CN114313308B - 一种火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量装置及方法 - Google Patents
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Abstract
本申请属于飞机器地面设施设计技术领域，涉及一种火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量装置，包括：测量台架，用以支撑飞机；飞机上具有多个测量标记点；推力杆模拟轴，连接在飞机上，其上具有多个测量标记点；三坐标激光跟踪仪，用以测量各个测量标记点的空间位置；计算机，与三坐标激光跟踪仪连接，基于飞机上各个测量标记点的空间位置，构建飞机坐标系，在飞机坐标系内标注飞机的重心坐标，以及基于推力杆模拟轴上各个测量标记点的空间位置，在飞机坐标系下拟合得到推力杆模拟轴的位置坐标，得出推力杆模拟轴的轴线坐标，以此计算得到火箭助推起飞推力线与飞机重心距离。此外，涉及一种火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量方法。
Description
技术领域
本申请属于飞机器地面设施设计技术领域，具体涉及一种火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量装置及方法。
背景技术
飞机尤其是无人机，通过火箭助推起飞，相对于滑跑起飞，不受机场跑道限制，仅需要部署相应的火箭助推起飞装置，部署灵活方便。
火箭助推起飞装置通过推力杆连接到飞机上，沿推力杆的轴线向飞机施加推力，助推飞机起飞，推力杆的轴线即为火箭助推起飞推力线，火箭助推起飞推力线与飞机重心间的距离若超出允许的安全距离，则容易对飞机助推起飞失败，甚至于发生危险，为此，以火箭助推起飞装置对飞机进行助推起飞前，需要测量火箭助推起飞推力线与飞机重心间的距离，在其间距离超出允许的安全距离时，需要进行相应调整，直至其间距离落在允许的安全距离范围以内，然而，当前缺少便捷、可靠的测量火箭助推起飞推力线与飞机重心间距离的技术方案。
鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。
发明内容
本申请的目的是提供一种火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量装置及方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
本申请的技术方案是：
一方面提供一种火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量装置，包括：
测量台架，用以支撑飞机；飞机上具有多个测量标记点；
推力杆模拟轴，连接在飞机上，其上具有多个测量标记点；
三坐标激光跟踪仪，用以测量飞机上各个测量标记点的空间位置，以及测量推力杆模拟轴上各个测量标记点的空间位置；
计算机，与三坐标激光跟踪仪连接，基于飞机上各个测量标记点的空间位置，构建飞机坐标系，在飞机坐标系内标注飞机的重心坐标，以及基于推力杆模拟轴上各个测量标记点的空间位置，在飞机坐标系下拟合得到推力杆模拟轴的位置坐标，进而得出推力杆模拟轴的轴线坐标，计算飞机的重心坐标、推力杆模拟轴的轴线坐标间的距离，得到火箭助推起飞推力线与飞机重心距离。
根据本申请的至少一个实施例，上述的火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量装置中，飞机上的测量标记点有四个，分布在机头、机尾以及左右翼尖部位。
根据本申请的至少一个实施例，上述的火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量装置中，推力杆模拟轴上的测量标记点有九个，沿推力杆模拟轴周向及轴向分布。
根据本申请的至少一个实施例，上述的火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量装置中，三坐标激光跟踪仪为T-PROBE式三坐标激光跟踪仪。
另一方面提供一种火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量方法，包括：
将飞机置于测量台架上；
在飞机上标记多个测量标记点；
测量飞机上各测量标记点的空间位置，基于飞机上各个测量标记点的空间位置，构建飞机坐标系；
在飞机坐标系内标注飞机的重心坐标；
将推力杆模拟轴连接在飞机上；
在推力杆模拟轴上标记多个测量标记点；
测量推力杆模拟轴上各个测量标记点的空间位置，基于推力杆模拟轴上各个测量标记点的空间位置，在飞机坐标系下拟合得到推力杆模拟轴的位置坐标，进而得出推力杆模拟轴的轴线坐标；
计算飞机的重心坐标、推力杆模拟轴的轴线坐标间的距离，得到火箭助推起飞推力线与飞机重心距离。
根据本申请的至少一个实施例，上述的火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量方法中，在飞机上标记的测量标记点有四个，在机头、机尾以及左右翼尖部位。
根据本申请的至少一个实施例，上述的火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量方法中，在推力杆模拟轴上标记的测量标记点有九个，沿推力杆模拟轴周向及轴向分布。
根据本申请的至少一个实施例，上述的火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量方法中，测量飞机上各测量标记点的空间位置，以及测量推力杆模拟轴上各个测量标记点的空间位置，以三坐标激光跟踪仪进行。
根据本申请的至少一个实施例，上述的火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量方法中，测量飞机上各测量标记点的空间位置，以及测量推力杆模拟轴上各个测量标记点的空间位置的三坐标激光跟踪仪为T-PROBE式三坐标激光跟踪仪。
根据本申请的至少一个实施例，上述的火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量方法中，基于飞机上各个测量标记点的空间位置，构建飞机坐标系，在飞机坐标系内标注飞机的重心坐标，基于推力杆模拟轴上各个测量标记点的空间位置，在飞机坐标系下拟合得到推力杆模拟轴的位置坐标，进而得出推力杆模拟轴的轴线坐标，以及计算飞机的重心坐标、推力杆模拟轴的轴线坐标间的距离，得到火箭助推起飞推力线与飞机重心距离，以计算机进行。
本申请至少存在以下有益技术效果：
一方面提供一种火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量装置，以其对火箭助推起飞推力线与飞机重心距离进行测量时，只需要将飞机放置到测量台架上，在飞机上标记测量标记点，以及以推力杆模拟轴替代火箭助推起飞装置的推力杆连接到飞机上，并在推力杆模拟轴上标记测量标记点，并以三坐标激光跟踪仪测量飞机、推力杆模拟轴上各个测量标记点的空间位置，以计算机基于飞机上各个测量标记点的空间位置，构建飞机坐标系，在飞机坐标系内标注飞机的重心坐标，以及基于推力杆模拟轴上各个测量标记点的空间位置，在飞机坐标系下拟合得到推力杆模拟轴的位置坐标，进而得出推力杆模拟轴的轴线坐标，计算飞机的重心坐标、推力杆模拟轴的轴线坐标间的距离，得到火箭助推起飞推力线与飞机重心距离，方便、快捷，且具有较高的可靠性。
另一方面提供火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量方法，其基于上述的火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量装置实施，其技术效果可参考上述火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量装置的技术效果进行理解，在此不再赘述。
附图说明
图1是本申请实施例提供的火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量装置的示意图；
其中：
1-测量台架；2-飞机；3-推力杆模拟轴；4-三坐标激光跟踪仪；5-计算机。
为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示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，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。
下面结合附图1对本申请做进一步详细说明。
一方面提供一种火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量装置，包括：
测量台架1，用以支撑飞机2；飞机2上具有多个测量标记点；
推力杆模拟轴3，连接在飞机2上，其上具有多个测量标记点；
三坐标激光跟踪仪4，用以测量飞机2上各个测量标记点的空间位置，以及测量推力杆模拟轴3上各个测量标记点的空间位置；
计算机5，与三坐标激光跟踪仪4连接，基于飞机2上各个测量标记点的空间位置，构建飞机坐标系，在飞机坐标系内标注飞机2的重心坐标，以及基于推力杆模拟轴3上各个测量标记点的空间位置，在飞机坐标系下拟合得到推力杆模拟轴3的位置坐标，进而得出推力杆模拟轴3的轴线坐标，计算飞机2的重心坐标、推力杆模拟轴3的轴线坐标间的距离，得到火箭助推起飞推力线与飞机重心距离。
对于上述实施例公开的火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量装置，领域内技术人员可以理解的是，以其对火箭助推起飞推力线与飞机重心距离进行测量时，只需要将飞机2放置到测量台架1上，在飞机2上标记测量标记点，以及以推力杆模拟轴3替代火箭助推起飞装置的推力杆连接到飞机2上，并在推力杆模拟轴3上标记测量标记点，并以三坐标激光跟踪仪4测量飞机2、推力杆模拟轴3上各个测量标记点的空间位置，以计算机5基于飞机2上各个测量标记点的空间位置，构建飞机坐标系，在飞机坐标系内标注飞机2的重心坐标，以及基于推力杆模拟轴3上各个测量标记点的空间位置，在飞机坐标系下拟合得到推力杆模拟轴3的位置坐标，进而得出推力杆模拟轴3的轴线坐标，计算飞机2的重心坐标、推力杆模拟轴3的轴线坐标间的距离，得到火箭助推起飞推力线与飞机重心距离，方便、快捷，且具有较高的可靠性。
在一些可选的实施例中，上述的火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量装置中，飞机2上的测量标记点有四个，分布在机头、机尾以及左右翼尖部位。
在一些可选的实施例中，上述的火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量装置中，推力杆模拟轴3上的测量标记点有九个，沿推力杆模拟轴3周向及轴向分布，按照均布原则以及可测量原则进行布置。
在一些可选的实施例中，上述的火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量装置中，三坐标激光跟踪仪4为T-PROBE式三坐标激光跟踪仪。
另一方面提供一种火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量方法，包括：
将飞机置于测量台架1上；
在飞机2上标记多个测量标记点；
测量飞机2上各测量标记点的空间位置，基于飞机2上各个测量标记点的空间位置，构建飞机坐标系；
在飞机坐标系内标注飞机2的重心坐标；
将推力杆模拟轴3连接在飞机2上；
在推力杆模拟轴3上标记多个测量标记点；
测量推力杆模拟轴3上各个测量标记点的空间位置，基于推力杆模拟轴3上各个测量标记点的空间位置，在飞机坐标系下拟合得到推力杆模拟轴3的位置坐标，进而得出推力杆模拟轴3的轴线坐标；
计算飞机2的重心坐标、推力杆模拟轴3的轴线坐标间的距离，得到火箭助推起飞推力线与飞机重心距离。
在一些可选的实施例中，上述的火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量方法中，在飞机2上标记的测量标记点有四个，在机头、机尾以及左右翼尖部位。
在一些可选的实施例中，上述的火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量方法中，在推力杆模拟轴3上标记的测量标记点有九个，沿推力杆模拟轴3周向及轴向分布。
在一些可选的实施例中，上述的火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量方法中，测量飞机2上各测量标记点的空间位置，以及测量推力杆模拟轴3上各个测量标记点的空间位置，以三坐标激光跟踪仪4进行。
在一些可选的实施例中，上述的火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量方法中，测量飞机2上各测量标记点的空间位置，以及测量推力杆模拟轴3上各个测量标记点的空间位置的三坐标激光跟踪仪4为T-PROBE式三坐标激光跟踪仪。
在一些可选的实施例中，上述的火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量方法中，基于飞机2上各个测量标记点的空间位置，构建飞机坐标系，在飞机坐标系内标注飞机2的重心坐标，基于推力杆模拟轴3上各个测量标记点的空间位置，在飞机坐标系下拟合得到推力杆模拟轴3的位置坐标，进而得出推力杆模拟轴3的轴线坐标，以及计算飞机2的重心坐标、推力杆模拟轴3的轴线坐标间的距离，得到火箭助推起飞推力线与飞机重心距离，以计算机5进行。
对于上述实施例公开的火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量方法，其基于上述实施例公开的火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量装置实施，描述的较为简单，具体相关之处可参见火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量装置相关部分说明，其技术效果也可参考火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量装置相关部分的技术效果，在此不再赘述。
说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量装置，其特征在于，包括：测量台架（1），用以支撑飞机（2）；飞机（2）上具有多个测量标记点；推力杆模拟轴（3），连接在飞机（2）上，其上具有多个测量标记点；三坐标激光跟踪仪（4），用以测量飞机（2）上各个测量标记点的空间位置，以及测量所述推力杆模拟轴（3）上各个测量标记点的空间位置；计算机（5），与所述三坐标激光跟踪仪（4）连接，基于飞机（2）上各个测量标记点的空间位置，构建飞机坐标系，在飞机坐标系内标注飞机（2）的重心坐标，以及基于所述推力杆模拟轴（3）上各个测量标记点的空间位置，在飞机坐标系下拟合得到推力杆模拟轴（3）的位置坐标，进而得出推力杆模拟轴（3）的轴线坐标，计算飞机（2）的重心坐标、推力杆模拟轴（3）的轴线坐标间的距离，得到火箭助推起飞推力线与飞机重心距离。
2.根据权利要求1所述的火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量装置，其特征在于，飞机（2）上的测量标记点有四个，分布在机头、机尾以及左右翼尖部位。
3.根据权利要求1所述的火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量装置，其特征在于，所述推力杆模拟轴（3）上的测量标记点有九个，沿所述推力杆模拟轴（3）周向及轴向分布。
4.根据权利要求1所述的火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量装置，其特征在于，所述三坐标激光跟踪仪（4）为T-PROBE式三坐标激光跟踪仪。
5.一种火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量方法，其特征在于，包括：将飞机置于测量台架（1）上；在飞机（2）上标记多个测量标记点；测量飞机（2）上各测量标记点的空间位置，基于飞机（2）上各个测量标记点的空间位置，构建飞机坐标系；在飞机坐标系内标注飞机（2）的重心坐标；将推力杆模拟轴（3）连接在飞机（2）上；在推力杆模拟轴（3）上标记多个测量标记点；测量推力杆模拟轴（3）上各个测量标记点的空间位置，基于所述推力杆模拟轴（3）上各个测量标记点的空间位置，在飞机坐标系下拟合得到推力杆模拟轴（3）的位置坐标，进而得出推力杆模拟轴（3）的轴线坐标；计算飞机（2）的重心坐标、推力杆模拟轴（3）的轴线坐标间的距离，得到火箭助推起飞推力线与飞机重心距离。
6.根据权利要求5所述的火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量方法，其特征在于，在飞机（2）上标记的测量标记点有四个，在机头、机尾以及左右翼尖部位。
7.根据权利要求5所述的火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量方法，其特征在于，在推力杆模拟轴（3）上标记的测量标记点有九个，沿推力杆模拟轴（3）周向及轴向分布。
8.根据权利要求5所述的火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量方法，其特征在于，测量飞机（2）上各测量标记点的空间位置，以及测量推力杆模拟轴（3）上各个测量标记点的空间位置，以三坐标激光跟踪仪（4）进行。
9.根据权利要求8所述的火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量方法，其特征在于，测量飞机（2）上各测量标记点的空间位置，以及测量推力杆模拟轴（3）上各个测量标记点的空间位置的三坐标激光跟踪仪（4）为T-PROBE式三坐标激光跟踪仪。
10.根据权利要求5所述的火箭助推起飞推力线与飞机重心距离测量方法，其特征在于，基于飞机（2）上各个测量标记点的空间位置，构建飞机坐标系，在飞机坐标系内标注飞机（2）的重心坐标，基于所述推力杆模拟轴（3）上各个测量标记点的空间位置，在飞机坐标系下拟合得到推力杆模拟轴（3）的位置坐标，进而得出推力杆模拟轴（3）的轴线坐标，以及计算飞机（2）的重心坐标、推力杆模拟轴（3）的轴线坐标间的距离，得到火箭助推起飞推力线与飞机重心距离，以计算机（5）进行。
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