CN107389266B - 一种飞行器重心柔性测量方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞机总体设计领域中质量特性测量技术，特别涉及一种飞行器重心柔性测量方法。飞行器重心柔性测量方法包括如下步骤：步骤一、选取柔性工装对待测飞行器进行总装工装，所述柔性工装包括立柱式定位单元以及激光跟踪仪，其中，所述立柱式定位单元中包括定位传感器；步骤二、再在所述立柱式定位单元上加装称重传感器；步骤三、通过所述激光跟踪仪对所述待测飞行器进行重心测量；步骤四、对测量结果中的定位误差进行消除。本发明的飞行器重心柔性测量方法，能够实现飞行器三维重心的精确测量。

Description

一种飞行器重心柔性测量方法

技术领域

本发明涉及飞机总体设计领域中质量特性测量技术，特别涉及一种飞行器重心柔性测量方法。

背景技术

飞行器的重心是飞行性能、操稳特性最直接、最敏感的影响因素。重心超出前限或后限对操纵性和稳定性产生影响，导致飞行品质大幅下降，因此，飞行器重心测量结果的精度直接关系其飞行性能甚至飞行安全。

传统飞行器重心测量一般是在飞行器完成总装下架，进行试飞调试阶段开展测量，需要独立的测量设备，一般使用多点支撑方式(目前主要是用平板秤和千斤顶进行支持测量)，而且因为缺少专用工装保护，飞行器无法倾斜过大角度(一般限制在±3度)，导致垂直方向重心无法精确测量。而采用传统的重量、重心测量台测量三维重心，需要将飞行器垂直吊装在测量台上，对于大型飞行器而言测量台尺寸非常大，制造加工非常困难，而将大型飞行器整体吊装过程安全性非常差，实际测量难以实现。

随着最近超高速飞行器的研制陆续开展，飞行器控制技术对垂直方向的重心测量精度提出了很高的要求，对试验方法、实验步骤提出越来越高的要求，传统测量技术显然无法满足测量要求。

发明内容

本发明的目的是提供了一种飞行器重心柔性测量方法，以至少解决现有飞行器重心测量方法存在的至少一个问题。

本发明的技术方案是：

一种飞行器重心柔性测量方法，包括如下步骤：

步骤一、选取柔性工装对待测飞行器进行总装工装，所述柔性工装包括立柱式定位单元以及激光跟踪仪，其中，所述立柱式定位单元中包括定位传感器；

步骤二、再在所述立柱式定位单元上加装称重传感器；

步骤三、通过所述激光跟踪仪对所述待测飞行器进行重心测量；

步骤四、对测量结果中的定位误差进行消除。

可选的，所述步骤四包括：

步骤4.1、获取所述定位传感器的基准点的理论定位坐标值；

步骤4.2、通过所述激光跟踪仪测量所述基准点在整个所述待测飞行器装配坐标系中的测量坐标值；

步骤4.3、根据所述理论定位坐标值与所述测量坐标值的差值，对所述柔性工装中立柱式定位单元的行程进行调整；

步骤4.4、行程调整后，再重复步骤4.2至步骤4.4，直到所述理论定位坐标值与所述测量坐标值的差值小于预定值。

可选的，在所述步骤4.1中，是通过CATIA软件获取所述定位传感器的基准点的理论定位坐标值。

发明效果：

本发明的飞行器重心柔性测量方法，能够实现飞行器三维重心的精确测量。

附图说明

图1是本发明多点测量重量重心示意图。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

随着对更高测量精度的要求以及对整机飞行器试验的需要，对试验方法、实验步骤提出越来越高的要求。如何设计新型试验方法达到设计任务要求是重量工程专业面对的重要课题，从而要求重量工程师能提出新的思路提高精度以满足设计要求。针对上述问题，本文结合飞机柔性工装概念，提出了飞行器柔性重心测量新的方法。

考虑到飞行器在总装阶段是按着满足气动外形及加工精度要求而制造的装配工装上完成总装，而且近年随着柔性工装在新飞行器装配阶段的陆续应用，工装的功能也逐渐融合了飞机特征的越来越多的参数，这也包括了飞行器的重心。因此在柔性工装中增加载荷传感器和相关跟踪测量技术，可以实现飞行器三维重心的精确测量，这种技术称为飞行器的重心柔性测量。

飞行器重心测量原理如下：

一般飞行器重量重心测量是通过三个称重传感器共同完成的。称重传感器在平台上的垂直投影如图1所示。其中点1、2、3分别表示三个称重传感器和平台的基础点，OX、OY为装置参考轴，原点O为装置转动及定位中心，H1，H2，L1，L2，L3分别为三个称重传感器和参考轴OX、OY的垂直距离。点C为被测物体重心在定位平面的投影。

则根据里平衡原理，有：

w＝w1+w2+w3 (1-1)；

式中w为被测物体重量，w1，w2，w3分别为1，2，3三点处传感器重量的实测值。

在平面OXY内对OX取矩可得到被测物体在平面OXY内的质心yc为：

y_c＝(w₁H₁-w₂H₂)/w (1-2)；

对OY轴取矩可得被测物体的质心xc为：

x_c＝(w₁L₁+w₂L₂-w₃L₃)/w (1-3)；

将被测物体绕x轴转动90°，使被测物体oz轴和装置OY轴平行，同理可得到被测物体在oxz平面内的质心zc为：

y_c＝(w₁′H₁-w′₂H₂)/w (1-4)；

式中w′,w′分别为被测物体在90°状态时1，2两点处传感器重量的实测值。

重心测量误差分析：

由重心计算公式可以看出，重心误差主要由重量测量误差和传感器定位误差引起的。其中定位误差包括传感器安装位置误差，传感器球头顶点的不确定性、试件轴线和理论基准线不一致、测试平台不完全水平引起的误差等。

设传感器位置H＝H1＝H2，L＝L1＝L2＝L3，每个传感器的综合误差均为σ，则由重量测量误差引起的质心计算误差分别为：

由定位误差引起的最大质心测量误差△yc，△xc分别为:

Δy_c＝(w₁ΔH₁+w₂ΔH₂)/w (1-7)；

Δx_c＝(w₁ΔL₁+w₂ΔL₂+w₂₃ΔL₃)/w (1-8)；

式中ΔH₁,ΔH₂,ΔL₁,ΔL₂,ΔL₃分别为位置误差绝对值。假设被测物体重量为360kg，各传感器测量点测得的分重量均为120kg。选取传感器量程240kg，传感器综合极限误差σ取满量程的0.02％，则σ＝0.048kg。取传感器安装位置H＝H1＝H2＝200mm，L＝L1＝L2＝L3＝500mm，取位置误差△H＝0.2mm，△L＝0.3mm，由质心误差计算公式得出各误差项分别为：

△yc＝0.133mm，△xc＝0.300mm。

由以上结果可以看出，由重量测量误差引起得重心测量误差远小于由传感器定位误差引起的重心测量误差，并且由于称重传感器精度还可以进一步提高(选用工业电子天平精度可达0.005％)，由重量测量误差引起的质心测量误差还可以进一步减小。但是，由加工等引起的定位误差却很难测定，并且远远大于由重量测量引起的误差，因此提高重心的测量精度的关键是尽量消除传感器定位误差。

为此，本发明提供了一种飞行器重心柔性测量方法，利用了柔性工装中高精度定位技术来消除传感器定位误差。下面对本发明飞行器重心柔性测量方法做进一步详细说明。

本发明的飞行器重心柔性测量方法包括如下步骤：

步骤一、选取柔性工装对待测飞行器进行总装工装，所述柔性工装包括立柱式定位单元以及激光跟踪仪，其中，所述立柱式定位单元中包括定位传感器。目前，成熟的柔性测量工装都采用立柱式定位单元，用于飞行器的总装安装的精度控制，具体结构此处不再赘述。

步骤二、再在所述立柱式定位单元上加装称重传感器。根据上述重心测量原理，在立柱式测量单位加装称重传感器，柔性工装的激光跟踪仪可以实现高精度定位、实时快速、动态捕获测量、空间任意位置的实体描绘等功能，可以有效消除传感器定位误差的影响。

步骤三、通过所述激光跟踪仪对所述待测飞行器进行重心测量。同样，由于具体测量步骤现有比较成熟，此处不再赘述。

步骤四、对测量结果中的定位误差进行消除。柔性工装的激光跟踪仪可以实现高精度定位、实时快速、动态捕获测量、空间任意位置的实体描绘等功能，可以有效消除传感器定位误差的影响。

本发明的飞行器重心柔性测量方法，能够实现飞行器三维重心的精确测量，可以在航空、航天、航海航行器等领域广泛使用，均有广阔的应用前景。

具体地，本发明的飞行器重心柔性测量方法的步骤四包括：

步骤4.1、获取所述定位传感器的基准点的理论定位坐标值；具体地，本实施例中是通过CATIA软件获取定位传感器的基准点(定义为点P)的理论定位坐标值。

步骤4.2、通过所述激光跟踪仪测量所述基准点P在整个所述待测飞行器装配坐标系(在飞行器装配过程中已经定位)中的测量坐标值。

步骤4.3、计算基准点P的理论定位坐标值与测量坐标值之差，根据理论定位坐标值与测量坐标值的差值，来对柔性工装中立柱式定位单元的行程进行调整。

步骤4.4、行程调整后，再重复步骤4.2至步骤4.4，直到所述理论定位坐标值与所述测量坐标值的差值小于预定值；也即是使用激光跟踪仪逐次迭代测量，逐渐减少理论定位坐标值与测量坐标值的差值，即可逐渐消除定位误差。

考虑到飞行器在总装阶段是按着满足气动外形及加工精度要求而制造的装配工装上完成总装，而且近年随着柔性工装在新飞行器装配阶段的陆续应用，工装的功能也逐渐融合了飞机特征的越来越多的参数，这也包括了飞行器的重心。因此在柔性工装中增加载荷传感器和相关跟踪测量技术，可以实现飞行器三维重心的精确测量。

以某飞行器测量为例，飞行器在总装装配工装的定位支柱上方加装称重传感器(精度)，通过激光跟踪仪对定位传感器位置进行反复迭代定位，通过读取称重传感器读数和传感器的最终定位点，完成了飞行器的重心精确测量。从表1可以看出，在迭代定位3次以上，结果趋于稳定，而且精度较高。

表1某飞行器垂直方向重心柔性测量结果

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (2)

1.一种飞行器重心柔性测量方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤一、选取柔性工装对待测飞行器进行总装工装，所述柔性工装包括立柱式定位单元以及激光跟踪仪，其中，所述立柱式定位单元中包括定位传感器；

步骤二、再在所述立柱式定位单元上加装称重传感器；

步骤三、通过所述激光跟踪仪对所述待测飞行器进行重心测量；

步骤四、对测量结果中的定位误差进行消除；

所述步骤四包括：

步骤4.1、获取所述定位传感器的基准点的理论定位坐标值；

步骤4.2、通过所述激光跟踪仪测量所述基准点在整个所述待测飞行器装配坐标系中的测量坐标值；

步骤4.3、根据所述理论定位坐标值与所述测量坐标值的差值，对所述柔性工装中立柱式定位单元的行程进行调整；

步骤4.4、行程调整后，再重复步骤4.2至步骤4.4，直到所述理论定位坐标值与所述测量坐标值的差值小于预定值。

2.根据权利要求1所述的飞行器重心柔性测量方法，其特征在于，在所述步骤4.1中，是通过CATIA软件获取所述定位传感器的基准点的理论定位坐标值。