起重机构74或否则由起重机构74支撑的梁结构100。在一个实施例中，每个设备70可被设置尺寸和配置以便每个梁结构100围绕起落架，如图1-2中所示。在一个实施例中，每一个起重机构74可被配置为压力罐76。在每个起落架40、42位置处的压力罐76可被配置为在飞行器10的组件38（例如，起落架40、42）（图2）上给予一个向上力90（图10），用于提升飞行器10脱离支撑表面64。每一个压力罐76可由支撑表面64，例如车间地面、机场机坪或其它支撑表面64支撑。尽管每一个起落架40、42被显示为具有四个（4）在其附近安装的压力罐76，但是可在每个起落架40、42提供任何数量的压力罐76。

而且，尽管每一个设备70在图3中被显示为围绕起落架40、42，用于提升飞行器10脱离支撑表面64，但是设备70可被配置为啮合在飞行器10上其它位置的替代组件。例如，设备70可被配置为啮合位于机身12（图1）的下侧、机翼28（图1）的下侧或位于飞行器10其它位置的起重支点54。在实施例中，每一个压力罐76可包含圆筒，一个或更多个波纹管78的堆叠位于圆筒的顶端。波纹管78可被填充压缩的流体，例如压缩空气（没有显示），使压力罐76从放气位置82（图9）膨胀到膨胀位置84（图10）。然而，压力罐76可被配置为填充任何类型的流体（图中没有显示），例如水、气体、液压机液体或其它任何类型的流体，这些流体可以使波纹管78膨胀并且引起压力罐76给予一个向上力90（图10）。尽管图3中没有显示，但是每一个压力罐76可被控制系统（图中没有显示）调控，用于采用流体导管（图中没有显示）提供预定量的流体（图中没有显示）至每个压力罐76。

在图3中，每一个设备70可包含测量装置178，其可被安装到设备70的起重横梁140。每一个测量装置178可被配置为在起落架40、42（图1）测量飞行器10（图1）的部分重量。在一个实施例中，每一个测量装置178可位于起重横梁140和起落架40、42上的起重支点54（图1）之间。每一个测量装置178可通信地连接到计算机220以存储、处理和/或显示每一个测量装置178的输出。如以下进一步详细描述的，计算机220可处理测量装置178的输出和确定飞行器10的总重量和重心60（图1）。

在图4中，显示的是围绕飞行器10（图1）的前起落架（图1）的其中一个设备70。设备70包含梁结构100，其可被安装到起重机构74或由起重机构74支撑。在所示的实施例中，梁结构100可包含彼此间隔设置的基本平行的一对吊梁102。每一个吊梁102可在一对压力罐76之间延伸。在一个实施例中，每一个吊梁102的末端104可被安装在其中一个压力罐76的上表面80上。每一个吊梁102可具有I型梁（或工字梁）截面形状以提供相对坚硬且高强度的结构元件，其可在飞行器10的重量下抗弯曲。但是，吊梁102可以以各种不同横截面形状中的任意一种被提供，用于支撑飞行器10的重量。

这对吊梁102可被稳定以抵抗支架梁108的横向运动。支架梁108可被连接到吊梁102，例如如所示的在吊梁102的末端104。支架梁108可保持吊梁102之间的间隔并且对梁结构100提供刚度和硬度。此外，支架梁108可防止吊梁102在飞行器10重量下的局部扭转。支架梁108可被机械地连接到吊梁102以允许装配和拆卸设备70。但是，支架梁108可以以任意方式被固定到吊梁102，例如，通过焊接或其它方式。

在图4中，每一个吊梁102可包含具有上端122的吊杆120。在一个实施例中，每一个吊杆120可包含位于吊杆120的上端122的圆盘126，其用于枢轴旋转地支撑吊杆120。每一个吊杆120的上端122可延伸贯穿吊梁102中尺寸过大的洞（未显示），以允许吊杆120相对于圆盘120枢轴旋转。每一个吊杆120可在吊杆120的下端124被连接到起重横梁104。以这种方式，起重横梁140可有利地从吊梁102悬吊以允许当飞行器10被提升脱离支撑表面64（图1）时起重横梁140的轻微横向运动，所述如下。在所示的实施例中，每一个吊杆120可在吊梁102的近似中点106处被连接到吊梁102，以便每一个起重横梁140可在起落架40、42的轮子44之间延伸。以这种方式，每一个起重横梁140可被定向在起落架40、42的一对并排轮子之间的前后方向，如图9中所示。在这样的位置中，起重横梁140可通常被设置在起落架40、42的起重支点54（图1）的下方，如下所述。

参考图5，在一个实施例中，每一个吊杆120可以是由上杆部分130和通过螺纹套筒134连接的下杆部分132形成。上杆和下杆部分130、132以及螺纹套筒134可被配置以便螺纹套筒134的旋转提供调整吊杆120长度的方式。在一个实施例中，螺纹套筒134可包含外部特征（没有显示），例如用于通过工具（例如扳手）啮合的平面（没有显示），以便于手动转旋转螺纹套筒134从而改变吊杆120的长度。调整吊杆120的长度可作为调整起重横梁140的方向或倾斜角的方式（图3）。例如，吊杆120的长度可被调整以便当飞行器10被提升脱离支撑表面64时起重横梁140被基本水平地定向（图1）。或者，吊杆120的一个或更多个的长度可被调整以便在确定飞行器10的重量和平衡过程中和/或在飞行器10的地面振动试验过程中飞行器10（图1）被定向为水平飞行的姿态。

在另外的实施例中，一个或更多个吊杆120可包含一个或更多个应变测量装置128（图3），其用于当飞行器10被提升脱离支撑表面64（图1）时测量吊杆120（图3）中的负载，作为在起重支点54（图1）测量飞行器的重量以及验证测量装置178（例如，承重传感器180）的精准度的后备方式。在一个实施例中，应变测量装置128可包含应变计、压电电阻器、半导体应变计、光纤传感器、电容式应变计或用于测量吊杆120中应变的任何其它合适的应变测量装置128。在一个实施例中，一个或更多个应变计可被校正并且而后被粘合到吊杆120。应变计可被通信地连接到计算机220（图3）以提供应变测量，该应变测量可被转化为负载并且与测量装置178的重量（例如，负载）测量相比较。

图6是起重横梁140的透视图，起重横梁140具有安装到起重横梁140的测量装置178。起重横梁140可包含相对的末端142。每一个末端142可包含被配置为连接到其中一个吊杆120的梁端接头146。在所示的实施例中，每一个梁端接头146可包含槽148，其用于接收吊杆120（图5）的下端124（图4）。槽148可促进吊杆120的枢轴旋转运动，这可防止起重横梁140中可损害地面振动试验的精准度和/或重量和平衡测量的精准度的力矩发展。在一个实施例中，吊杆120的下端124可通过圆盘126以如上关于位于吊杆120（图4）的上端122到吊梁102（图4）的连接处的圆盘126（图4）所述的相同方式被连接到梁端接头146。

图6还图解说明安装在起重横梁140上表面的轴承座160。尽管轴承座160被显示位于起重横梁140的近似中点，但是轴承座160可位于沿起重横梁的任意位置。轴承座160可被配置为以一种方式支撑测量装置178，以便测量装置178可提供在起落架40、42（图1）处飞行器10（图1）的重量测量值。在一个实施例中，设备70可包含起重配件200，其用于啮合在起落架40、42上的起重支点54（图1）。如以下进一步详细描述的，测量装置178可被插入或夹入在轴承座160和起重配件200之间，以便当飞行器10提升脱离支撑表面64（图1）时测量装置178被压缩加载。

在图7中，显示的是一个轴承座160的分解透视图并且图解轴承座160和测量装置178以及起重配件200的相互连接性。轴承座160可包含相对的座端部分162，通过座中心部分164使其相互连接。座端部分162可各自包含一个或更多个向下延伸的销（tab）或突出物，用于相对于起重横梁140（图6）对齐或设置轴承座160。销可沿着起重横梁140的侧边向下突出并且防止轴承座160相对于起重横梁140的横向运动。但是轴承座160不限于销160并且可被提供便于轴承座160定位在起重横梁140上的任何定位机构。

座中心部分164相对于端部分162具有增加的厚度，以便中心部分164可支撑由测量装置178测量的负载。在一个实施例中，轴承座孔166可在座中心部分164中形成。轴承座孔166可被设置尺寸并且配置为接收起重配件200。起重配件200可被配置为啮合飞行器10（图1）的起重支点54（图1）。例如，起重配件200可被配置为配合在起落架40、42（图1）的支柱50内形成的支柱孔52（图9）。起重配件200通常被提供为大体圆柱形或可在支柱孔52内配合的其它形状。起重配件200可具有上表面204和下表面206。当飞行器处于已提升位置88（图10）时，上表面204可与支柱孔52的上表面（图中没有显示）处于轴承接触。起重配件200可包含从起重配件200的下表面206向下延伸的轴208。轴208可被设置尺寸并且被配置为和在轴承座160内形成的轴承座孔166互补。例如，轴208可被设置尺寸以提供与轴承座孔166的圆柱壁的滑动配合。

在图7-8中，所示的是测量装置178的实施例，其可被连接到轴承座160。测量装置178可被配置为压紧型承重传感器，其用于测量起重配件200在飞行器10重量下的压缩负载。压紧型承重传感器180可被配置为开孔压紧型承重传感器180。在承重传感器180中的空心182可被设置尺寸并且被配置为和起重配件200互补。关于这点，空心182可具有内部直径184，其可被设置尺寸并且被配置为和起重配件200轴208的直径互补。承重传感器180可还包含外径186，其优选地但可选地不大于起重配件200的外径202，以便起重配件200上的负载可被均匀地分布在承重传感器180的上表面188。以这种方式，承重传感器180的上表面和下表面188、190可被夹入在起重配件200和轴承座160之间并且当飞行器10（图1）被提升脱离支撑表面64（图1）时提供相对精准的重量测量值。但是，承重传感器180可被设置为直接接触飞行器10（图1）的起重支点54（图1）（即直接接触起落架40、42）并且不必须地定位在起重配件200和起重横梁140（图6）之间。

尽管测量装置178被显示和描述为开孔压紧型承重传感器180，测量但是装置178可在各种不同实施例中的任意一种中提供并且不限于承重传感器180。关于这点，测量装置178可被提供为应变测量装置、光纤测量装置、压力传感器、压电装置或可直接地或间接地测量飞行器10的重量的其它装置。而且，测量装置178不限于夹入在起重配件200和起重横梁140（图6）之间。例如，测量装置178可包含非开孔称重传感器（图中没有显示），其可被设置在轴承座160内形成的凹处（没有显示）内。在另外的实施例中，承重传感器180可被设置在起重横梁140内直接形成的凹处（图中没有显示）中，以便可从设备70（图4）中去除轴承座160。然而，测量装置178可以以便于测量当飞行器10（图1）被提升脱离支撑表面64（图10）时起重横梁140上重量的任意配置被提供。

参阅流程图11并结合参考图9-10，图11中所示的是一种飞行器10（图1）的地面振动试验的方法300，并且其可包含执行飞行器10的重量和平衡分析。有利地，通过执行飞行器10的重量和平衡分析和地面振动试验，相对于采用传统方式（例如采用如上所述的地面天平）执行重量和平衡分析所需要的时间量，大量的时间可被节省。

图11中方法300的步骤302可包含啮合飞行器10（图1）与多个测量装置178（图9）。每一个测量装置178可被连接到至少一个起重机构74（图9），其位于飞行器10的起重支点54（图9）附近。例如，图9是设备70的正视图，设备70围绕具有起重支点54的起落架40、42。起落架40、42被显示处在地面位置86，其中飞行器10的重量由起落架40、42的轮子44支撑。压力罐76处于放气位置82并且起重配件200被设置为与飞行器10的支柱50或轴48的下方成间隔关系。起落架支柱50在支柱50的下端内或起落架40、42的轴48中可包含支柱孔52。支柱孔52可包含针对起落架40、42的起重支点54。测量装置178可包含压紧型称重传感器，其可被插入在轴承座160和起重配件200之间，如图7-8中所示以及如上所述的。设备70（图3）的每一个起重传感器180可通信地连接到计算机220（图3），例如采用硬接线222（图3）或采用无线方式。计算机220可接收、处理和存储承重传感器180的输出。

图11中方法300的步骤304可包含使用一个或更多个起重机构74（图10）提升飞行器10（图1）脱离支撑表面64（图9）到已提升位置88（图10）。在一个实施例中，起重机构74可被配置为压力罐76（图10），如上所述。每一个压力罐76可被连接到控制系统（图中没有显示），其采用流体导管（图中没有显示）调节到每一个压力罐的流体量（空气、水、油等等——图中没有显示）。从放气位置82（图9）开始，控制系统可使压力罐76的波纹管78（图9）膨胀至膨胀位置84（图10）以便对每一个起落架40、42（图10）给予一个向上的力90（图10）。在图10中，波纹管78可以以均匀的方式膨胀，如此飞行器10以水平且受控制的方式被提升脱离支撑表面64。

在一个实施例中，在提升飞行器10（图1）之前，吊杆120（图4）的长度通过使用上述的螺纹套筒134（图5）可被调整。每一个螺纹套筒134可与上杆部分和下杆部分130、132（图5）相互连接，并且每一个螺纹套筒是可被调整的，以允许调整吊杆120的长度来调整起重横梁140（图6）的方向。例如，螺纹套筒134可被调整以便起重横梁140被定向为基本上水平和/或以便飞行器10被定向为预定的俯仰姿态，例如当飞行器10被提升脱离支撑表面64（图10）时的水平飞行姿态。

图11中方法300的步骤306可包含当飞行器10被提升脱离支撑表面64时（例如，车间地面、机坪等等）在每一个起重支点54（图10）处确定重量测量值。例如，在图10中，重量测量值可由位于每一个主起落架42处的压紧型承重传感器180提供。类似地，重量测量值可由位于前起落架40（图10）处的压紧型承重传感器180提供。在一个实施例中，每一个称重传感器180提供的的重量测量值可通过测量一个或更多个应变计128（图5）的输出被验证或检查，应变计128可被选择地施加到吊杆120（图5），如上所述。吊杆120的应变测量值通过将其乘以构成吊杆120的材料的弹性模量可被转换为应力。通过将应力和吊杆120在应变计128位置处的横截面面积相乘，应力可以转化为负载。在起重横梁140（图6）的每一个末端142（图6）处的吊杆120中的组合负载而后与称重传感器180所指示的重量测量值相比较，以验证测量的精准度。飞行器10的总重量可以通过把每一个起落架40、42处的承重传感器180所记录的重量测量值加起来确定。

计算机200可被配置为基于在每一个起落架40、42（图1）处承重传感器180提供的重量测量值，确定飞行器10（图1）的重心60（图1）。例如，重心60（图1）的位置可相对于任意一个基准点18（图1）被确定，基准点18在图1中位于飞行器10前端14（图1）处的机头。然而，重心60可相对于沿着飞行器10的纵向轴22（图1）的任意位置处的任意点被确定。从基准点18到重心60的距离62（图1）可以是通过将两个（2）主起落架42和前起落架40的总力矩除以飞行器10的总重量来确定。主起落架42的力矩可被定义为每一个主起落架42处的向上的力90（图10）乘以主起落架42处的起重支点54（图1）到基准点18的距离56（图1）的乘积。前起落架40的力矩可被定义为前起落架40处的向上的力90乘以前起落架40处的起重支点54到基准点18的距离58的乘积。

图11中方法300的步骤308可包含执行飞行器10（图1）的地面振动试验。飞行器10的地面振动试验可在确定飞行器10的重量和重心（图1）之后被执行，虽然地面振动试验可在确定重量和重心60之前被执行。在地面振动试验过程中，预定的输入力（例如，振动）可被施加在飞行器10上，同时飞行器10通过设备70（图3）被提升脱离支撑表面64（图9）。传感器（图中没有显示），例如安装在飞行器10上的预定位置的加速度计可测量飞行器10对输入力的动态响应。

有利地，此处所公开的设备70（图3）重量相对较轻，以便与地面振动试验的飞行器10的总质量相比，设备70对飞行器10（图1）的质量贡献相对较小。而且，如图3中所示，起重横梁140（图6）从可枢轴旋转的吊杆120的可枢轴旋转悬吊可在地面振动试验过程中使设备70对飞行器10的动态响应的影响最少。此外，此处公开的设备70有利地使非线性最少，否则在飞行器10的轮胎46（图1）直接接触车间地面的传统试验方法中非线性可被引入到飞行器10的动态响应中。有利地，设备70有助于以相对于使用传统方法所需的时间的显著减少的时间执行重量和平衡分析，传统方法中飞行器10被转动成倾斜面置于天平并且在测量后回落。关于这点，此处公开的设备降低了与执行飞行器重量和平衡分析的这些传统方法相关的对飞行器10损害的风险等级。

在附图和文字中，一方面，用于在地面振动试验过程中支撑飞行器10的设备70，包含：多个起重机构74，其被安装在支撑表面64上，每一个起重机构74被配置为在飞行器10的组件38上给予一个向上的力90，用于提升飞行器10脱离支撑表面64；梁结构100，其被配置为安装在多个起重机构74；起重横梁140，其从梁结构100悬吊；以及测量装置178，其安装在起重横梁140并且被配置为啮合与飞行器10的组件38相关联的起重支点54和当飞行器10被提升脱离支撑表面64时确定飞行器10的重量。在一个变体中，设备70包含，其中：起重支点54与飞行器10的起落架40、42关联。在另一个变体中，该设备包含，其中：梁结构100包含安装在起重机构74并且彼此间隔排列的一对基本平行的吊梁102；每一个吊梁102具有从其向下延伸的吊杆120；以及起重横梁140具有连接到吊杆120的相对末端104。在另一个变体中，设备70包含，其中：吊杆120是由上部分130通过螺纹套筒134连接到下部分132构成的；螺纹套筒134是可调整的，以调整吊杆120的总长度。

仍然在另一个变体中，设备70包含，其中：至少一个应变装置128，其安装在吊杆120并且被配置为当飞行器10被提升脱离支撑表面64时测量吊杆120内的应变。还在另一个变体中，设备70包含，其中：测量装置178包含称重传感器180。在一个示例中，设备70还包含：起重配件200，其被配置为啮合起重支点54并且具有轴208；以及承重传感器180，其包含开孔压紧型承重传感器180，开孔压紧型承重传感器180具有空心182，其被设置尺寸并且被配置为接收轴208。在另一个示例中，设备70包含，其中：承重传感器180被插入在起重配件200和起重横梁140之间。仍然在另一个示例中，设备70还包含：轴承座160，其被安装在起重横梁140；以及测量装置178，其被插入在轴承座160和组件38之间。

在一个方面，公开用于支撑飞行器100用于地面振动试验的设备70，包含：多个压力罐76，其支撑于支撑表面64上；一对吊梁102，每一个吊梁102在一对压力罐76之间延伸并且由这一对压力罐支撑；吊杆120，其从每个吊梁102向下延伸；起重横梁140，其具有被连接到吊杆120的相对末端142；以及压紧型称重传感器180，其被插入在起重横梁140和起落架40、42的起重支点54之间，承重传感器180被配置为当飞行器10被提升脱离支撑表面64时提供飞行器10的重量指示。

在一个方面，公开飞行器10的地面振动试验的方法，包含步骤：将飞行器10与多个测量装置178啮合，每一个测量装置178被连接到与飞行器10的起重支点54啮合的至少一个起重机构74；使用起重机构74提升飞行器10脱离支撑表面64；基于测量装置178的输出确定飞行器10的重量；以及执行飞行器10的地面振动试验操作。在一个变体中，该方法还包含步骤：确定飞行器10的重心60。在另一个变体中，方法还包含其中飞行器10具有多个起落起落架40、42，该方法还包含步骤：确定在每一个起落架40、42处的重量测量值；以及基于在每一个起落架40、42处的重量测量值确定飞行器10的重心60。在另一个变体中，该方法还包含步骤：啮合至少一个测量装置178到起重支点54。还在另外变体中，该方法还包含：啮合至少一个测量装置178到起重支点54。还在另一个变体中，该方法包含其中啮合至少一个测量装置178的步骤包含：在起重支点54和起重横梁140之间插入压紧型承重传感器180。

在一个示例中，该方法还包含步骤：啮合起重配件200到起重支点54；以及插入起重配件200的轴208贯穿称重传感器180的空心182。在另一个示例中，该方法还包含步骤：在被安装在起重横梁140的轴承座160中接收轴208。仍然在另一个示例中，该方法包含，其中：在起重配件200和起重横梁140之间插入承重传感器180。在又另一个示例中，该方法还包含步骤：使用一对吊杆120悬挂起重横梁140，至少一个吊杆120具有安装在其上的应变计128；以及使用应变计128的输出验证当飞行器10被提升脱离支撑表面64时测量装置178确定的重量。还在另一个示例中，该方法还包含其中至少一个吊杆120是由上部分130和通过螺纹套筒134连接的下部分132构成的，方法还包含步骤：通过使用将上和下杆部分130、132相互连接的螺纹套筒134，调整吊杆120的总长度。

本公开额外的修改和改进对于所属领域技术人员是显而易见的。因此，此处描述的和阐述的零件的特定组合只用于呈现本公开的特定实施例，并且不意图作为在本公开的精神和范围中替代实施例或装置的限制。

Claims (10)

1.一种用于在地面振动试验过程中支撑飞行器（10）的设备（70），其包含：

多个起重机构（74），其安装在支撑表面（64），每一个起重机构（74）被配置为在所述飞行器（10）的组件（38）上给予向上的力（90），用于提升所述飞行器（10）脱离所述支撑表面（64）；

梁结构（100），其被配置为安装在所述多个起重机构（74）；

起重横梁（140），其从所述梁结构（100）悬吊；以及

测量装置（178），其被安装在所述起重横梁（140）上并且被配置为啮合与所述飞行器（10）的组件（38）相关联的起重支点（54）和当所述飞行器（10）被提升脱离所述支撑表面（64）时确定所述飞行器（10）的重量。

2.根据权利要求1的设备（70），其中：

所述起重支点（54）与所述飞行器（10）的起落架（40、42）关联；

所述梁结构（100）包含一对基本平行的吊梁（102），其被安装到所述起重机构（74）并且彼此间隔地排列；

每一个所述吊梁（102）具有从其向下延伸的吊杆（120）；以及

所述起重横梁（140）具有连接到吊杆（120）的相对末端（104）；其中：至少一个应变测量装置（128）被安装在吊杆（120）并且被配置为当所述飞行器（10）被提升脱离所述支撑表面（64）时测量所述吊杆（120）内的应变。

3.根据权利要求2的设备（70），其中：

所述吊杆（120）是由上部分130通过螺纹套筒134连接到下部分132构成的；以及

所述螺纹套筒（134）是可调整的，以调整所述吊杆（120）的总长度。

4.根据权利要求1的设备（70），还包含：

起重配件（200），其被配置为啮合起重支点（54）并且具有轴（208）；其中所述测量装置（178）包含称重传感器（180），并且所述称重传感器（180）包含具有空心（182）的开孔压紧型称重传感器（180），所述空心（182）被设置尺寸并且被配置为接收所述轴（208），以及

其中所述承重传感器（180）被插入在所述起重配件（200）和所述起重横梁（140）之间。

5.根据权利要求1的设备（70），还包含：

轴承座（160），其被安装到所述起重横梁（140）；以及

所述测量装置（178）被插入在所述轴承座和（160）和所述组件（38）之间。

6.根据权利要求1的设备（70），还包含：

多个压力罐（76），其被支撑于所述支撑表面（64）上；以及

每一个吊梁（102），其在一对压力罐（76）之间延伸并且由这对压力罐（76）支撑。

7.一种飞行器（10）的地面振动试验方法，包含步骤：

将所述飞行器（10）与多个测量装置（178）的啮合，每一个所述测量装置（178）被连接到至少一个（74）起重机构，所述至少一个起重机构（74）被啮合到所述飞行器（10）的起重支点（54）；

使用所述起重机构（74）提升所述飞行器（10）脱离支撑表面（64）；

基于所述测量装置（178）的输出，确定所述飞行器（10）的重量；以及

执行所述飞行器（10）的地面振动试验。

8.根据权利要求7的方法，其中所述飞行器（10）具有多个起落架（40、42），并且所述方法还包含步骤：

确定在每一个所述起落架（40、42）处的重量测量值；和

确定所述飞行器（10）的重心（60），所述飞行器（10）的重心（60）基于在每一个所述起落架（40、42）处的重量测量值；以及

啮合至少一个所述测量装置（178）到所述起重支点（54）。

9.根据权利要求8的方法，其中啮合至少一个所述测量装置（178）的步骤包含：

将压紧型称重传感器（180）插入到所述起重支点（54）和所述起重横梁（140）之间（180）；并且还包含步骤：

啮合起重配件（200）到所述起重支点（54）；和

插入所述起重配件（200）的轴（208）贯穿所述称重传感器（180）中的空心（182）；以及

还包含步骤：

接收所述轴（208）至被安装在所述起重横梁（140）的轴承座（160）内；

其中将所述承重传感器（180）插入到所述起重配件（200）和所述起重横梁（140）之间。

10.根据权利要求7的方法，还包含步骤：

用一对吊杆（120）悬挂所述起重横梁（140），其中一个所述吊杆（120）具有安装在其上的应变计（128）；和

使用应变计（28）的输出，验证当所述飞行器（10）被提升脱离所述支撑表面（64）时所述测量装置（178）确定的重量；

其中至少一个所述吊杆（120）是由上部分（130）和通过螺纹套筒（134）连接的下部分（132）构成的，所述方法还包含步骤：

使用将所述上杆部分和下杆部分（132、133）互连的螺纹套筒（134），调整所述吊杆（120）的总长度。

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