CN107122575A - 一种飞机重心自动调节系统以及调节方法 - Google Patents

一种飞机重心自动调节系统以及调节方法 Download PDF

Info

Publication number
CN107122575A
CN107122575A CN201710524933.4A CN201710524933A CN107122575A CN 107122575 A CN107122575 A CN 107122575A CN 201710524933 A CN201710524933 A CN 201710524933A CN 107122575 A CN107122575 A CN 107122575A
Authority
CN
China
Prior art keywords
gravity
center
mrow
msub
group
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.)
Pending
Application number
CN201710524933.4A
Other languages
English (en)
Inventor
王瑜瑜
刘少军
叶婷
晁林
王植
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.)
Xian Aeronautical Polytechnic Institute
Original Assignee
Xian Aeronautical Polytechnic Institute
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 Xian Aeronautical Polytechnic Institute filed Critical Xian Aeronautical Polytechnic Institute
Priority to CN201710524933.4A priority Critical patent/CN107122575A/zh
Publication of CN107122575A publication Critical patent/CN107122575A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Traffic Control Systems (AREA)

Abstract

本发明公开了一种飞机重心自动调节系统，包括中央显示控制子系统以及与中央显示控制子系统连接的防冻液配平子系统，中央显示控制子系统包括安装在飞机客舱内的控制柜和安装在驾驶舱内的重心显示触摸屏，控制柜中安装有一体化工作站、可编程控制器PLC以及AD转换模块，可编程控制器PLC输出端连接AD转换模块后与一体化工作站连接，本发明还公开了一种飞机重心自动调节系统的调节方法，本发明解决了现有技术中存在的飞机飞行的过程中，飞机重心位置变化范围波动大的问题。

Description

一种飞机重心自动调节系统以及调节方法
技术领域
本发明属于飞机定型试飞中重心调节技术领域，具体涉及一种飞机重心自动调节系统，本发明还涉及一种飞机重心自动调节系统的调节方法。
背景技术
在飞机飞行的过程中，飞机的重心位置(特指纵向重心)直接影响飞机的操纵性和安定性。由于两者各有其重要作用，而它们对重心位置的要求又恰好相反，因此飞机重心位置必须处于一个适当的且变化很小范围内。在飞行过程中，由于飞机姿态改变、燃油消耗、外挂物投放、起落架收放等诸多因素，飞机重心常偏离安全范围，因此研制一套经济实用、操纵便捷的飞机重心调节系统具有重要意义。本课题来源于中国飞行试验研究院某型号飞机改装项目，根据技术协议要求，并综合考虑国内外飞机重心调节方案的优缺点，最终确定采用固态配平和液态配平相结合的方法来调节飞机重心位置。
发明内容
本发明的目的是提供一种飞机重心自动调节系统，解决了现有技术中存在的飞机飞行的过程中，飞机重心位置变化范围波动大的问题。
本发明的另一目的是提供一种飞机重心自动调节系统的调节方法。
本发明所采用的第一技术方案是，一种飞机重心自动调节系统，包括中央显示控制子系统以及与中央显示控制子系统连接的防冻液配平子系统，中央显示控制子系统包括安装在飞机客舱内的控制柜和安装在驾驶舱内的重心显示触摸屏，控制柜中安装有一体化工作站、可编程控制器PLC以及AD转换模块，可编程控制器PLC输出端连接AD转换模块后与一体化工作站连接。
本发明第一技术方案的特点还在于，
防冻液配平子系统包括结构完全相同的前防冻液罐组和后防冻液罐组，前防冻液罐组具体结构为：包括三组依次设置的储液罐组A，每组储液罐组A为两个相连的储液罐A，第一、第三组储液罐组A分别与各自对应的电动插板开关Aa连接后连接至集液罐A，第二组储液罐组A也连接至集液罐A，集液罐A又分别与前辅泵和前主泵连接，前辅泵和前主泵分别对应连接一个过滤器A之后总连接至安全阀A，前主泵和对应连接的过滤器A之间设有节点A，安全阀A依次与流量传感器A、手动插板开关Ab连接后又分别与后防冻液罐组的三组依次设置的储液罐组B连接，每组储液罐组B为两个相连的储液罐B，后防冻液罐组B的第一、第三组储液罐组B分别与各自对应的电动插板开关Ba连接后连接至集液罐B，第二组储液罐组B也连接至集液罐B，集液罐B又分别与后辅泵和后主泵连接，后辅泵和后主泵分别对应连接一个过滤器B之后总连接至安全阀B，后辅泵和对应连接的过滤器B之间设有节点B，安全阀B依次与手动插板开关Bb、流量传感器B连接后又分别与所述前防冻液罐组的三组储液罐组A连接；
电动插板开关Aa、电动插板开关Ba、前辅泵、前主泵、后辅泵、后主泵、节点A、节点B、流量传感器A、流量传感器B均与可编程控制器PLC连接。
本发明所采用的第二技术方案是，一种一种飞机重心自动调节系统的调节方法，利用一种飞机重心自动调节系统，具体按照以下步骤实施：
步骤1、重心计算；
步骤2、重心调节；
步骤3、中央显示控制子系统控制。
本发明第二技术方案的特点还在于，
步骤1具体按照以下步骤实施：
建立飞机重心调节系统的模型：设起落架的收放引起的飞机重心变化为ΔYTbq，襟翼的收放引起的飞机重心变化为ΔYTbj，防冻液的调节引起的飞机重心变化为ΔYTbf，固态配重的移动引起飞机重心变化为ΔYTbs，
设重心K为系统的输入，F(Gh)/K为燃油消耗系统的传递函数，YTb0为机翼坐标系下飞机的即时重心，若取Ka＝Kb＝Kc＝Kd＝1，则
YT0＝YTb0+YTbq+YTbj+YTbf+YTbs (1)
步骤1.1、起落架影响重心的变化量ΔYTbq的计算公式为：
其中，Gi为飞机即时总重，Δq为起落架对飞机重心的影响力矩；
步骤1.2、襟翼影响重心的变化量ΔYTbj的计算公式为：
其中，Gi为飞机即时总重，Δj为襟翼对飞机重心的影响力矩；
步骤1.3、飞机的固态配重一般选择沙袋、砝码，固态配重移动引起的飞机重心变化量ΔYTbs的计算公式为：
其中，Gsi是第i个固态配重的重量，Ysi是第i个固态配重搬运前的坐标，Y′si是第i个固态配重搬运后的坐标；
步骤1.4、防冻液影响重心变化量ΔYTbf的计算公式为：
其中，ΔGf为防冻液向后累计传输质量与向前累计传输质量之差，Lf为前后罐组的中心距，“+”表示向后的传输质量大于向前的传输质量，重心后移，“-”表示向前的传输质量大于向后的传输质量，重心前移。
步骤2具体按照以下步骤实施：
步骤2.1、由于防冻液调节范围有限，试飞时重心的调节分段实现，飞机改装、称重完成后，先利用固态配重根据试飞科目对飞机重心进行地面预配平，将重心初步调整至YT0＝K±2％MAC；
步骤2.2、飞机起飞后，随着燃油消耗及飞行姿态改变，重心也随之改变，这时调节防冻液在前防冻液罐组和后防冻液罐组的分布，将重心调整到预先设定的安全范围预设重心附近，调节规律如下：
1)预设重心K的范围为3≤K＜8时，如果YT0-K＞0.3，运行后辅泵和后主泵，将重心调整至YT0＝K+0.15；如果YT0-K＜0.05，运行前辅泵和前主泵，将重心调整至YT0＝K+0.2；
2)预设重心K的范围为8≤K≤24时，如果YT0-K＞0.15，运行后辅泵和后主泵，将重心调整至YT0＝K-0.05；如果YT0-K＜-0.15，运行前辅泵；
3)预设重心K的范围为24＜K≤31时，如果YT0-K＞-0.05，运行后辅泵和后主泵，将重心调整至YT0＝K-0.2；如果YT0-K＜-0.3，运行前组电动泵，将重心调整至YT0＝K-0.15。
步骤3具体过程为：
系统通电后，启动一体化工作站，可编程控制器PLC运行，在飞行过程中，可编程控制器PLC根据步骤2中的重心调节规律和驾驶员的操作指令实时调节控制前辅泵、前主泵、后辅泵、后主泵，同时将采集到的流量和压力信号传给一体化工作站，一体化工作站计算出即时重心，反馈给可编程控制器PLC。
本发明的有益效果是，一种飞机重心自动调节系统，采用上位机和下位机的分布式结构，运用Labwindows/CVI的图形化用户界面编辑和库函数，以及PLC较强的抗干扰能力，提高系统的可靠性、灵活性、通用性和实用性。
附图说明
图1是本发明一种飞机重心自动调节系统的结构示意图。
图中，1.中央显示控制子系统，2.防冻液配平子系统，3.控制柜，4.一体化工作站，5.可编程控制器PLC，6.AD转换模块，7.前防冻液罐组，8.后防冻液罐组，9.储液罐组A，10.储液罐A，11.电动插板开关Aa，12.集液罐A，13.前辅泵，14.前主泵，15.过滤器A，16.安全阀A，17.节点A，18.流量传感器A，19.手动插板开关Ab，20.储液罐组B，21.电动插板开关Ba，22.集液罐B，23.后辅泵，24.后主泵，25.过滤器B，26.安全阀B，27.节点B，28.手动插板开关Bb，29.流量传感器B，30.储液罐B，31.重心显示触摸屏。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。
根据实际改装方案及技术指标功能的要求，并吸取在Y7200B军用型配重系统中的经验，通过分析计算，最终确定系统由中央显示控制子系统和防冻液配平子系统构成。系统硬件结构图如图1所示。
本发明一种飞机重心自动调节系统，包括中央显示控制子系统1以及与中央显示控制子系统连接的防冻液配平子系统2，中央显示控制子系统1是整个系统的核心部分，中央显示控制子系统1包括安装在飞机客舱内的控制柜3和安装在驾驶舱内的重心显示触摸屏31，控制柜3中安装有一体化工作站4、可编程控制器PLC5以及AD转换模块6，可编程控制器PLC5输出端连接AD转换模块6后与一体化工作站4连接，其中，防冻液配平子系统2包括结构完全相同的前防冻液罐组7和后防冻液罐组8，前防冻液罐组7具体结构为：包括三组依次设置的储液罐组A9，每组储液罐组A9为两个相连的储液罐A10，第一、第三组储液罐组A9分别与各自对应的电动插板开关Aa11连接后连接至集液罐A12，第二组储液罐组A9也连接至集液罐A12，集液罐A12又分别与前辅泵13和前主泵14连接，前辅泵13和前主泵14分别对应连接一个过滤器A15之后总连接至安全阀A16，前主泵14和对应连接的过滤器A15之间设有节点A17，安全阀A16依次与流量传感器A18、手动插板开关Ab19连接后又分别与后防冻液罐组8的三组依次设置的储液罐组B20连接，每组储液罐组B20为两个相连的储液罐B30，后防冻液罐组B8的第一、第三组储液罐组B20分别与各自对应的电动插板开关Ba21连接后连接至集液罐B22，第二组储液罐组B20也连接至集液罐B22，集液罐B22又分别与后辅泵23和后主泵24连接，后辅泵23和后主泵24分别对应连接一个过滤器B25之后总连接至安全阀B26，后辅泵23和对应连接的过滤器B25之间设有节点B27，安全阀B26依次与手动插板开关Bb28、流量传感器B29连接后又分别与前防冻液罐组7的三组储液罐组A9连接，电动插板开关Aa11、电动插板开关Ba21、前辅泵13、前主泵14、后辅泵23、后主泵24、节点A17、节点B27、流量传感器A18、流量传感器B29均与可编程控制器PLC5连接。
一种飞机重心自动调节系统的调节方法，利用一种飞机重心自动调节系统，具体按照以下步骤实施：
步骤1、重心计算，具体按照以下步骤实施：
建立飞机重心调节系统的模型：设起落架的收放引起的飞机重心变化为ΔYTbq，襟翼的收放引起的飞机重心变化为ΔYTbj，防冻液的调节引起的飞机重心变化为ΔYTbf，固态配重的移动引起飞机重心变化为ΔYTbs，
设重心K为系统的输入，F(Gh)/K为燃油消耗系统的传递函数，YTb0为机翼坐标系下飞机的即时重心，若取Ka＝Kb＝Kc＝Kd＝1，则
YT0＝YTb0+YTbq+YTbj+YTbf+YTbs (1)
步骤1.1、起落架影响重心的变化量ΔYTbq的计算公式为：
其中，Gi为飞机即时总重，Δq为起落架对飞机重心的影响力矩；
步骤1.2、襟翼影响重心的变化量ΔYTbj的计算公式为：
其中，Gi为飞机即时总重，Δj为襟翼对飞机重心的影响力矩；
步骤1.3、飞机的固态配重一般选择沙袋、砝码，固态配重移动引起的飞机重心变化量ΔYTbs的计算公式为：
其中，Gsi是第i个固态配重的重量，Ysi是第i个固态配重搬运前的坐标，Y′si是第i个固态配重搬运后的坐标；
步骤1.4、防冻液影响重心变化量ΔYTbf的计算公式为：
其中，ΔGf为防冻液向后累计传输质量与向前累计传输质量之差，Lf为前后罐组的中心距，“+”表示向后的传输质量大于向前的传输质量，重心后移，“-”表示向前的传输质量大于向后的传输质量，重心前移；
步骤2、重心调节，具体按照以下步骤实施：
步骤2.1、由于防冻液调节范围有限，试飞时重心的调节分段实现，飞机改装、称重完成后，先利用固态配重根据试飞科目对飞机重心进行地面预配平，将重心初步调整至YT0＝K±2％MAC；
步骤2.2、飞机起飞后，随着燃油消耗及飞行姿态改变，重心也随之改变，这时调节防冻液在前防冻液罐组7和后防冻液罐组8的分布，将重心调整到预先设定的安全范围预设重心附近，调节规律如下：
1)预设重心K的范围为3≤K＜8时，如果YT0-K＞0.3，运行后辅泵23和后主泵24，将重心调整至YT0＝K+0.15；如果YT0-K＜0.05，运行前辅泵13和前主泵14，将重心调整至YT0＝K+0.2；
2)预设重心K的范围为8≤K≤24时，如果YT0-K＞0.15，运行后辅泵23和后主泵24，将重心调整至YT0＝K-0.05；如果YT0-K＜-0.15，运行前辅泵13和前主泵14，将重心调整至YT0＝K+0.05；
3)预设重心K的范围为24＜K≤31时，如果YT0-K＞-0.05，运行后辅泵23和后主泵24，将重心调整至YT0＝K-0.2；如果YT0-K＜-0.3，运行前组电动泵，将重心调整至YT0＝K-0.15；
步骤3、中央显示控制子系统控制，是飞机纵向重心自动调节系统的核心部分，系统软件使用LabWindows/CVI，主要完成系统的数据采集、控制规律的选取、控制输出、人机交互界面设计、系统数据计算、燃油信号接收、试验数据的存取和读取、上位机与下位机的通信、测试采集记录系统间的通信。具体过程为：
系统通电后，启动一体化工作站4，可编程控制器PLC5运行，在飞行过程中，可编程控制器PLC5根据步骤2中的重心调节规律和驾驶员的操作指令实时调节控制前辅泵13、前主泵14、后辅泵23、后主泵24，同时将采集到的流量和压力信号传给一体化工作站4，一体化工作站4计算出即时重心，反馈给可编程控制器PLC5。
中央显示控制子系统控制中，一体化工作站4共设有12个用户界面或提示窗口：PLC连接自检窗口；用户登录界面；初始化方式选择界面；初始化参数输入界面；重心范围显示界面；程序参数设置界面；用户修改密码界面；燃油质量特性数据输入界面；主控制显示界面；数据显示界面；固态配重调整界面；预设重心修改界面。
一种飞机重心自动调节系统试验结果及分析如下：
一、空中防冻液配平的模拟试验：
空中防冻液配平模拟试验在地面对试飞过程中的调节过程进行模拟，选取不同的预设重心值，以验证系统是否能够按照既定的调节规律工作，具体结果见下表1：
表1防冻液配平的模拟试验结果
二、应急调试试验：
在驾驶舱重心显示触摸屏上点击虚拟按键“应急”来启动应急调节。试验结果如表2所示：
表2应急调试试验结果
三、掉电保护试验：
在空中防冻液配平的任意时刻，同时切断上位机和下位机的供电电源，观察系统再启动后的数据恢复和状态保持情况。试验结果如表3所示：
表3掉电保护试验结果
四、实验结果分析：
1)由表1可计算得到开单泵时的调节速率：
由式1-1～1-3计算可得单泵平均调节速率：
2)由表2可计算得到开双泵时的调节速率：
由式2-5和2-6计算可得双泵的平均调节速率：
由表1～3可看出，系统对飞机重心调节误差(绝对值)≤0.1％MAC；由式1-4和3-7可知：单泵平均调节速率为1.02％MAC/min，双泵平均调节速率为2.05％MAC/min。以上数据均能达到技术指标的要求。
本发明一种飞机重心自动调节系统，结合了固态配重和液态配重的优点，采用上位机和下位机的分布式结构，运用Labwindows/CVI的图形化用户界面编辑和库函数，以及PLC较强的抗干扰能力，提高系统的可靠性、灵活性、通用性和实用性。目前该系统已通过地面联调试验，试验结果表明系统工作正常，运行情况良好，达到技术指标和系统功能要求。

Claims (6)

1.一种飞机重心自动调节系统，其特征在于，包括中央显示控制子系统(1)以及与中央显示控制子系统连接的防冻液配平子系统(2)，所述中央显示控制子系统(1)包括安装在飞机客舱内的控制柜(3)和安装在驾驶舱内的重心显示触摸屏(31)，所述控制柜(3)中安装有一体化工作站(4)、可编程控制器PLC(5)以及AD转换模块(6)，可编程控制器PLC(5)输出端连接AD转换模块(6)后与所述一体化工作站(4)连接。
2.根据权利要求1所述的一种飞机重心自动调节系统，其特征在于，所述防冻液配平子系统(2)包括结构完全相同的前防冻液罐组(7)和后防冻液罐组(8)，所述前防冻液罐组(7)具体结构为：包括三组依次设置的储液罐组A(9)，每组储液罐组A(9)为两个相连的储液罐A(10)，第一、第三组储液罐组A(9)分别与各自对应的电动插板开关Aa(11)连接后连接至集液罐A(12)，第二组储液罐组A(9)也连接至集液罐A(12)，所述集液罐A(12)又分别与前辅泵(13)和前主泵(14)连接，所述前辅泵(13)和前主泵(14)分别对应连接一个过滤器A(15)之后总连接至安全阀A(16)，前主泵(14)和对应连接的过滤器A(15)之间设有节点A(17)，所述安全阀A(16)依次与流量传感器A(18)、手动插板开关Ab(19)连接后又分别与所述后防冻液罐组(8)的三组依次设置的储液罐组B(20)连接，每组储液罐组B(20)为两个相连的储液罐B(30)，后防冻液罐组B(8)的第一、第三组储液罐组B(20)分别与各自对应的电动插板开关Ba(21)连接后连接至集液罐B(22)，第二组储液罐组B(20)也连接至集液罐B(22)，所述集液罐B(22)又分别与后辅泵(23)和后主泵(24)连接，所述后辅泵(23)和后主泵(24)分别对应连接一个过滤器B(25)之后总连接至安全阀B(26)，后辅泵(23)和对应连接的过滤器B(25)之间设有节点B(27)，所述安全阀B(26)依次与手动插板开关Bb(28)、流量传感器B(29)连接后又分别与所述前防冻液罐组(7)的三组储液罐组A(9)连接；
所述电动插板开关Aa(11)、电动插板开关Ba(21)、前辅泵(13)、前主泵(14)、后辅泵(23)、后主泵(24)、节点A(17)、节点B(27)、流量传感器A(18)、流量传感器B(29)均与所述可编程控制器PLC(5)连接。
3.一种飞机重心自动调节系统的调节方法，利用飞机重心自动调节系统，其特征在于，具体按照以下步骤实施：
步骤1、重心计算；
步骤2、重心调节；
步骤3、中央显示控制子系统控制。
4.根据权利要求3所述的一种一种飞机重心自动调节系统的调节方法，其特征在于，所述步骤1具体按照以下步骤实施：
建立飞机重心调节系统的模型：设起落架的收放引起的飞机重心变化为ΔYTbq，襟翼的收放引起的飞机重心变化为ΔYTbj，防冻液的调节引起的飞机重心变化为ΔYTbf，固态配重的移动引起飞机重心变化为ΔYTbs，
设重心K为系统的输入，F(Gh)/K为燃油消耗系统的传递函数，YTb0为机翼坐标系下飞机的即时重心，若取Ka＝Kb＝Kc＝Kd＝1，则
YT0＝YTb0+YTbq+YTbj+YTbf+YTbs (1)
步骤1.1、起落架影响重心的变化量ΔYTbq的计算公式为：
<mrow> <msub> <mi>&amp;Delta;Y</mi> <mrow> <mi>T</mi> <mi>b</mi> <mi>q</mi> </mrow> </msub> <mo>=</mo> <mfrac> <msub> <mi>&amp;Delta;</mi> <mi>q</mi> </msub> <mrow> <mn>3345.12</mn> <msub> <mi>G</mi> <mi>i</mi> </msub> </mrow> </mfrac> <mo>&amp;times;</mo> <mn>100</mn> <mi>%</mi> <mo>-</mo> <mo>-</mo> <mo>-</mo> <mrow> <mo>(</mo> <mn>2</mn> <mo>)</mo> </mrow> </mrow> 1
其中，Gi为飞机即时总重，Δq为起落架对飞机重心的影响力矩；
步骤1.2、襟翼影响重心的变化量ΔYTbj的计算公式为：
<mrow> <msub> <mi>&amp;Delta;Y</mi> <mrow> <mi>T</mi> <mi>b</mi> <mi>j</mi> </mrow> </msub> <mo>=</mo> <mfrac> <msub> <mi>&amp;Delta;</mi> <mi>j</mi> </msub> <mrow> <mn>3345.12</mn> <msub> <mi>G</mi> <mi>i</mi> </msub> </mrow> </mfrac> <mo>&amp;times;</mo> <mn>100</mn> <mi>%</mi> <mo>-</mo> <mo>-</mo> <mo>-</mo> <mrow> <mo>(</mo> <mn>3</mn> <mo>)</mo> </mrow> </mrow>
其中，Gi为飞机即时总重，Δj为襟翼对飞机重心的影响力矩；
步骤1.3、飞机的固态配重一般选择沙袋、砝码，固态配重移动引起的飞机重心变化量ΔYTbs的计算公式为：
<mrow> <msub> <mi>&amp;Delta;Y</mi> <mrow> <mi>T</mi> <mi>b</mi> <mi>s</mi> </mrow> </msub> <mo>=</mo> <mfrac> <mrow> <mo>&amp;Sigma;</mo> <msub> <mi>G</mi> <mrow> <mi>s</mi> <mi>i</mi> </mrow> </msub> <msubsup> <mi>Y</mi> <mrow> <mi>s</mi> <mi>i</mi> </mrow> <mo>&amp;prime;</mo> </msubsup> <mo>-</mo> <mo>&amp;Sigma;</mo> <msub> <mi>G</mi> <mrow> <mi>s</mi> <mi>i</mi> </mrow> </msub> <msub> <mi>Y</mi> <mrow> <mi>s</mi> <mi>i</mi> </mrow> </msub> </mrow> <mrow> <mn>3345.12</mn> <msub> <mi>G</mi> <mi>i</mi> </msub> </mrow> </mfrac> <mo>&amp;times;</mo> <mn>100</mn> <mi>%</mi> <mo>-</mo> <mo>-</mo> <mo>-</mo> <mrow> <mo>(</mo> <mn>4</mn> <mo>)</mo> </mrow> </mrow>
其中，Gsi是第i个固态配重的重量，Ysi是第i个固态配重搬运前的坐标，Y′si是第i个固态配重搬运后的坐标；
步骤1.4、防冻液影响重心变化量ΔYTbf的计算公式为：
<mrow> <msub> <mi>&amp;Delta;Y</mi> <mrow> <mi>T</mi> <mi>b</mi> <mi>f</mi> </mrow> </msub> <mo>=</mo> <mo>&amp;PlusMinus;</mo> <mfrac> <mrow> <msub> <mi>&amp;Delta;G</mi> <mi>f</mi> </msub> <msub> <mi>L</mi> <mi>f</mi> </msub> </mrow> <mrow> <mn>3345.12</mn> <msub> <mi>G</mi> <mi>i</mi> </msub> </mrow> </mfrac> <mo>&amp;times;</mo> <mn>100</mn> <mi>%</mi> <mo>-</mo> <mo>-</mo> <mo>-</mo> <mrow> <mo>(</mo> <mn>5</mn> <mo>)</mo> </mrow> </mrow>
其中，ΔGf为防冻液向后累计传输质量与向前累计传输质量之差，Lf为前后罐组的中心距，“+”表示向后的传输质量大于向前的传输质量，重心后移，“-”表示向前的传输质量大于向后的传输质量，重心前移。
5.根据权利要求3所述的一种飞机重心自动调节系统的调节方法，其特征在于，所述步骤2具体按照以下步骤实施：
步骤2.1、由于防冻液调节范围有限，试飞时重心的调节分段实现，飞机改装、称重完成后，先利用固态配重根据试飞科目对飞机重心进行地面预配平，将重心初步调整至YT0＝K±2％MAC；
步骤2.2、飞机起飞后，随着燃油消耗及飞行姿态改变，重心也随之改变，这时调节防冻液在前防冻液罐组(7)和后防冻液罐组(8)的分布，将重心调整到预先设定的安全范围预设重心附近，调节规律如下：
1)预设重心K的范围为3≤K＜8时，如果YT0-K＞0.3，运行后辅泵(23)和后主泵(24)，将重心调整至YT0＝K+0.15；如果YT0-K＜0.05，运行前辅泵(13)和前主泵(14)，将重心调整至YT0＝K+0.2；
2)预设重心K的范围为8≤K≤24时，如果YT0-K＞0.15，运行后辅泵(23)和后主泵(24)，将重心调整至YT0＝K-0.05；如果YT0-K＜-0.15，运行前辅泵(13)和前主泵(14)，将重心调整至YT0＝K+0.05；
3)预设重心K的范围为24＜K≤31时，如果YT0-K＞-0.05，运行后辅泵(23)和后主泵(24)，将重心调整至YT0＝K-0.2；如果YT0-K＜-0.3，运行前组电动泵，将重心调整至YT0＝K-0.15。
6.根据权利要求3所述的一种飞机重心自动调节系统的调节方法，其特征在于，所述步骤3具体过程为：
系统通电后，启动一体化工作站(4)，可编程控制器PLC(5)运行，在飞行过程中，可编程控制器PLC(5)根据所述步骤2中的重心调节规律和驾驶员的操作指令实时调节控制前辅泵(13)、前主泵(14)、后辅泵(23)、后主泵(24)，同时将采集到的流量和压力信号传给一体化工作站(4)，一体化工作站(4)计算出即时重心，反馈给可编程控制器PLC(5)。
CN201710524933.4A 2017-06-30 2017-06-30 一种飞机重心自动调节系统以及调节方法 Pending CN107122575A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710524933.4A CN107122575A (zh) 2017-06-30 2017-06-30 一种飞机重心自动调节系统以及调节方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710524933.4A CN107122575A (zh) 2017-06-30 2017-06-30 一种飞机重心自动调节系统以及调节方法

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN107122575A true CN107122575A (zh) 2017-09-01

Family

ID=59731179

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201710524933.4A Pending CN107122575A (zh) 2017-06-30 2017-06-30 一种飞机重心自动调节系统以及调节方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN107122575A (zh)

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107741300A (zh) * 2017-09-08 2018-02-27 中国飞行试验研究院 一种飞机重心指示装置
CN107888693A (zh) * 2017-11-21 2018-04-06 海信集团有限公司 Nb‑iot设备调试方法及服务器
CN108731768A (zh) * 2018-03-08 2018-11-02 哈尔滨工业大学 一种飞机纵向重心调节系统中的液位传感器数据校正方法
CN109542010A (zh) * 2018-12-03 2019-03-29 哈尔滨工业大学 基于嵌入式处理与fpga架构的飞机重心调节控制系统及方法
CN110712736A (zh) * 2019-11-11 2020-01-21 青田极石航空科技有限公司 一种航空设备配重调整设备
CN112849430A (zh) * 2021-01-13 2021-05-28 哈尔滨工业大学 一种基于单个水箱液位监控的重心调配控制方法
CN114148544A (zh) * 2021-12-03 2022-03-08 中国飞行试验研究院 一种用于飞机气密-非气密舱的重心调节装置及方法
CN114180039A (zh) * 2021-12-07 2022-03-15 中国人民解放军总参谋部第六十研究所 一种运输无人直升机重心调节系统及方法
CN114379813A (zh) * 2022-02-22 2022-04-22 中国商用飞机有限责任公司 飞机客舱布置方法、飞机客舱、飞机及飞机重心调节方法

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20100063718A1 (en) * 2008-09-10 2010-03-11 Schmidt Willard H Aircraft center of gravity automatic calculating system
CN104875877A (zh) * 2015-06-11 2015-09-02 上海优伟斯智能系统有限公司 一种无人机自动配平系统
CN106608348A (zh) * 2015-10-23 2017-05-03 中国飞行试验研究院 一种用于运输机试验的重心调节装置

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20100063718A1 (en) * 2008-09-10 2010-03-11 Schmidt Willard H Aircraft center of gravity automatic calculating system
CN104875877A (zh) * 2015-06-11 2015-09-02 上海优伟斯智能系统有限公司 一种无人机自动配平系统
CN106608348A (zh) * 2015-10-23 2017-05-03 中国飞行试验研究院 一种用于运输机试验的重心调节装置

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
付瑞: "通用型飞机纵向重心自动调节系统的设计与实现", 《中国硕士优秀学位论文全文数据库》 *
王莹 等: "基于LabWindows /CVI的飞机中心调控系统仿真软件设计", 《测控技术》 *

Cited By (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107741300A (zh) * 2017-09-08 2018-02-27 中国飞行试验研究院 一种飞机重心指示装置
CN107741300B (zh) * 2017-09-08 2019-06-28 中国飞行试验研究院 一种飞机重心指示装置
CN107888693A (zh) * 2017-11-21 2018-04-06 海信集团有限公司 Nb‑iot设备调试方法及服务器
CN108731768A (zh) * 2018-03-08 2018-11-02 哈尔滨工业大学 一种飞机纵向重心调节系统中的液位传感器数据校正方法
CN109542010A (zh) * 2018-12-03 2019-03-29 哈尔滨工业大学 基于嵌入式处理与fpga架构的飞机重心调节控制系统及方法
CN110712736B (zh) * 2019-11-11 2020-10-27 青田极石航空科技有限公司 一种航空设备配重调整设备
CN110712736A (zh) * 2019-11-11 2020-01-21 青田极石航空科技有限公司 一种航空设备配重调整设备
CN112849430A (zh) * 2021-01-13 2021-05-28 哈尔滨工业大学 一种基于单个水箱液位监控的重心调配控制方法
CN112849430B (zh) * 2021-01-13 2022-08-26 哈尔滨工业大学 一种基于单个水箱液位监控的重心调配控制方法
CN114148544A (zh) * 2021-12-03 2022-03-08 中国飞行试验研究院 一种用于飞机气密-非气密舱的重心调节装置及方法
CN114148544B (zh) * 2021-12-03 2024-02-13 中国飞行试验研究院 一种用于飞机气密-非气密舱的重心调节装置及方法
CN114180039A (zh) * 2021-12-07 2022-03-15 中国人民解放军总参谋部第六十研究所 一种运输无人直升机重心调节系统及方法
CN114180039B (zh) * 2021-12-07 2024-01-09 中国人民解放军总参谋部第六十研究所 一种运输无人直升机重心调节系统及方法
CN114379813A (zh) * 2022-02-22 2022-04-22 中国商用飞机有限责任公司 飞机客舱布置方法、飞机客舱、飞机及飞机重心调节方法
CN114379813B (zh) * 2022-02-22 2024-04-12 中国商用飞机有限责任公司 飞机客舱布置方法、飞机客舱、飞机及飞机重心调节方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107122575A (zh) 一种飞机重心自动调节系统以及调节方法
US20100017048A1 (en) Model based sensor system for loads aware control laws
CN104122885B (zh) 一种422总线的固液动力飞行器飞行控制测试系统
US20080283671A1 (en) Engine anticipation for rotary-wing aircraft
US9102400B2 (en) Methods and systems for providing constant-feel, multi-axis tactile cues
CN106507993B (zh) 一种飞行器控制系统半实物仿真资源接口适配器
CN106200678A (zh) 一种无人机作业自动编队系统及方法
CN110032797A (zh) 无人机uav控制律调参方法
CN205003469U (zh) 一种燃烧室反压模拟装置及半物理试验器
CN105259788A (zh) 一种飞行控制系统故障仿真方法及系统
CN102520620A (zh) 单旋翼直升机/涡轴发动机通用综合模型的构建方法
CN107741300B (zh) 一种飞机重心指示装置
CN108646785B (zh) 一种飞机的飞行指引系统及改进方法
CN205003470U (zh) 一种燃油供给模拟装置及半物理试验器
CN104819847A (zh) 一种微型涡喷航空发动机地面测控系统
US6289270B1 (en) Method for generating connecting paths which can be used for guiding a vehicle to a predetermined target path
CN105752359B (zh) 一种机载光电吊舱检测装置
CN103869791B (zh) 一种发动机试验集散式控制系统及方法
EP3312796A1 (en) Apparatus and methods for consolidating multiple entries in an electronic checklist system
CN110816824A (zh) 一种涡轮螺旋桨飞机动力控制方法
CN107121288B (zh) 涡桨发动机的整机试车方法以及发动机试车装置
CN112078822B (zh) 一种控制器模拟测试方法、装置及其存储介质
CN202018606U (zh) 贮箱压力自动调节系统
US6292720B1 (en) Trimming process for adapting a simulation system to an automatically controlled reference system
CN109703780B (zh) 一种电传运输类飞机飞行试验舵面卡阻实现方法

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
RJ01 Rejection of invention patent application after publication
RJ01 Rejection of invention patent application after publication

Application publication date: 20170901