CN116552802A - 一种飞机结构强度试验全机地面起吊位姿监测方法 - Google Patents

Abstract

一种飞机结构强度试验全机地面起吊位姿监测方法，包括：在机身前段P₁测点、左机翼P₂测点、右机翼P₃测点，对称布置位移传感器；以飞机航向为x轴方向，以P₂测点、P₃测点的连线为y轴方向，以P₂测点、P₃测点连线的中点为原点，以飞机航向向后为x轴正方向，飞机展向向右为y轴正方向，垂向向上为z轴正方向，构建全局坐标系；取P₂测点、P₃测点连线的中点为O点；在飞机起吊过程中，以上一时刻的飞机俯仰角θ_f、飞机滚装角θ_g，计算扣除飞机滚转角θ_g变化影响的P₁测点、O点全局坐标系下沿z轴的坐标变化量进而迭代计算飞机俯仰角θ_f、飞机滚转角θ_g，直至迭代计算所得飞机俯仰角θ_f、飞机滚转角θ_g与上一次迭代值偏差小于设定值。

Description

一种飞机结构强度试验全机地面起吊位姿监测方法

技术领域

本申请属于飞机结构强度试验全机地面起吊位姿监测技术领域，具体涉及一种飞机结构强度试验全机地面起吊位姿监测方法。

背景技术

飞机结构强度试验中，需将全机在地面起吊至一定高度h，再以起落架进行支持，如图1所示。

当前，在对飞机全机地面起吊过程中，缺少相应的位姿监测，不能够实时掌握飞机位姿，存在一定的风险性。

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申请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飞机结构强度试验全机地面起吊位姿监测方法，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：

一种飞机结构强度试验全机地面起吊位姿监测方法，包括：

在机身前段P₁测点、左机翼P₂测点、右机翼P₃测点，对称布置位移传感器；

以飞机航向为x轴方向，以P₂测点、P₃测点的连线为y轴方向，以P₂测点、P₃测点连线的中点为原点，以飞机航向向后为x轴正方向，飞机展向向右为y轴正方向，垂向向上为z轴正方向，构建全局坐标系；

取P₂测点、P₃测点连线的中点为O点；

在飞机起吊过程中，以上一时刻的飞机俯仰角θ_f、飞机滚装角θ_g，计算扣除飞机滚转角θ_g变化影响的P₁测点、O点全局坐标系下沿z轴的坐标变化量

其中，

Δz₁ ⁽ⁱ⁾为位移传感器测得P₁测点第i次的位移量；

Δz_O ⁽ⁱ⁾为O点第i次的位移量；

Δz₂ ⁽ⁱ⁾为位移传感器测得P₂测点第i次的位移量；

Δz₃ ⁽ⁱ⁾为位移传感器测得P₃测点第i次的位移量；

以计算所得迭代计算飞机俯仰角θ_f、飞机滚转角θ_g：

其中，

x₁ ⁽⁰⁾为初始状态下P₁测点在全局坐标系下的x坐标；

x_O ⁽⁰⁾初始状态下O点在全局坐标系下的x坐标；

z₁ ⁽⁰⁾为初始状态下P₁测点在全局坐标系下的z坐标；

z_O ⁽⁰⁾初始状态下O点在全局坐标系下的z坐标；

y₂ ⁽⁰⁾为初始状态下P₂测点在全局坐标系下的y坐标；

y₃ ⁽⁰⁾为初始状态下P₃测点在全局坐标系下的y坐标；

直至迭代计算所得飞机俯仰角θ_f、飞机滚转角θ_g与上一次迭代值偏差小于设定值，将迭代计算所得飞机俯仰角θ_f、飞机滚转角θ_g作为当前时刻的飞机俯仰角θ_f、飞机滚转角θ_g。

根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机结构强度试验全机地面起吊位姿监测方法中，直至迭代计算所得飞机俯仰角θ_f、飞机滚转角θ_g与上一次迭代值偏差小于设定值，具体是小于0.1％。

根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机结构强度试验全机地面起吊位姿监测方法中，设定初始状态下，飞机俯仰角θ_f、飞机滚装角θ_g为0。

根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机结构强度试验全机地面起吊位姿监测方法中，还包括：

在飞机起吊过程中，以飞机俯仰角θ_f、飞机滚转角θ_g计算飞机上任意P_r点的位置：

z_r ⁽ⁱ⁾＝z_r ⁽⁰⁾+Δz_r ⁽ⁱ⁾；

其中，

z_r ⁽ⁱ⁾为在全局坐标系下的x坐标P_r点第i次的z坐标；

Δz_r ⁽ⁱ⁾为P_r点第i次的位移量；

x_r ⁽⁰⁾为初始状态下P_r点在全局坐标系下的x坐标；

y_r ⁽⁰⁾为初始状态下P_r点在全局坐标系下的y坐标；

z_r ⁽⁰⁾为初始状态下P_r点在全局坐标系下的z坐标。

附图说明

图1是飞机结构强度试验中，将全机在地面起吊至一定高度h，以起落架进行支持供的示意图；

图2是本申请实施例提供的在机身前段、左机翼、右机翼测点，对称布置位移传感器，测量垂向的位移数据的示意图；

图3是本申请实施例提供的构建全局坐标系的示意图；

图4是本申请实施例提供的P₂测点、P₃测点连线的中点O与P₁测点，在飞机起吊前后的位置变化示意图；

图5是本申请实施例提供的计算飞机俯仰角θ_f的示意图；

图6是本申请实施例提供的计算飞机滚装角θ_g的示意图；

图7是本申请实施例提供的利用三维模型实时虚拟显示飞机在起吊状态下位姿的示意图。

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至图7对本申请做进一步详细说明。

飞机结构强度试验中，飞机部署起吊机构后的稳定状态为初始状态，飞机高度稳定后的状态为零位状态，飞机起吊过程中的运行状态为起吊状态，飞机起吊至支持点高度后的状态为最终状态。

在机身前段P₁测点、左机翼P₂测点、右机翼P₃测点，对称布置位移传感器，如图2所示，测量P₁测点、P₂测点、P₃测点在垂向的位移数据其中，下标f表示位移数据的采样频率，上标(i)表示第i次的位移数据，角标1、2、3表示P₁测点、P₂测点、P₃测点的位移数据。

以飞机航向为x轴方向，以P₂测点、P₃测点的连线为y轴方向，以P₂测点、P₃测点连线的中点为原点，以飞机航向向后为x轴正方向，飞机展向向右为y轴正方向，垂向向上为z轴正方向，构建全局坐标系，如图3所示。

为了描述飞机姿态，构建机体坐标系，全局坐标系固定，机体坐标系随飞机移动、转动，在初始状态时，机体坐标系与全局坐标系相同。

在全局坐标系中坐标用小写字母表示，机体坐标系中坐标用大写字母表示，P₁测点、P₂测点、P₃测点，在全局坐标系中，坐标为在机体坐标系中，坐标不变，为/> 在飞机起吊过程中，可假设三个起落架的位移均为沿z的垂向位移，并可认为飞机航向角为0。

取P₂测点、P₃测点连线的中点为O点，O点与P₁测点的连线OP₁在全局坐标系下与x轴的夹角为α，在飞机起吊前后的位置变化，如图4所示，O点、P₁测点的位置不仅受到飞机俯仰角变化的影响，同时还受到飞机滚转角变化的影响，在计算飞机俯仰角θ_f时，应扣除飞机滚转角θ_g变化的影响，飞机俯仰角θ_f在机头抬起时为正。

将飞机起吊后的O点与P₁测点的连线OP₁，在全局坐标系下，沿z轴平移到飞机起吊前的O点，如图5所式，飞机起吊后的O点与P₁测点的连线OP₁，在全局坐标系下与x轴的夹角为β，计算飞机俯仰角θ_f如下：

θ_f＝β-α

其中，

x₁ ⁽⁰⁾为初始状态下P₁测点在全局坐标系下的x坐标；

x_O ⁽⁰⁾初始状态下O点在全局坐标系下的x坐标；

z₁ ⁽⁰⁾为初始状态下P₁测点在全局坐标系下的z坐标；

z_O ⁽⁰⁾初始状态下O点在全局坐标系下的z坐标；

为扣除飞机滚转角θ_g变化影响的P₁测点、O点全局坐标系下沿z轴的坐标变化量，计算如下：

其中，

Δz₁ ⁽ⁱ⁾为位移传感器测得P₁测点第i次的位移量；

Δz_O ⁽ⁱ⁾为O点第i次的位移量；

Δz₂ ⁽ⁱ⁾为位移传感器测得P₂测点第i次的位移量；

Δz₃ ⁽ⁱ⁾为位移传感器测得P₃测点第i次的位移量。

P₂测点、P₃测点的连线P₂P₃，在飞机起吊前后的位置变化，如图5所示，计算飞机滚装角θ_g如下：

其中，

y₂ ⁽⁰⁾为初始状态下P₂测点在全局坐标系下的y坐标；

y₃ ⁽⁰⁾为初始状态下P₃测点在全局坐标系下的y坐标。

由上式(2)、(3)可见，飞机俯仰角θ_f、飞机滚装角θ_g在计算时相互耦合，需要进行迭代求解，设定初始状态下，飞机俯仰角θ_f、飞机滚装角θ_g为0，具体迭代过程如下：

将上一时刻的飞机俯仰角θ_f、飞机滚装角θ_g，带入式(2)，计算扣除飞机滚转角θ_g变化影响的P₁测点、O点全局坐标系下沿z轴的坐标变化量

将计算所得带入式(1)、式(3)，迭代计算飞机俯仰角θ_f、飞机滚转角θ_g；

直至迭代计算所得飞机俯仰角θ_f、飞机滚转角θ_g与上一次迭代值偏差小于0.1％，将迭代计算所得飞机俯仰角θ_f、飞机滚转角θ_g作为当前时刻的飞机俯仰角θ_f、飞机滚转角θ_g。

飞机上任意P_r点，在局部坐标系下的坐标为由坐标变换公式，可以得到P_r点在飞机起吊过程中在全局坐标系下的坐标及位移，具体如下：

由于飞机起吊过程中在全局坐标下的位移很小，只关注P_r点垂向位移，可将式(4)化简如下：

z_r ⁽ⁱ⁾＝z_r ⁽⁰⁾+Δz_r ⁽ⁱ⁾；

其中，

z_r ⁽ⁱ⁾为在全局坐标系下的x坐标P_r点第i次的z坐标；

Δz_r ⁽ⁱ⁾为P_r点第i次的位移量；

x_r ⁽⁰⁾为初始状态下P_r点在全局坐标系下的x坐标；

y_r ⁽⁰⁾为初始状态下P_r点在全局坐标系下的y坐标；

z_r ⁽⁰⁾为初始状态下P_r点在全局坐标系下的z坐标。

基于上述，设计飞机结构强度试验全机地面起吊位姿监测方法，如下：

初始状态下，在机身前段P₁测点、左机翼P₂测点、右机翼P₃测点，对称布置位移传感器，三个传感器呈等腰三角形分布；

初始状态到零位状态，对三个位移传感器进行调零；

起吊状态下，以三个位移传感器，实时采集P₁测点、P₂测点、P₃测点的位移值，最大采集速率可以达到0.5s，对采集的位移值，可按照时间进行插值；

计算并利用三维模型实时虚拟显示飞机在起吊状态下的位姿，包括俯仰角θ_f、滚转角θ_g以及支持点位置，如图7所示。

飞机初始位置标记之后保持不变，三维模型实际位姿和飞机姿态随测量值实时显示，飞机初始标记位置可采用颜色进行标识，并可进一步设置飞机俯仰角θ_f、滚转角θ_g的控制范围，一旦范围超出，自动报警，报警发生时，显示界面闪烁，文字放大，字体变红，进行现场检查，报警解除后，继续显示飞机姿态，直至最终状态。

上述实施例公开的飞机结构强度试验全机地面起吊位姿监测方法，在飞机起吊过程中，利用三个位移传感器实时监测机身前段、左机翼、右机翼上三个测点的位置值，以此能够自定的快速迭代计算得到飞机俯仰角、滚转角以及飞机上任意点的位置，实现对飞机位姿的监测，且可利用三维模型进行实时的虚拟显示，从而能够方便的实时掌握飞机位姿，降低起吊过程的风险。

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 (4)

1.一种飞机结构强度试验全机地面起吊位姿监测方法，其特征在于，包括：

在机身前段P₁测点、左机翼P₂测点、右机翼P₃测点，对称布置位移传感器；

以飞机航向为x轴方向，以P₂测点、P₃测点的连线为y轴方向，以P₂测点、P₃测点连线的中点为原点，以飞机航向向后为x轴正方向，飞机展向向右为y轴正方向，垂向向上为z轴正方向，构建全局坐标系；

取P₂测点、P₃测点连线的中点为O点；

在飞机起吊过程中，以上一时刻的飞机俯仰角θ_f、飞机滚装角θ_g，计算扣除飞机滚转角θ_g变化影响的P₁测点、O点全局坐标系下沿z轴的坐标变化量

其中，

Δz₁ ⁽ⁱ⁾为位移传感器测得P₁测点第i次的位移量；

Δz_O ⁽ⁱ⁾为O点第i次的位移量；

Δz₂ ⁽ⁱ⁾为位移传感器测得P₂测点第i次的位移量；

Δz₃ ⁽ⁱ⁾为位移传感器测得P₃测点第i次的位移量；

以计算所得迭代计算飞机俯仰角θ_f、飞机滚转角θ_g：

其中，

x₁ ⁽⁰⁾为初始状态下P₁测点在全局坐标系下的x坐标；

x_O ⁽⁰⁾初始状态下O点在全局坐标系下的x坐标；

z₁ ⁽⁰⁾为初始状态下P₁测点在全局坐标系下的z坐标；

z_O ⁽⁰⁾初始状态下O点在全局坐标系下的z坐标；

y₂ ⁽⁰⁾为初始状态下P₂测点在全局坐标系下的y坐标；

y₃ ⁽⁰⁾为初始状态下P₃测点在全局坐标系下的y坐标；

直至迭代计算所得飞机俯仰角θ_f、飞机滚转角θ_g与上一次迭代值偏差小于设定值，将迭代计算所得飞机俯仰角θ_f、飞机滚转角θ_g作为当前时刻的飞机俯仰角θ_f、飞机滚转角θ_g。

2.根据权利要求1所述的飞机结构强度试验全机地面起吊位姿监测方法，其特征在于，

直至迭代计算所得飞机俯仰角θ_f、飞机滚转角θ_g与上一次迭代值偏差小于设定值，具体是小于0.1％。

3.根据权利要求1所述的飞机结构强度试验全机地面起吊位姿监测方法，其特征在于，

设定初始状态下，飞机俯仰角θ_f、飞机滚装角θ_g为0。

4.根据权利要求1所述的飞机结构强度试验全机地面起吊位姿监测方法，其特征在于，

还包括：

在飞机起吊过程中，以飞机俯仰角θ_f、飞机滚转角θ_g计算飞机上任意P_r点的位置：

z_r ⁽ⁱ⁾＝z_r ⁽⁰⁾+Δz_r ⁽ⁱ⁾；

其中，

z_r ⁽ⁱ⁾为在全局坐标系下的x坐标P_r点第i次的z坐标；

Δz_r ⁽ⁱ⁾为P_r点第i次的位移量；

x_r ⁽⁰⁾为初始状态下P_r点在全局坐标系下的x坐标；

y_r ⁽⁰⁾为初始状态下P_r点在全局坐标系下的y坐标；

z_r ⁽⁰⁾为初始状态下P_r点在全局坐标系下的z坐标。