CN107102645B - 一种飞机姿态调节装置 - Google Patents

一种飞机姿态调节装置 Download PDF

Info

Publication number
CN107102645B
CN107102645B CN201610094547.1A CN201610094547A CN107102645B CN 107102645 B CN107102645 B CN 107102645B CN 201610094547 A CN201610094547 A CN 201610094547A CN 107102645 B CN107102645 B CN 107102645B
Authority
CN
China
Prior art keywords
aircraft
attitude
control module
target
laser
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201610094547.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN107102645A (zh
Inventor
唐凯
周正宇
曹放华
刘远东
李洋
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Chengdu Aircraft Industrial Group Co Ltd
Original Assignee
Chengdu Aircraft Industrial Group Co Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Chengdu Aircraft Industrial Group Co Ltd filed Critical Chengdu Aircraft Industrial Group Co Ltd
Priority to CN201610094547.1A priority Critical patent/CN107102645B/zh
Publication of CN107102645A publication Critical patent/CN107102645A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN107102645B publication Critical patent/CN107102645B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Optical Radar Systems And Details Thereof (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

本发明公开一种飞机姿态调节装置，其特征在于，包括控制模块；四台激光仪和3台支撑平台组成；控制模块：接收飞机目标姿态数据，接收激光仪数据、显示计算飞机实际姿态数据，根据飞机实际姿态数据，输出飞机姿态调节指令至支撑平台使其上升或下降，调节飞机至目标姿态；激光仪测量到其对应靶镜的距离和激光束垂直方向偏转角，并输出至控制模块；四台激光仪的靶镜分别布置与飞机左右前后的水平测量点；支撑平台，分别支撑于飞机机轮，在测量飞机重量数据前完成自调平，执行控制模块发出的的飞机姿态调节指令。本发明调节的精度和效率高，采集数据少，算法简洁。

Description

一种飞机姿态调节装置
技术领域
本发明属于飞机重量重心测量技术领域，涉及一种集目标自动跟踪测量技术、飞机姿态自动调节技术、飞机多姿态调节功能为一体的高效率多用途飞机姿态调节装置。
背景技术
飞机重量重心测量是对飞机理论重量重心的验证，是各型飞机首飞前对飞机飞行性能测试的重要试验，测量结果的精度关系到飞行安全和飞机交付。而准确进行飞机重量重心测量试验的前提是根据试验需求精确调节飞机的姿态，包括水平姿态以及各种倾角姿态。
目前，飞机姿态调节是通过调节飞机前机轮、左机轮、右机轮三个秤台的高度，使飞机实际姿态数据满足飞机目标姿态数据的过程。根据飞机姿态调节的原理，在现有工作条件下，飞机姿态调节流程为：先由水平测量人员将水平测量仪调水平；再由机务工作人员将飞机秤台调水平；然后水平测量人员使用水平测量仪目视定位飞机左右机翼上两个水平测量点并使用水平测量尺测量计算飞机左右机翼上两个水平测量点之间的相对高度；随后由机务工作人员根据水平测量人员的指令反复调节飞机前机轮、左机轮、右机轮三个秤台的高度以使飞机姿态满足要求；最后按同样的操作定位测量计算飞机机身上前后两个水平测量点之间的相对高度并完成飞机姿态的调节。
由于整个飞机姿态调节过程全部由人力参与，因此工作效率和精度低，工作误差大，工作重复性高且浪费人力资源。
发明内容
本发明的目的是：提出一种飞机姿态调节过程自动化控制，工作效率和工作精度高，工作误差小，工作重复性低，节约人力资源的高效率自动化飞机姿态调节装置。
本发明的技术方案是：一种飞机姿态调节装置，由控制模块1；左激光仪2；左靶镜3；右激光仪4；右靶镜5；机翼测量平台6；前激光仪7；前靶镜8；后激光仪9；后靶镜10；机身测量平台11；前秤14；左秤15；右秤16组成。
技术方案各组成部分功能为：
(1)控制模块1：供试验人员输入飞机目标姿态每组两个水平测量点之间相对高度数据至控制模块1；供试验人员输入飞机姿态调节装置工作启动指令；显示飞机实际姿态每组两个水平测量点之间相对高度数据；显示飞机姿态调节装置工作到位信号。
(2)左激光仪2：安装于机翼测量平台6；射出激光束自动实时跟踪左靶镜3；测量激光仪2基准点到靶镜3中心的距离L1；测量激光束垂直方向偏转角θ1；输出距离和角度数据至控制模块1。
(3)左靶镜3：固定于飞机左机翼水平测量点处，反射激光仪2射出的激光束。
(4)右激光仪4：安装于机翼测量平台6；射出激光束自动实时跟踪右靶镜5；测量激光仪4基准点到靶镜5中心的距离L2；测量激光束垂直方向偏转角θ2；输出距离和角度数据至控制模块1。
(5)右靶镜5：固定于飞机右机翼水平测量点处，反射激光仪4射出的激光束。
(6)机翼测量平台6：采用三点支撑自调平平台；在采集飞机翼展方向姿态数据前完成框体水平自动调节；给左激光仪2和右激光仪4提供同一个测量基准面。包括1组双轴倾角传感器、1个单片机、3只步进电机、3套丝杆升降装置等部分。
(7)前激光仪7：安装于机身测量平台11；射出激光束自动实时跟踪前靶镜8；测量激光仪7基准点到靶镜8中心的距离L3；测量激光束水平方向偏转角和垂直方向偏转角θ3；输出距离和角度数据至控制模块1。
(8)前靶镜8：固定于飞机前机身水平测量点处，反射激光仪7射出的激光束。
(9)后激光仪9：安装于机身测量平台11；射出激光束自动实时跟踪后靶镜10；测量激光仪9基准点到靶镜10中心的距离L4；测量激光束水平方向偏转角和垂直方向偏转角θ4；输出距离和角度数据至控制模块1。
(10)后靶镜10：固定于飞机后机身水平测量点处，反射激光9仪射出的激光束。
(11)机身测量平台11：采用三点支撑自调平平台；在采集飞机航行方向姿态数据前完成框体水平自动调节；给前激光仪7和后激光仪9提供同一个测量基准面。包括1组双轴倾角传感器、1个单片机、3只步进电机、3套丝杆升降装置等部分。
(12)控制模块1：获得控制模块1输入的飞机目标姿态每组两个水平测量点之间相对高度数据h12和h34；获得左激光仪2、右激光仪4、前激光仪7、后激光仪9输入的飞机实际姿态左机翼、右机翼、前机身、后机身水平测量点各自的距离和角度数据；运行控制模块1处理飞机姿态数据；输出飞机姿态调节指令至前秤14、左秤15、右秤16。
(13)控制模块1：控制飞机姿态自动调节程序；计算飞机实际姿态左机翼、右机翼、前机身、后机身水平测量点各自相对于测量基准面的高度数据；计算飞机实际姿态每组两个水平测量点之间相对高度数据；与飞机目标姿态每组两个水平测量点之间相对高度数据进行对比并计算偏差M和N；根据偏差计算飞机姿态调节指令。
(14)前秤14：采用三点支撑自调平平台；支撑飞机前机轮；在测量飞机重量数据前完成自调平；测量飞机前机轮重量数据并输出至计算机；执行计算机输入的飞机姿态调节指令。包括1组双轴倾角传感器、1个单片机、3只步进电机、3套丝杆升降装置等部分。
(15)左秤15：采用三点支撑自调平平台；支撑飞机左机轮；在测量飞机重量数据前完成自调平；测量飞机左机轮重量数据并输出至计算机；执行计算机输入的飞机姿态调节指令。包括1组双轴倾角传感器、1个单片机、3只步进电机、3套丝杆升降装置等部分。
(16)右秤16：采用三点支撑自调平平台；支撑飞机右机轮；在测量飞机重量数据前完成自调平；测量飞机右机轮重量数据并输出至计算机；执行计算机输入的飞机姿态调节指令。包括1组双轴倾角传感器、1个单片机、3只步进电机、3套丝杆升降装置等部分。
本发明中须定义以下指标：
飞机实际姿态左激光仪2基准点到左靶镜3中心的距离L1；
飞机实际姿态左激光仪2激光束与垂直方向偏转角θ1；
飞机实际姿态右激光仪4基准点到右靶镜5中心的距离L2；
飞机实际姿态右激光仪4激光束与垂直方向偏转角θ2；
飞机实际姿态前激光仪7基准点到前靶镜8中心的距离L3；
飞机实际姿态前激光仪7激光束与垂直方向偏转角θ3；
飞机实际姿态后激光仪9基准点到后靶镜10中心的距离L4；
飞机实际姿态后激光仪9激光束与垂直方向偏转角θ4；
飞机目标姿态左机翼水平测量点与右机翼水平测量点之间相对高度理论数据h12；
飞机目标姿态前机身水平测量点与后机身水平测量点之间相对高度理论数据h34；
飞机实际姿态左机翼水平测量点与右机翼水平测量点之间相对高度对飞机目标姿态左机翼水平测量点与右机翼水平测量点之间相对高度的偏差值M，且M＝L1·Cosθ1-L2·Cosθ2-h12；
飞机实际姿态左机翼水平测量点与右机翼水平测量点之间相对高度对飞机目标姿态左机翼水平测量点与右机翼水平测量点之间相对高度的偏差值下限M1；
飞机实际姿态左机翼水平测量点与右机翼水平测量点之间相对高度对飞机目标姿态左机翼水平测量点与右机翼水平测量点之间相对高度的偏差值上限M2；
飞机实际姿态前机身水平测量点与后机身水平测量点之间相对高度对飞机目标姿态前机身水平测量点与后机身水平测量点之间相对高度的偏差值N，且N＝L3·Cosθ3-L4·Cosθ4-h34；
飞机实际姿态前机身水平测量点与后机身水平测量点之间相对高度对飞机目标姿态前机身水平测量点与后机身水平测量点之间相对高度的偏差值下限N1；
飞机实际姿态前机身水平测量点与后机身水平测量点之间相对高度对飞机目标姿态前机身水平测量点与后机身水平测量点之间相对高度的偏差值上限N2；
秤台单次顶升高度h。
本发明的使用方法：
(1)步骤1：将飞机停放于前秤14、左秤15、右秤16共3个秤台上。
(2)步骤2：启动飞机姿态调节装置。
(3)步骤3：安装左靶镜3、右靶镜5、前靶镜8、后靶镜10共4个靶镜于飞机上相应水平测量点处。
(4)步骤4：输入飞机目标姿态参数h12和h34，输入偏差值上下限M1、M2、N1、N2，输入秤台单次顶升高度h，开始调节飞机姿态。
(5)步骤5：完成机翼测量平台6、机身测量平台11共2个测量平台和前秤14、左秤15、右秤16共3个秤台自调平。
(6)步骤6：完成飞机翼展方向姿态自动调节。
(7)步骤7：完成飞机航行方向姿态自动调节。
(8)步骤8：确认飞机姿态调节完成。
使用方法中：
(1)步骤5的实现过程为：控制模块1发送自调平开始指令至机翼测量平台6、机身测量平台11、前秤14、左秤15、右秤16；每个自调平平台由单片机根据双轴倾角传感器测量的角度数据发出自调平调节指令控制3只步进电机驱动3套丝杆升降装置分别进行顶升以完成各自的平台水平自动调节，发出平台水平自动调节到位信号至控制模块1；控制模块1确认5个自调平到位信号均到位，测量平台和秤台自调平完成，发出“测量平台和秤台自调平到位”信号。
(2)步骤6的实现过程为：(a)控制模块1发出飞机翼展方向姿态数据采集开始指令至机翼测量平台6；安装在机翼测量平台6上的左激光仪2测量飞机的L1以及θ1数据输出至控制模块1，安装在机翼测量平台6上的右激光仪4测量飞机的L2以及θ2数据输出至控制模块1。控制模块1计算M，当M≤M1时发出飞机姿态调节开始指令至左秤15；当M≥M2时发出飞机姿态调节开始指令至右秤16；当M1∠M∠M2时不发出飞机姿态调节开始指令。(b)当M≤M1时左秤15根据飞机姿态调节开始指令控制3只步进电机驱动3套丝杆升降装置同时进行顶升使平台顶升h，完成一次飞机姿态调节，发出飞机姿态调节到位信号至控制模块1；控制模块1返回(a)开始执行程序。当M≥M2时右秤16根据飞机姿态调节开始指令控制3只步进电机驱动3套丝杆升降装置同时进行顶升使平台顶升h，完成一次飞机姿态调节，发出飞机姿态调节到位信号至控制模块1；控制模块1返回(a)开始执行程序。当M1∠M∠M2时无飞机姿态调节开始指令，飞机翼展方向姿态自动调节完成，控制模块1发出“飞机翼展方向姿态自动调节到位”信号。
(3)步骤7的实现过程为：(a)控制模块1发出飞机航行方向姿态数据采集开始指令至机身测量平台11；安装在机身测量平台11上的前激光仪7测量飞机的L3以及θ3数据输出至控制模块1，安装在机身测量平台11上的后激光仪9测量飞机的L4以及θ4数据输出至控制模块1。控制模块1计算N，当N≤N1时发出飞机姿态调节开始指令至前秤14；当N≥N2时发出飞机姿态调节开始指令至左秤15和右秤16；当N1∠N∠N2时不发出飞机姿态调节开始指令。(b)当N≤N1时前秤14根据飞机姿态调节开始指令控制3只步进电机驱动3套丝杆升降装置同时进行顶升使平台顶升h，完成一次飞机姿态调节，发出飞机姿态调节到位信号至控制模块1；控制模块1返回(a)开始执行程序。当N≥N2时左秤15和右秤16根据飞机姿态调节开始指令同时控制各自平台的3只步进电机驱动3套丝杆升降装置进行顶升使平台顶升h，完成一次飞机姿态调节，发出飞机姿态调节到位信号至控制模块1；控制模块1返回(a)开始执行程序。当N1∠N∠N2时无飞机姿态调节开始指令，飞机航行方向姿态自动调节完成，控制模块1发出“飞机航行方向姿态自动调节到位”信号。
(4)步骤8的实现过程为：控制模块1确认飞机翼展方向姿态自动调节到位信号和飞机航行方向姿态自动调节到位信号均存在，飞机姿态自动调节完成，发出“飞机姿态自动调节到位”信号。
本发明的特征在于：
(1)本发明的控制逻辑为：先自动完成机翼测量平台6、机身测量平台11共2个测量平台和前秤14、左秤15、右秤16共3个秤台自调平，再自动完成飞机翼展方向姿态自动调节，最后自动完成飞机航行方向姿态自动调节。
(2)本发明利用三点支撑式平台水平自动调节技术，采用基于步进电机和丝杆升降装置的三点支撑式自调平平台，实现了测量平台和秤台的平台水平自动调节功能。
(3)本发明设置左激光仪2、右激光仪4、前激光仪7、后激光仪9共4个激光仪和左靶镜3、右靶镜5、前靶镜8、后靶镜10共4个靶镜，每个激光仪分别唯一对应各自的靶镜，左靶镜3、右靶镜5、前靶镜8、后靶镜10共4个靶镜分别安装于飞机上的左机翼水平测量点、右机翼水平测量点、前机身水平测量点、后机身水平测量点共4个水平测量点，飞机姿态调节装置工作时每个激光仪始终自动跟踪各自的靶镜。
(4)本发明利用左激光仪2、右激光仪4、前激光仪7、后激光仪9共4个激光仪自动采集飞机姿态数据L1、θ1、L2、θ2、L3、θ3、L4、θ4并传输至控制模块1。
(5)本发明利用控制模块1自动计算飞机姿态数据并处理。
(6)本发明定义M的算法为M＝L1·Cosθ1-L2·Cosθ2-h12，可接受区间为M1∠M∠M2。
(7)本发明定义N的算法为N＝L3·Cosθ3-L4·Cosθ4-h34，可接受区间为N1∠N∠N2。
(8)本发明定义前秤14、左秤15、右秤16共3个秤台单次顶升高度h应远小于M1、M2、N1、N2的绝对值。
本发明的优点是：
(1)本发明设置先自动完成机翼测量平台6、机身测量平台11共2个测量平台和前秤14、左秤15、右秤16共3个秤台自调平，再自动完成飞机翼展方向姿态自动调节，最后自动完成飞机航行方向姿态自动调节的顺序，确保了飞机姿态自动调节的精度和效率。
(2)本发明利用三点支撑式平台水平自动调节技术，采用基于步进电机和丝杆升降装置的三点支撑式自调平平台，实现了测量平台和秤台的平台水平自动调节功能，取代人工操作，确保了飞机姿态自动调节的基准精度。
(3)本发明利用靶镜激光定位跟踪技术，采用激光仪和靶镜，设置在飞机姿态调节装置工作时由左激光仪2、右激光仪4、前激光仪7、后激光仪9共4个激光仪始终自动跟踪各自唯一对应的左靶镜3、右靶镜5、前靶镜8、后靶镜10共4个靶镜，实现了对飞机上的左机翼水平测量点、右机翼水平测量点、前机身水平测量点、后机身水平测量点共4个水平测量点的自动跟踪，取代人工操作，工作效率高、操作精度高、节约人力资源、工作重复性低。
(4)本发明利用激光干涉测距技术和角度编码测量技术，采用激光仪和靶镜，设置在飞机姿态调节装置工作时由左激光仪2、右激光仪4、前激光仪7、后激光仪9共4个激光仪自动采集飞机姿态数据L1、θ1、L2、θ2、L3、θ3、L4、θ4并传输至控制模块1，取代人工操作，测量误差小且精度高、节约人力资源、工作重复性低。
(5)本发明设置在飞机姿态调节装置工作时由控制模块1自动计算飞机姿态数据并处理，取代人工操作，工作效率高、节约人力资源、工作重复性低。
(6)本发明定义M的算法为M＝L1·Cosθ1-L2·Cosθ2-h12，须采集数据少，算法简洁。
(7)本发明定义N的算法为N＝L3·Cosθ3-L4·Cosθ4-h34，须采集数据少，算法简洁。
(8)本发明定义前秤14、左秤15、右秤16共3个秤台单次顶升高度h应远小于M1、M2、N1、N2的绝对值，可避免出现反复执行飞机姿态调节动作后M或N始终无法满足可接受区间M1∠M∠M2或N1∠N∠N2的情况。
附图说明
图1是本发明飞机姿态调节装置的原理图。
其中：1.控制模块；2.左激光仪；3.左靶镜；4.右激光仪；5.右靶镜；6.机翼测量平台；7.前激光仪；8.前靶镜；9.后激光仪；10.后靶镜；11.机身测量平台；12.计算机；13.软件；14.前秤；15.左秤；16.右秤。
具体实施方式
下面对本发明做进一步详细说明。参见图1，本发明的飞机姿态调节装置，由控制模块1；左激光仪2；左靶镜3；右激光仪4；右靶镜5；机翼测量平台6；前激光仪7；前靶镜8；后激光仪9；后靶镜10；机身测量平台11；控制模块1；控制模块1；前秤14；左秤15；右秤16组成。
技术方案各组成部分功能为：
(1)控制模块1：供试验人员输入飞机目标姿态每组两个水平测量点之间相对高度数据至控制模块1；供试验人员输入飞机姿态调节装置工作启动指令；显示飞机实际姿态每组两个水平测量点之间相对高度数据；显示飞机姿态调节装置工作到位信号。
(2)左激光仪2：安装于机翼测量平台6；射出激光束自动实时跟踪左靶镜3；测量激光仪2基准点到靶镜3中心的距离L1；测量激光束垂直方向偏转角θ1；输出距离和角度数据至控制模块1。
(3)左靶镜3：固定于飞机左机翼水平测量点处，反射激光仪2射出的激光束。
(4)右激光仪4：安装于机翼测量平台6；射出激光束自动实时跟踪右靶镜5；测量激光仪4基准点到靶镜5中心的距离L2；测量激光束垂直方向偏转角θ2；输出距离和角度数据至控制模块1。
(5)右靶镜5：固定于飞机右机翼水平测量点处，反射激光仪4射出的激光束。
(6)机翼测量平台6：采用三点支撑自调平平台；在采集飞机翼展方向姿态数据前完成框体水平自动调节；给左激光仪2和右激光仪4提供同一个测量基准面。包括1组双轴倾角传感器、1个单片机、3只步进电机、3套丝杆升降装置等部分。
(7)前激光仪7：安装于机身测量平台11；射出激光束自动实时跟踪前靶镜8；测量激光仪7基准点到靶镜8中心的距离L3；测量激光束水平方向偏转角和垂直方向偏转角θ3；输出距离和角度数据至控制模块1。
(8)前靶镜8：固定于飞机前机身水平测量点处，反射激光仪7射出的激光束。
(9)后激光仪9：安装于机身测量平台11；射出激光束自动实时跟踪后靶镜10；测量激光仪9基准点到靶镜10中心的距离L4；测量激光束水平方向偏转角和垂直方向偏转角θ4；输出距离和角度数据至控制模块1。
(10)后靶镜10：固定于飞机后机身水平测量点处，反射激光9仪射出的激光束。
(11)机身测量平台11：采用三点支撑自调平平台；在采集飞机航行方向姿态数据前完成框体水平自动调节；给前激光仪7和后激光仪9提供同一个测量基准面。包括1组双轴倾角传感器、1个单片机、3只步进电机、3套丝杆升降装置等部分。
(12)控制模块1：获得控制模块1输入的飞机目标姿态每组两个水平测量点之间相对高度数据h12和h34；获得左激光仪2、右激光仪4、前激光仪7、后激光仪9输入的飞机实际姿态左机翼、右机翼、前机身、后机身水平测量点各自的距离和角度数据；运行控制模块1处理飞机姿态数据；输出飞机姿态调节指令至前秤14、左秤15、右秤16。
(13)控制模块1：控制飞机姿态自动调节程序；计算飞机实际姿态左机翼、右机翼、前机身、后机身水平测量点各自相对于测量基准面的高度数据；计算飞机实际姿态每组两个水平测量点之间相对高度数据；与飞机目标姿态每组两个水平测量点之间相对高度数据进行对比并计算偏差M和N；根据偏差计算飞机姿态调节指令。
(14)前秤14：采用三点支撑自调平平台；支撑飞机前机轮；在测量飞机重量数据前完成自调平；测量飞机前机轮重量数据并输出至计算机；执行计算机输入的飞机姿态调节指令。包括1组双轴倾角传感器、1个单片机、3只步进电机、3套丝杆升降装置等部分。
(15)左秤15：采用三点支撑自调平平台；支撑飞机左机轮；在测量飞机重量数据前完成自调平；测量飞机左机轮重量数据并输出至计算机；执行计算机输入的飞机姿态调节指令。包括1组双轴倾角传感器、1个单片机、3只步进电机、3套丝杆升降装置等部分。
(16)右秤16：采用三点支撑自调平平台；支撑飞机右机轮；在测量飞机重量数据前完成自调平；测量飞机右机轮重量数据并输出至计算机；执行计算机输入的飞机姿态调节指令。包括1组双轴倾角传感器、1个单片机、3只步进电机、3套丝杆升降装置等部分。
本发明中须定义以下指标：飞机实际姿态左激光仪2基准点到左靶镜3中心的距离；飞机实际姿态左激光仪2激光束与垂直方向偏转角θ1；飞机实际姿态右激光仪4基准点到右靶镜5中心的距离L2；飞机实际姿态右激光仪4激光束与垂直方向偏转角θ2；飞机实际姿态前激光仪7基准点到前靶镜8中心的距离L3；飞机实际姿态前激光仪7激光束与垂直方向偏转角θ3；飞机实际姿态后激光仪9基准点到后靶镜10中心的距离L4；飞机实际姿态后激光仪9激光束与垂直方向偏转角θ4；飞机目标姿态左机翼水平测量点与右机翼水平测量点之间相对高度理论数据h12；飞机目标姿态前机身水平测量点与后机身水平测量点之间相对高度理论数据h34；飞机实际姿态左机翼水平测量点与右机翼水平测量点之间相对高度对飞机目标姿态左机翼水平测量点与右机翼水平测量点之间相对高度的偏差值M，且M＝L1·Cosθ1-L2·Cosθ2-h12；飞机实际姿态左机翼水平测量点与右机翼水平测量点之间相对高度对飞机目标姿态左机翼水平测量点与右机翼水平测量点之间相对高度的偏差值下限M1；飞机实际姿态左机翼水平测量点与右机翼水平测量点之间相对高度对飞机目标姿态左机翼水平测量点与右机翼水平测量点之间相对高度的偏差值上限M2；飞机实际姿态前机身水平测量点与后机身水平测量点之间相对高度对飞机目标姿态前机身水平测量点与后机身水平测量点之间相对高度的偏差值N，且N＝L3·Cosθ3-L4·Cosθ4-h34；飞机实际姿态前机身水平测量点与后机身水平测量点之间相对高度对飞机目标姿态前机身水平测量点与后机身水平测量点之间相对高度的偏差值下限N1；飞机实际姿态前机身水平测量点与后机身水平测量点之间相对高度对飞机目标姿态前机身水平测量点与后机身水平测量点之间相对高度的偏差值上限N2；秤台单次顶升高度h。
本发明的使用方法：
(1)步骤1：将飞机停放于前秤14、左秤15、右秤16共3个秤台上。
(2)步骤2：启动飞机姿态调节装置。
(3)步骤3：安装左靶镜3、右靶镜5、前靶镜8、后靶镜10共4个靶镜于飞机上相应水平测量点处。
(4)步骤4：输入飞机目标姿态参数h12和h34，输入偏差值上下限M1、M2、N1、N2，输入秤台单次顶升高度h，开始调节飞机姿态。
(5)步骤5：完成机翼测量平台6、机身测量平台11共2个测量平台和前秤14、左秤15、右秤16共3个秤台自调平。
(6)步骤6：完成飞机翼展方向姿态自动调节。
(7)步骤7：完成飞机航行方向姿态自动调节。
(8)步骤8：确认飞机姿态调节完成。
使用方法中：
(1)步骤5的实现过程为：控制模块1发送自调平开始指令至机翼测量平台6、机身测量平台11、前秤14、左秤15、右秤16；每个自调平平台由单片机根据双轴倾角传感器测量的角度数据发出自调平调节指令控制3只步进电机驱动3套丝杆升降装置分别进行顶升以完成各自的平台水平自动调节，发出平台水平自动调节到位信号至控制模块1；控制模块1确认5个自调平到位信号均到位，测量平台和秤台自调平完成，发出“测量平台和秤台自调平到位”信号。
(2)步骤6的实现过程为：(a)控制模块1发出飞机翼展方向姿态数据采集开始指令至机翼测量平台6；安装在机翼测量平台6上的左激光仪2测量飞机的L1以及θ1数据输出至控制模块1，安装在机翼测量平台6上的右激光仪4测量飞机的L2以及θ2数据输出至控制模块1。控制模块1计算M，当M≤M1时发出飞机姿态调节开始指令至左秤15；当M≥M2时发出飞机姿态调节开始指令至右秤16；当M1∠M∠M2时不发出飞机姿态调节开始指令。(b)当M≤M1时左秤15根据飞机姿态调节开始指令控制3只步进电机驱动3套丝杆升降装置同时进行顶升使平台顶升h，完成一次飞机姿态调节，发出飞机姿态调节到位信号至控制模块1；控制模块1返回(a)开始执行程序。当M≥M2时右秤16根据飞机姿态调节开始指令控制3只步进电机驱动3套丝杆升降装置同时进行顶升使平台顶升h，完成一次飞机姿态调节，发出飞机姿态调节到位信号至控制模块1；控制模块1返回(a)开始执行程序。当M1∠M∠M2时无飞机姿态调节开始指令，飞机翼展方向姿态自动调节完成，控制模块1发出“飞机翼展方向姿态自动调节到位”信号。
(3)步骤7的实现过程为：(a)控制模块1发出飞机航行方向姿态数据采集开始指令至机身测量平台11；安装在机身测量平台11上的前激光仪7测量飞机的L3以及θ3数据输出至控制模块1，安装在机身测量平台11上的后激光仪9测量飞机的L4以及θ4数据输出至控制模块1。控制模块1计算N，当N≤N1时发出飞机姿态调节开始指令至前秤14；当N≥N2时发出飞机姿态调节开始指令至左秤15和右秤16；当N1∠N∠N2时不发出飞机姿态调节开始指令。(b)当N≤N1时前秤14根据飞机姿态调节开始指令控制3只步进电机驱动3套丝杆升降装置同时进行顶升使平台顶升h，完成一次飞机姿态调节，发出飞机姿态调节到位信号至控制模块1；控制模块1返回(a)开始执行程序。当N≥N2时左秤15和右秤16根据飞机姿态调节开始指令同时控制各自平台的3只步进电机驱动3套丝杆升降装置进行顶升使平台顶升h，完成一次飞机姿态调节，发出飞机姿态调节到位信号至控制模块1；控制模块1返回(a)开始执行程序。当N1∠N∠N2时无飞机姿态调节开始指令，飞机航行方向姿态自动调节完成，控制模块1发出“飞机航行方向姿态自动调节到位”信号。
(4)步骤8的实现过程为：控制模块1确认飞机翼展方向姿态自动调节到位信号和飞机航行方向姿态自动调节到位信号均存在，飞机姿态自动调节完成，发出“飞机姿态自动调节到位”信号。
本发明的特征在于：
(1)本发明的控制逻辑为：先自动完成机翼测量平台6、机身测量平台11共2个测量平台和前秤14、左秤15、右秤16共3个秤台自调平，再自动完成飞机翼展方向姿态自动调节，最后自动完成飞机航行方向姿态自动调节。
(2)本发明利用三点支撑式平台水平自动调节技术，采用基于步进电机和丝杆升降装置的三点支撑式自调平平台，实现了测量平台和秤台的平台水平自动调节功能。
(3)本发明设置左激光仪2、右激光仪4、前激光仪7、后激光仪9共4个激光仪和左靶镜3、右靶镜5、前靶镜8、后靶镜10共4个靶镜，每个激光仪分别唯一对应各自的靶镜，左靶镜3、右靶镜5、前靶镜8、后靶镜10共4个靶镜分别安装于飞机上的左机翼水平测量点、右机翼水平测量点、前机身水平测量点、后机身水平测量点共4个水平测量点，飞机姿态调节装置工作时每个激光仪始终自动跟踪各自的靶镜。
(4)本发明利用左激光仪2、右激光仪4、前激光仪7、后激光仪9共4个激光仪自动采集飞机姿态数据L1、θ1、L2、θ2、L3、θ3、L4、θ4并传输至控制模块1。
(5)本发明利用控制模块1自动计算飞机姿态数据并处理。
(6)本发明定义M的算法为M＝L1·Cosθ1-L2·Cosθ2-h12，可接受区间为M1∠M∠M2。
(7)本发明定义N的算法为N＝L3·Cosθ3-L4·Cosθ4-h34，可接受区间为N1∠N∠N2。
(8)本发明定义前秤14、左秤15、右秤16共3个秤台单次顶升高度h应远小于M1、M2、N1、N2的绝对值。
在本发明的一个实施例中，飞机姿态调节装置，由控制模块1；左激光仪2；左靶镜3；右激光仪4；右靶镜5；机翼测量平台6；前激光仪7；前靶镜8；后激光仪9；后靶镜10；机身测量平台11；控制模块1；控制模块1；前秤14；左秤15；右秤16组成。
技术方案各组成部分功能为：
(1)控制模块1：供试验人员输入飞机目标姿态每组两个水平测量点之间相对高度数据至控制模块1；供试验人员输入飞机姿态调节装置工作启动指令；显示飞机实际姿态每组两个水平测量点之间相对高度数据；显示飞机姿态调节装置工作到位信号。
(2)左激光仪2：安装于机翼测量平台6；射出激光束自动实时跟踪左靶镜3；测量激光仪2基准点到靶镜3中心的距离L1；测量激光束垂直方向偏转角θ1；输出距离和角度数据至控制模块1。
(3)左靶镜3：固定于飞机左机翼水平测量点处，反射激光仪2射出的激光束。
(4)右激光仪4：安装于机翼测量平台6；射出激光束自动实时跟踪右靶镜5；测量激光仪4基准点到靶镜5中心的距离L2；测量激光束垂直方向偏转角θ2；输出距离和角度数据至控制模块1。
(5)右靶镜5：固定于飞机右机翼水平测量点处，反射激光仪4射出的激光束。
(6)机翼测量平台6：采用三点支撑自调平平台；在采集飞机翼展方向姿态数据前完成框体水平自动调节；给左激光仪2和右激光仪4提供同一个测量基准面。包括1组双轴倾角传感器、1个单片机、3只步进电机、3套丝杆升降装置等部分。
(7)前激光仪7：安装于机身测量平台11；射出激光束自动实时跟踪前靶镜8；测量激光仪7基准点到靶镜8中心的距离L3；测量激光束水平方向偏转角和垂直方向偏转角θ3；输出距离和角度数据至控制模块1。
(8)前靶镜8：固定于飞机前机身水平测量点处，反射激光仪7射出的激光束。
(9)后激光仪9：安装于机身测量平台11；射出激光束自动实时跟踪后靶镜10；测量激光仪9基准点到靶镜10中心的距离L4；测量激光束水平方向偏转角和垂直方向偏转角θ4；输出距离和角度数据至控制模块1。
(10)后靶镜10：固定于飞机后机身水平测量点处，反射激光9仪射出的激光束。
(11)机身测量平台11：采用三点支撑自调平平台；在采集飞机航行方向姿态数据前完成框体水平自动调节；给前激光仪7和后激光仪9提供同一个测量基准面。包括1组双轴倾角传感器、1个单片机、3只步进电机、3套丝杆升降装置等部分。
(12)控制模块1：获得控制模块1输入的飞机目标姿态每组两个水平测量点之间相对高度数据h12和h34；获得左激光仪2、右激光仪4、前激光仪7、后激光仪9输入的飞机实际姿态左机翼、右机翼、前机身、后机身水平测量点各自的距离和角度数据；运行控制模块1处理飞机姿态数据；输出飞机姿态调节指令至前秤14、左秤15、右秤16。
(13)控制模块1：控制飞机姿态自动调节程序；计算飞机实际姿态左机翼、右机翼、前机身、后机身水平测量点各自相对于测量基准面的高度数据；计算飞机实际姿态每组两个水平测量点之间相对高度数据；与飞机目标姿态每组两个水平测量点之间相对高度数据进行对比并计算偏差M和N；根据偏差计算飞机姿态调节指令。
(14)前秤14：采用三点支撑自调平平台；支撑飞机前机轮；在测量飞机重量数据前完成自调平；测量飞机前机轮重量数据并输出至计算机；执行计算机输入的飞机姿态调节指令。包括1组双轴倾角传感器、1个单片机、3只步进电机、3套丝杆升降装置等部分。
(15)左秤15：采用三点支撑自调平平台；支撑飞机左机轮；在测量飞机重量数据前完成自调平；测量飞机左机轮重量数据并输出至计算机；执行计算机输入的飞机姿态调节指令。包括1组双轴倾角传感器、1个单片机、3只步进电机、3套丝杆升降装置等部分。
(16)右秤16：采用三点支撑自调平平台；支撑飞机右机轮；在测量飞机重量数据前完成自调平；测量飞机右机轮重量数据并输出至计算机；执行计算机输入的飞机姿态调节指令。包括1组双轴倾角传感器、1个单片机、3只步进电机、3套丝杆升降装置等部分。
本发明中须定义以下指标：飞机实际姿态左激光仪2基准点到左靶镜3中心的距离；飞机实际姿态左激光仪2激光束与垂直方向偏转角θ1；飞机实际姿态右激光仪4基准点到右靶镜5中心的距离L2；飞机实际姿态右激光仪4激光束与垂直方向偏转角θ2；飞机实际姿态前激光仪7基准点到前靶镜8中心的距离L3；飞机实际姿态前激光仪7激光束与垂直方向偏转角θ3；飞机实际姿态后激光仪9基准点到后靶镜10中心的距离L4；飞机实际姿态后激光仪9激光束与垂直方向偏转角θ4；飞机目标姿态左机翼水平测量点与右机翼水平测量点之间相对高度理论数据h12；飞机目标姿态前机身水平测量点与后机身水平测量点之间相对高度理论数据h34；飞机实际姿态左机翼水平测量点与右机翼水平测量点之间相对高度对飞机目标姿态左机翼水平测量点与右机翼水平测量点之间相对高度的偏差值M，且M＝L1·Cosθ1-L2·Cosθ2-h12；飞机实际姿态左机翼水平测量点与右机翼水平测量点之间相对高度对飞机目标姿态左机翼水平测量点与右机翼水平测量点之间相对高度的偏差值下限M1；飞机实际姿态左机翼水平测量点与右机翼水平测量点之间相对高度对飞机目标姿态左机翼水平测量点与右机翼水平测量点之间相对高度的偏差值上限M2；飞机实际姿态前机身水平测量点与后机身水平测量点之间相对高度对飞机目标姿态前机身水平测量点与后机身水平测量点之间相对高度的偏差值N，且N＝L3·Cosθ3-L4·Cosθ4-h34；飞机实际姿态前机身水平测量点与后机身水平测量点之间相对高度对飞机目标姿态前机身水平测量点与后机身水平测量点之间相对高度的偏差值下限N1；飞机实际姿态前机身水平测量点与后机身水平测量点之间相对高度对飞机目标姿态前机身水平测量点与后机身水平测量点之间相对高度的偏差值上限N2；秤台单次顶升高度h。
本发明的使用方法：
(1)步骤1：将飞机停放于前秤14、左秤15、右秤16共3个秤台上。
(2)步骤2：启动飞机姿态调节装置。
(3)步骤3：安装左靶镜3、右靶镜5、前靶镜8、后靶镜10共4个靶镜于飞机上相应水平测量点处。
(4)步骤4：输入飞机目标姿态参数h12＝0mm和h34＝260mm，输入偏差值上下限M1＝-0.5mm、M2＝0.5mm、N1＝-0.5mm、N2＝0.5mm，输入秤台单次顶升高度h＝0.1mm，开始调节飞机姿态。
(5)步骤5：完成机翼测量平台6、机身测量平台11共2个测量平台和前秤14、左秤15、右秤16共3个秤台自调平。
(6)步骤6：完成飞机翼展方向姿态自动调节。
(7)步骤7：完成飞机航行方向姿态自动调节。
(8)步骤8：确认飞机姿态调节完成。
使用方法中：
(1)步骤5的实现过程为：控制模块1发送自调平开始指令至机翼测量平台6、机身测量平台11、前秤14、左秤15、右秤16；每个自调平平台由单片机根据双轴倾角传感器测量的角度数据发出自调平调节指令控制3只步进电机驱动3套丝杆升降装置分别进行顶升以完成各自的平台水平自动调节，发出平台水平自动调节到位信号至控制模块1；控制模块1确认5个自调平到位信号均到位，测量平台和秤台自调平完成，发出“测量平台和秤台自调平到位”信号。
(2)步骤6的实现过程为：(a)控制模块1发出飞机翼展方向姿态数据采集开始指令至机翼测量平台6；安装在机翼测量平台6上的左激光仪2测量飞机的L1以及θ1数据输出至控制模块1，安装在机翼测量平台6上的右激光仪4测量飞机的L2以及θ2数据输出至控制模块1。控制模块1计算M，当M≤-0.5mm时发出飞机姿态调节开始指令至左秤15；当M≥0.5mm时发出飞机姿态调节开始指令至右秤16；当-0.5mm∠M∠0.5mm时不发出飞机姿态调节开始指令。(b)当M≤-0.5mm时左秤15根据飞机姿态调节开始指令控制3只步进电机驱动3套丝杆升降装置同时进行顶升使平台顶升h＝0.1mm，完成一次飞机姿态调节，发出飞机姿态调节到位信号至控制模块1；控制模块1返回(a)开始执行程序。当M≥0.5mm时右秤16根据飞机姿态调节开始指令控制3只步进电机驱动3套丝杆升降装置同时进行顶升使平台顶升h＝0.1mm，完成一次飞机姿态调节，发出飞机姿态调节到位信号至控制模块1；控制模块1返回(a)开始执行程序。当-0.5mm∠M∠0.5mm时无飞机姿态调节开始指令，飞机翼展方向姿态自动调节完成，控制模块1发出“飞机翼展方向姿态自动调节到位”信号。
(3)步骤7的实现过程为：(a)控制模块1发出飞机航行方向姿态数据采集开始指令至机身测量平台11；安装在机身测量平台11上的前激光仪7测量飞机的L3以及θ3数据输出至控制模块1，安装在机身测量平台11上的后激光仪9测量飞机的L4以及θ4数据输出至控制模块1。控制模块1计算N，当N≤-0.5mm时发出飞机姿态调节开始指令至前秤14；当N≥0.5mm时发出飞机姿态调节开始指令至左秤15和右秤16；当-0.5mm∠N∠0.5mm时不发出飞机姿态调节开始指令。(b)当N≤-0.5mm时前秤14根据飞机姿态调节开始指令控制3只步进电机驱动3套丝杆升降装置同时进行顶升使平台顶升h＝0.1mm，完成一次飞机姿态调节，发出飞机姿态调节到位信号至控制模块1；控制模块1返回(a)开始执行程序。当N≥0.5mm时左秤15和右秤16根据飞机姿态调节开始指令同时控制各自平台的3只步进电机驱动3套丝杆升降装置进行顶升使平台顶升h＝0.1mm，完成一次飞机姿态调节，发出飞机姿态调节到位信号至控制模块1；控制模块1返回(a)开始执行程序。当-0.5mm∠N∠0.5mm时无飞机姿态调节开始指令，飞机航行方向姿态自动调节完成，控制模块1发出“飞机航行方向姿态自动调节到位”信号。
(4)步骤8的实现过程为：控制模块1确认飞机翼展方向姿态自动调节到位信号和飞机航行方向姿态自动调节到位信号均存在，飞机姿态自动调节完成，发出“飞机姿态自动调节到位”信号。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和替换，这些改进和替换也应视为本发明的保护范围。

Claims (7)

1.一种飞机姿态调节装置，其特征在于，包括控制模块；四台激光仪和3台支撑平台组成；
所述控制模块：接收飞机目标姿态数据；接收激光仪数据、显示计算飞机实际姿态数据；根据飞机实际姿态数据，输出飞机姿态调节指令至支撑平台使其上升或下降，调节飞机至目标姿态；
所述激光仪测量到其对应靶镜的距离和激光束垂直方向偏转角，并输出距离和角度数据至控制模块；四台激光仪的靶镜分别布置与飞机左翼、右翼、前机身和后机身的水平测量点；
所述支撑平台，分别支撑于飞机机轮，在测量飞机重量数据前完成自调平，执行控制模块发出的的飞机姿态调节指令。
2.根据权利要求1所述一种飞机姿态调节装置，其特征在于，所述支撑平台分别为前秤、左秤、和右秤；支撑平台为三点支撑自调平平台，包括1组双轴倾角传感器、1个单片机、3套丝杆升降装置。
3.根据权利要求1所述一种飞机姿态调节装置，其特征在于，所述激光仪的左激光仪和右激光仪安装于同一水平平面上。
4.根据权利要求1所述一种飞机姿态调节装置，其特征在于，所述激光仪的前激光仪和后激光仪安装于同一水平平面上。
5.一种飞机姿态调节方法，采用权利要求1-4任一项所述的飞机姿态调节装置进行，其特征在于，
步骤1：将飞机停放于3台支撑平台上；
步骤2：启动飞机姿态调节装置；
步骤3：安装4个激光仪的靶镜于飞机上相应水平测量点处；
步骤4：输入飞机目标姿态参数h12和h34，输入偏差值的上下限M1、M2、N1、N2，输入单次顶升高度h，开始调节飞机姿态；
步骤5：进行左右两台激光仪的水平调节、前后两台激光仪的水平调节、三个支撑平台的水平调平；
步骤6：进行飞机翼展方向姿态自动调节；
步骤7：进行飞机航行方向姿态自动调节；
步骤8：确认飞机姿态调节完成。
6.根据权利要求5所述一种飞机姿态调节方法，其特征在于，所述步骤6的实现过程为：
6a)控制模块根据左激光仪到其对应靶镜的距离L1和激光束垂直方向偏转角θ1，右激光仪到其对应靶镜的距离L2和激光束垂直方向偏转角θ2；计算出飞机实际姿态下，左机翼与右机翼的水平测量点之间的相对高度，再得到与目标姿态的偏差值M＝L1·Cosθ1-L2·Cosθ2-h12，当M≤M1时发出飞机姿态调节开始指令至左秤使其顶升高度h；当M≥M2时发出飞机姿态调节开始指令至右秤使其顶升高度h；当M1∠M∠M2时不发出飞机姿态调节开始指令；
6b)每顶升高度h，执行步骤6a)。
7.根据权利要求5所述一种飞机姿态调节方法，其特征在于，所述步骤7的实现过程为：
7a)控制模块1根据前激光仪7测量飞机的L3以及激光束垂直方向偏转角θ3，后激光仪到其对应靶镜的距离L4以及激光束垂直方向偏转角θ4，计算出飞机实际姿态下，前机身与后机身的水平测量点之间的相对高度，再得到与目标姿态的偏差值N＝L3·Cosθ3-L4·Cosθ4-h34，当N≤N1时发出飞机姿态调节开始指令至前秤使其顶升高度h；当N≥N2时发出飞机姿态调节开始指令至左秤和右秤使其同时顶升高度h；当N1∠N∠N2时不发出飞机姿态调节开始指令；
7b)每顶升高度h，执行步骤7a)。
CN201610094547.1A 2016-02-22 2016-02-22 一种飞机姿态调节装置 Active CN107102645B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201610094547.1A CN107102645B (zh) 2016-02-22 2016-02-22 一种飞机姿态调节装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201610094547.1A CN107102645B (zh) 2016-02-22 2016-02-22 一种飞机姿态调节装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN107102645A CN107102645A (zh) 2017-08-29
CN107102645B true CN107102645B (zh) 2023-07-21

Family

ID=59658662

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201610094547.1A Active CN107102645B (zh) 2016-02-22 2016-02-22 一种飞机姿态调节装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN107102645B (zh)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109443641A (zh) * 2018-12-29 2019-03-08 中航电测仪器股份有限公司 一种快速调校飞机水平的系统及方法
CN112824828B (zh) * 2019-11-21 2022-03-25 中国商用飞机有限责任公司 一种激光跟踪仪站位确定方法、系统、电子设备及介质
CN112158356B (zh) * 2020-08-28 2022-01-25 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种应用于机载航炮地面热校靶的飞机姿态调整方法
CN112461201A (zh) * 2020-11-18 2021-03-09 中航通飞华南飞机工业有限公司 一种飞机水平测量方法及系统
CN113625756A (zh) * 2021-08-11 2021-11-09 长春理工大学 一种基于大地水平的飞机调平方法
CN113859572A (zh) * 2021-10-08 2021-12-31 航天特种材料及工艺技术研究所 一种蒙皮骨架部件的装配型架及其设计方法

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0057235A1 (en) * 1980-08-11 1982-08-11 Martin Marietta Corp OPTICAL ARRANGEMENT FOR DIRECTING AND FOLLOWING A TARGET.
US4480912A (en) * 1982-02-24 1984-11-06 Sundstrand Data Control, Inc. Transducer alignment method for weight and balance system
JPH0737200A (ja) * 1993-07-23 1995-02-07 Toshiba Corp 航空機感知システム装置
WO1996012265A1 (en) * 1994-10-14 1996-04-25 Airport Technology In Scandinavia Ab Aircraft identification and docking guidance systems
CN101363715A (zh) * 2008-09-26 2009-02-11 浙江大学 基于激光跟踪仪的飞机机身姿态计算方法
CN102607464A (zh) * 2012-03-30 2012-07-25 中国科学技术大学 基于激光跟踪仪的大型面形测量的辅助装置以及测量方法
CN103496449A (zh) * 2013-08-29 2014-01-08 北京航空航天大学 一种飞机侧壁部件装配调姿轨迹规划方法
CN111373876B (zh) * 2013-10-12 2015-10-14 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 用于测量激光烧蚀微冲量的冲量秤装置

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SE520914E (sv) * 2002-06-11 2010-05-18 Fmt Int Trade Ab Förfarande för beröringsfri mätning av avstånd och läge till flygplan vid dockning, jämte anordning härför

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0057235A1 (en) * 1980-08-11 1982-08-11 Martin Marietta Corp OPTICAL ARRANGEMENT FOR DIRECTING AND FOLLOWING A TARGET.
US4480912A (en) * 1982-02-24 1984-11-06 Sundstrand Data Control, Inc. Transducer alignment method for weight and balance system
JPH0737200A (ja) * 1993-07-23 1995-02-07 Toshiba Corp 航空機感知システム装置
WO1996012265A1 (en) * 1994-10-14 1996-04-25 Airport Technology In Scandinavia Ab Aircraft identification and docking guidance systems
CN101363715A (zh) * 2008-09-26 2009-02-11 浙江大学 基于激光跟踪仪的飞机机身姿态计算方法
CN102607464A (zh) * 2012-03-30 2012-07-25 中国科学技术大学 基于激光跟踪仪的大型面形测量的辅助装置以及测量方法
CN103496449A (zh) * 2013-08-29 2014-01-08 北京航空航天大学 一种飞机侧壁部件装配调姿轨迹规划方法
CN111373876B (zh) * 2013-10-12 2015-10-14 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 用于测量激光烧蚀微冲量的冲量秤装置

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
刘万里,等.激光制导测量机器人控制算法研究.《仪器仪表学报》.2008,第29卷(第7期),1530-1534. *

Also Published As

Publication number Publication date
CN107102645A (zh) 2017-08-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107102645B (zh) 一种飞机姿态调节装置
CN104590577B (zh) 无人机发射助推器安装座调装平台及其使用方法
CN102519441B (zh) 基于激光跟踪仪的飞机部件对接过程中定位点的测量方法
CN106643445B (zh) 一种轨道平整度测量方法
CN109631826B (zh) 一种卫星自动化精度检测方法
CN104859151B (zh) 一种3d打印机托盘全自动调平装置及全自动调平方法
CN204341410U (zh) 一种舰载无人机自主着舰的飞行控制系统
CN103979118B (zh) 一种机翼壁板数字化定位方法以及定位装置
CN104590576A (zh) 一种舰载无人机自主着舰的飞行控制系统及方法
CN108369092A (zh) 用于补偿六足仪的精度误差的方法和系统
CN108356512B (zh) 自适应调平航天器精密对接工艺
CN108204849B (zh) 一种轮式起降小型无人机用称重定重心方法
CN110595279A (zh) 一种液体火箭垂直度调整方法
CN104197835B (zh) 一种空间位置模拟及校准方法
CN112859935A (zh) 一种多点支撑平台的调平控制方法
CN109573097A (zh) 一种低速飞行器气动参数车载测试方法及系统
CN105081719A (zh) 基于视觉测量的航天器舱段自动装配系统及其装配方法
US11993399B2 (en) Method and apparatus for remote optical measurement of the position of a surface
CN109443641A (zh) 一种快速调校飞机水平的系统及方法
CN108748096B (zh) 一种绘图机械臂及其控制系统
CN104415549B (zh) 遥控飞行器重心调校装置
CN109324627A (zh) 一种全机静力试验中姿态控制方法
CN106494621B (zh) 复杂地形无人机探测系统及其探测方法
CN112461201A (zh) 一种飞机水平测量方法及系统
CN207351431U (zh) 一种三维可调激光经纬仪座架

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant