CN109606732A - 一种高效的飞机质量特性测量方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种高效的飞机质量特性测量方法，包括质心测量方法除采用三点法确定平面质心外，高度质心采用无人机相对地面倾斜一定角度的测量方案，经过后期的计算分析得到，并采用基于添加弹性元件的自由衰减振动法实现带翼无人机的转动惯量测量。

Description

一种高效的飞机质量特性测量方法

技术领域

本发明涉及质量特性测量技术领域，具体是一种高效的飞机质量特性测量方法。

背景技术

物体的质量特性测量项目包括质量、质心和转动惯量等。质量特性测量为物体的飞行姿态调整和飞行轨迹的理论计算提供了重要的基础理论参数，在航空航天、武器系统、精密仪器、工业机械等领域，这些参数必须被准确测量。但是在不同的应用领域，质量特性参数测量的侧重点各有不同。在航空航天领域，需要测量全部的质量特性参数，这样，产品质量才能得到全面的评价。

测量大型试件的转动惯量主要采用复摆法、扭摆法和三线摆法等方法，3种方法的共同点是对被测物体施加外力,使其偏离平衡位置后撤除外力，通过测量自由摆动周期来算出被测物体对于回转轴的转动惯量。目前精度最高、最常用的是扭摆法，摩擦阻力和空气阻力是误差的主要来源。

但是以上测量方法对被测试件的尺寸和重量都有一定的限制。测量方法还需要对被测试件进行旋转，需被测试件可提供接口用于相应配套工装设计。这导致采用复摆法和扭摆法需要构建结构庞大的测量装置，成本高，周期长，安装及实验操作的要求也高，而且还需要测量实验装置本身的转动惯量，增大了测量误差。

大型复杂结构物体是指普遍存在于航空航天和武器领域的一些产品，如具有翼、舵或者太阳能电池帆板的大型带翼飞机、洲际导弹、火箭弹、卫星等，这些被测件的外表面不是圆柱面，且往往具有大尺寸、大长径比和质量大等特点，测量横偏量时，实现旋转存在困难。测量时的多次装卡，容易引起定位误差且降低测量效率。因此，需要研制一种新的测量横偏量和转动惯量的方法和装置，使得横偏量的测量过程更简单，在测量转动惯量时，装置本身的结构特点就可以减小被测件测量过程中所受的空气阻尼，无需采用复杂的误差补偿算法，并可减少装卡次数，提高集成化程度，使测量结果控制在规定的误差范围内。所以传统方法对于大型带翼无人机的研制需要的质量特性测量并不适用。而且为了控制小型无人机的研制成本和缩短研制周期，有必要设计一种简单有效的质量特性测量方法。

发明内容

本发明的目的在于提供一种高效的飞机质量特性测量方法，以解决上述背景技术中提出的问题。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

一种高效的飞机质量特性测量方法，包括以下步骤：

步骤1，测量质心坐标：

1)将无人机机身调整到机身的xz坐标平面平行于地面的状态；

2)在前后起落架上布置三个承重传感器，测量承重传感器的输出和承重传感器的空间坐标，基于三点法测量无人机质心xz坐标，

3)降低或提高后起落架高度，z轴与地面平行；在前后起落架布置三个承重传感器，测量承重传感器的输出和承重传感器的xz空间坐标及飞机的x轴与地面夹角，得到y轴质心坐标；再利用三角函数关系计算出质心的高度坐标；

步骤2、测量转动惯量，包括以下步骤：

1)对弹性元件进行刚度标定；

2)安装倾角传感器和加速度传感器；

3)将无人机调整到机身的的xz坐标平面平行于地面；

4)在后起落架处安装俯仰自由度定轴旋转工装，在前起落架安装弹性元件，然后基于弹簧单摆自由衰减振动法，得到被测体绕其质心的转动惯量；

5)测量弹簧元件和定轴旋转工装旋转轴的空间位置坐标；

6)等系统稳定静止不动后，通过施加初始位移或是人工定频激振后，记录系统的自由衰减振动信号；

7)更换弹簧元件，重复步骤5)；

8)假设边界刚度为K₀，通过两组弹簧元件测量结果，建立两组方程，根据已知的弹簧元件刚度K₁和K₂，求得K₀，然后得到系统的等效刚度系数K；

9)读取振动周期代入公式计算得到俯仰转动惯量测量结果，然后通过平行轴移轴定理，得到绕质心转动惯量测量结果；

10)将后起落架处的俯仰方向定轴旋转工装调整为滚转定轴旋转工装；

11)在前起落架安装滚转状态弹性元件，并测量弹簧元件和定轴旋转工装旋转轴的空间位置坐标，等系统稳定静止不动后，通过施加初始位移或是人工定频激振后，记录系统的自由衰减振动信号；

12)更换弹簧元件，重复步骤5)；

13)假设边界刚度为K₀，通过两组弹簧元件测量结果，建立两组方程，根据已知的弹簧元件刚度K₁和K₂，求得K₀，然后得到系统的等效刚度系数K；

14)通过读取振动周期代入公式计算得到滚转自由度转动惯量测量结果，然后通过平行轴移轴定理，得到绕质心转动惯量测量结果；

15)将后起落架处的滚转自由度定轴旋转工装调整为定轴偏航旋转工装，利用吊钩和钢丝绳将前起落架吊起一定高度；

16)在前起落架的质心高度安装偏航状态弹性元件，测量弹簧元件和定轴偏航旋转工装旋转轴的空间位置坐标；等系统稳定静止不动后，通过施加初始位移或是人工定频激振后，记录系统的自由衰减振动信号，通过读取振动周期代入公式计算得到滚转自由度转动惯量测量结果，然后通过平行轴移轴定理，得到绕质心转动惯量测量结果。

步骤1中，三点法测量试验件的质心的方法为在一个平面内选取三个测量点并记录三个测量点的坐标位置，在三个测量点布置称重传感器，用称重传感器悬吊起工装和试验件，得到三个测量点的称重传感器的读数，计算试验件的质量和质心位置。

作为本发明进一步的方案：计算试验件的质量和质心位置的公式为：

作为本发明进一步的方案：步骤1中降低或提高后起落架高度，使飞机的x轴与地面夹角为10度。

作为本发明进一步的方案：步骤2中自由衰减振动法测量绕转动惯量的方法为：

建立微幅振动条件下的振动微分方程，可得到系统的振动周期为：

通过振动周期T，计算被测体的转动惯量，根据平行移轴定理，可计算出被测体绕其质心的转动惯量。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：本发明对于测试精度要求不高的状态，可实现大型固定翼飞机质心测量和三轴转动惯量测量，本方法降低了工装设计的难度；本发明同时考虑试验边界的影响，通过组合测量将试验边界的影响进行了修正，进一步提高了方法的适应性，解决了大型固定翼飞机没有安装翻转工装的接口，传统的复摆法、扭摆法和三线摆法等方法不适用的问题，所以该方法可推广应用于大型复杂结构的质量特性测量。

附图说明

图1为本发明中机身倾斜状态时质心测量的主视结构示意图。

图2为本发明中机身水平状态时质心测量的主视结构示意图。

图3为本发明中机身水平状态俯仰转动测转动惯量的主视结构示意图。

图4为图3的侧视结构示意图。

图5为本发明中机身水平状态滚转转动测转动惯量的主视结构示意图。

图6为图5的侧视结构示意图。

图7为本发明中机身水平状态偏航转动测转动惯量的主视结构示意图。

图8为图7的侧视结构示意图。

图9为本发明中三点法测量质量和质心位置的原理示意图。

图10为本发明中水平质心测量的原理示意图。

图11为本发明中倾斜质心测量的原理示意图。

图12为本发明中弹簧单摆自由衰减减振法的原理示意图。

其中，1-飞机机身；2-飞机发动机；3-飞机螺旋桨；4-飞机尾翼；5-飞机前起落架；6-飞机后起落架；7-钢丝绳；8-吊车吊钩；9-倾斜状态后支撑底座工装；10-承重传感器；11-后支撑工装；12-地面；13-水平状态后支撑底座工装；14-机翼下；15-机翼上；16-弹簧；17-定轴旋转工装俯仰状态；18-定轴旋转工装滚转状态；19-定轴旋转工装偏航状态；20-偏航弹性元件固定端。

具体实施方式

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清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做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。

请参阅图1～8，本发明实施例中，以某大型固定翼飞机为例，提出一种高效的飞机质量特性测量方法，包括以下步骤：

1)根据大型固定翼飞机的理论质量和质心位置，进行弹簧16的设计：共计设计有4种规格的弹簧16，进行弹簧16的静刚度标定测试，刚度标定应包含其工况承力范围；

2)在飞机机身上安装加速度传感器和倾角传感器；

3)安装大型固定翼飞机的后支撑工装11；

4)钢丝绳7串联安装承重传感器10；

5)2台吊车吊钩8通过钢丝绳7将飞机前起落架5吊起高度20cm；

6)在第三台吊车吊钩的帮助下，安装倾斜状态后支撑底座工装9，中间串联安装承重传感器10；

7)待系统稳定后，测量飞机的倾角、三支承重传感器10的读数和及其空间坐标，根据数据由三点法测量无人机质心xz坐标；

8)在第三台吊车吊钩的帮助下，安装水平状态支撑底座工装13，中间串联安装承重传感器10；

9)根据倾角传感器的输出，通过调节前起落架5吊起高度，调整飞机机身处于水平状态；

10)待系统稳定后，测量飞机的倾角、三支承重传感器10的读数和及其空间坐标，包括xz空间坐标及飞机的x轴与地面夹角，再利用重力分布变化与倾角的数学关系可得到y轴质心坐标；

11)数据分析，计算得到大型固定翼飞机的质量和质心；

12)钢丝绳7串联安装弹簧16；

13)2台吊车吊钩8通过钢丝绳7将飞机前起落架5吊起高度20cm；

14)在第三台吊车吊钩的帮助下，安装水平状态支撑底座工装13，中间安装定轴旋转工装俯仰状态工装17；

15)根据倾角传感器的输出，通过调节前起落架5吊起高度，调整飞机机身处于水平状态；

16)测量前起落架5和定轴旋转工装俯仰状态工装17的空间坐标；

17)待系统稳定后，对飞机发动机3施加Y向初始位移激振或是通过人工定频激振，激振位置在飞机Z向零位；

18)测量飞机的自由衰减振动时域信号；

19)更换规格的弹簧16，重复步骤(12)至步骤(18)；

20)数据分析，通过两组规格弹簧16的测量结果，可计算得到吊车吊钩8的刚度，然后得到系统的等效刚度，进而计算得到大型固定翼飞机的俯仰转动惯量数据，基于平行轴原理，得到绕质心俯仰转动惯量，本步骤的计算方法为：假设边界刚度为K₀，通过两组弹簧元件测量结果，建立两组方程，根据已知的弹簧元件刚度K₁和K₂，求得K₀，然后得到系统的等效刚度系数K；

21)通过读取振动周期代入公式计算得到滚转自由度转动惯量测量结果，然后通过平行轴移轴定理，得到绕质心转动惯量测量结果；

22)钢丝绳7串联安装弹簧16；

23)2台吊车吊钩8通过钢丝绳7将飞机前起落架5吊起高度20cm；

24)在第三台吊车吊钩的帮助下，安装水平状态支撑底座工装13，中间安装定轴旋转工装滚转状态工装18；

25)根据倾角传感器的输出，通过调节前起落架5吊起高度，调整飞机机身处于水平状态；

26)测量前起落架5和定轴旋转工装滚转状态工装17的空间坐标；

27)待系统稳定后，对飞机机翼下14施加Y向人工定频激振；

28)测量飞机的自由衰减振动时域信号；

29)更换规格的弹簧16，重复步骤(21)至步骤(28)；

30)数据分析，通过两组规格弹簧16的测量结果，可计算得到吊车吊钩8的刚度，然后得到系统的等效刚度，进而计算得到大型固定翼飞机的滚转转动惯量数据，基于平行轴原理，得到绕质心滚转转动惯量，同样的，计算方法为：通过读取振动周期代入公式计算得到滚转自由度转动惯量测量结果，然后通过平行轴移轴定理，得到绕质心转动惯量测量结果

31)2台吊车吊钩8通过钢丝绳7将飞机前起落架5吊起高度20cm，钢丝绳7拆除前期串联的安装弹簧16，此状态的钢丝绳7的长度最长；

32)在第三台吊车吊钩的帮助下，安装水平状态支撑底座工装13，中间安装定轴旋转工装偏航状态工装19；

33)根据倾角传感器的输出，通过调节前起落架5吊起高度，调整飞机机身处于水平状态；

34)通过水平固定端20安装偏航转动惯量弹簧16，要求偏航转动惯量弹簧水平通过质心；

35)测量偏航转动惯量弹簧16和定轴旋转工装偏航状态工装19的空间坐标；

36)待系统稳定后，对飞机发动机3施加Z向人工定频激振；

37)测量飞机的自由衰减振动时域信号；

38)更换规格的弹簧16，重复步骤(31)至步骤(37)；

39)数据分析，通过两组规格弹簧16的测量结果，可计算得到边界刚度，然后得到系统的等效刚度，进而计算得到大型固定翼飞机的偏航转动惯量数据，基于平行轴原理，得到绕质心滚转转动惯量。

如图9，上述步骤中，三点法测量试验件的质心的方法为：在一个平面内选取三个测量点并记录三个测量点的坐标位置，在三个测量点布置称重传感器，用称重传感器悬吊起工装和试验件。得到三个测量点的称重传感器的读数，那么试验件的质量和质心位置的计算方法如下：

如图10，水平状态质心坐标及质量测量的方法为：在前后起落架布置三个承重传感器，测量承重传感器的输出和承重传感器的xz空间坐标及飞机的x轴与地面夹角，测量原理利用重力分布变化与倾角的数学关系可得到y轴质心坐标。

如图11，倾斜状态质心坐标及质量测量的方法为：倾斜试验件一定角度，基于力矩平衡原理，可以计算出倾斜状态下质心相对于平面质心位置的水平平移距离，利用三角函数关系可以计算出质心的高度坐标。

上式中：F₁为飞机平飞状态后支撑点承重传感器读数；F₂为飞机停放状态后支撑点处承重传感器读数；l为飞机平飞状态前吊点处和后支撑点处的x向距离；θ为飞机停放状态的相对飞机平飞状态的俯仰倾角。

如图12弹簧单摆自由衰减振动法计算飞机绕质心的转动惯量，方法如下：

建立微幅振动条件下的振动微分方程，可得到系统的振动周期为

所以可以通过测量系统的振动周期T，即可得到被测体的转动惯量，根据平行移轴定理，可得到被测体绕其质心的转动惯量。

对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。

此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。

Claims (5)

1.一种高效的飞机质量特性测量方法，其特征在于：包括以下步骤：

步骤1，测量质心坐标：

1)将无人机机身调整到机身的xz坐标平面平行于地面的状态；

2)在前后起落架上布置三个承重传感器，测量承重传感器的输出和承重传感器的空间坐标，基于三点法测量无人机质心xz坐标，

3)降低或提高后起落架高度，z轴与地面平行；在前后起落架布置三个承重传感器，测量承重传感器的输出和承重传感器的xz空间坐标及飞机的x轴与地面夹角，得到y轴质心坐标；再利用三角函数关系计算出质心的高度坐标；

步骤2、测量转动惯量，包括以下步骤：

1)对弹性元件进行刚度标定；

2)安装倾角传感器和加速度传感器；

3)将无人机调整到机身的的xz坐标平面平行于地面；

4)在后起落架处安装俯仰自由度定轴旋转工装，在前起落架安装弹性元件，然后基于弹簧单摆自由衰减振动法，得到被测体绕其质心的转动惯量；

5)测量弹簧元件和定轴旋转工装旋转轴的空间位置坐标；

6)等系统稳定静止不动后，通过施加初始位移或是人工定频激振后，记录系统的自由衰减振动信号；

7)更换弹簧元件，重复步骤5)；

8)假设边界刚度为K₀，通过两组弹簧元件测量结果，建立两组方程，根据已知的弹簧元件刚度K₁和K₂，求得K₀，然后得到系统的等效刚度系数K；

9)读取振动周期代入公式计算得到俯仰转动惯量测量结果，然后通过平行轴移轴定理，得到绕质心转动惯量测量结果；

10)将后起落架处的俯仰方向定轴旋转工装调整为滚转定轴旋转工装；

11)在前起落架安装滚转状态弹性元件，并测量弹簧元件和定轴旋转工装旋转轴的空间位置坐标，等系统稳定静止不动后，通过施加初始位移或是人工定频激振后，记录系统的自由衰减振动信号；

12)更换弹簧元件，重复步骤5)；

13)假设边界刚度为K₀，通过两组弹簧元件测量结果，建立两组方程，根据已知的弹簧元件刚度K₁和K₂，求得K₀，然后得到系统的等效刚度系数K；

14)通过读取振动周期代入公式计算得到滚转自由度转动惯量测量结果，然后通过平行轴移轴定理，得到绕质心转动惯量测量结果；

15)将后起落架处的滚转自由度定轴旋转工装调整为定轴偏航旋转工装，利用吊钩和钢丝绳将前起落架吊起一定高度；

16)在前起落架的质心高度安装偏航状态弹性元件，测量弹簧元件和定轴偏航旋转工装旋转轴的空间位置坐标；等系统稳定静止不动后，通过施加初始位移或是人工定频激振后，记录系统的自由衰减振动信号，通过读取振动周期代入公式计算得到滚转自由度转动惯量测量结果，然后通过平行轴移轴定理，

得到绕质心转动惯量测量结果。

2.根据权利要求1所述的一种高效的飞机质量特性测量方法，其特征在于：步骤1中，三点法测量试验件的质心的方法为在一个平面内选取三个测量点并记录三个测量点的坐标位置，在三个测量点布置称重传感器，用称重传感器悬吊起工装和试验件，得到三个测量点的称重传感器的读数，计算试验件的质量和质心位置。

3.根据权利要求2所述的一种高效的飞机质量特性测量方法，其特征在于：计算试验件的质量和质心位置的公式采用：

4.根据权利要求1所述的一种高效的飞机质量特性测量方法，其特征在于：步骤1中降低或提高后起落架高度，使飞机的x轴与地面夹角为10度。

5.根据权利要求1所述的一种高效的飞机质量特性测量方法，其特征在于：步骤2中自由衰减振动法测量绕转动惯量的方法为：

建立微幅振动条件下的振动微分方程，可得到系统的振动周期为：

通过振动周期T，计算被测体的转动惯量，根据平行移轴定理，可计算出被测体绕其质心的转动惯量。