一种飞机悬挂物弹射冲击作用时间段确定装置及方法与流程

1.本发明涉及飞行测量技术领域，尤其涉及一种飞机悬挂物弹射冲击作用时间段确定装置及方法。


背景技术：

2.飞机悬挂物在与飞机分离时，一般会采用弹射、导轨发射、重力投放等方式，其中弹射分离方式由于分离速度相对较高、无需悬挂物动力，对载机的安全性较高，因此被广泛使用。
3.飞机悬挂物在弹射分离过程中，会受到弹射冲击的作用，因此需要提出弹射冲击条件用以对验证飞机悬挂物是否耐受弹射冲击环境。为了准确制定弹射冲击条件，会采用地面弹射试验中对弹射冲击环境进行测量，测量结果如图1所示。
4.为了确定弹射冲击的作用时间段，须从弹射装置引出弹射开始信号、从悬挂物上引出发射装置
‑
悬挂物分离信号；或者是采用时统装置发出信号，由高速摄影和冲击测量设备同时记录时统信号，试验后根据高速摄影判断弹射冲击的开始和结束时刻。
5.这两种方法为确定冲击作用时间段，都需要增加额外的装置，系统相对复杂，同时提高了试验成本。
6.另外，现有的弹射冲击作用时间段确定过程中，由于测量误差的存在，经常误把悬挂物触地引起的冲击信号作为弹射冲击信号，使得时间段测量精度低。


技术实现要素：

7.鉴于上述的分析，本发明实施例旨在提供一种飞机悬挂物弹射冲击作用时间段确定装置及方法，用以解决现有弹射冲击作用时间段确定过程中测量装置复杂以及测量精度低的问题。
8.一方面，本发明实施例提供了一种飞机悬挂物弹射冲击作用时间段确定方法，包括以下步骤：
9.在悬挂物上布置冲击测量传感器和过载测量传感器；
10.进行地面弹射试验，获取悬挂物冲击信号、过载信号形成冲击信号曲线以及过载信号曲线；
11.基于所述冲击信号曲线、过载信号曲线确定弹射冲击起始时刻t1、悬挂物触地时刻t3、弹射冲击结束时刻t4；
12.确定弹射冲击作用时间段，该时间段即为[t1，t4]。
[0013]
进一步，所述确定弹射冲击起始时刻t1包括：在冲击信号曲线中找到初始噪声n1，所述t1为弹射冲击信号幅值第一次到达m倍初始噪声n1之前的最后一个冲击信号对应的时刻。
[0014]
进一步，所述确定悬挂物触地时刻t3包括：在过载信号曲线中找出符合变化
‑
零
‑
变化
‑
震荡衰减的特征段，将其中幅值为零的时间段起点作为飞机
‑
悬挂物分离时刻t2，幅
值为零的时间段终点作为悬挂物触地时刻t3。
[0015]
进一步，所述确定弹射冲击结束时刻t4包括：在冲击信号曲线中找出在悬挂物触地时刻t3前的最大冲击幅值amax，t3前最后一个幅值为p
·
amax的冲击信号对应的时刻即为弹射冲击结束时刻t4。
[0016]
进一步，所述m取值为1.3
‑
2；所述p的取值为8％
‑
13％。
[0017]
进一步，所述冲击测量传感器布置在悬挂物刚度较好的位置，测量方向为x、y、z向；所述过载测量传感器布置在悬挂物质心位置，测量方向为x、y、z中的其中一向，或者是三方向都测量。
[0018]
进一步，所述冲击测量传感器量程为
±
500g；所述过载测量传感器为具有零频测量能力的电容式或压阻式过载传感器，量程为
±
50g；所述两个传感器的频率范围为10hz～2000hz。
[0019]
进一步，所述弹射冲击起始时刻t1取为t1
‑
δt，所述弹射冲击结束时刻t4取为(t3 t4)/2，所述δt为10
‑
50ms。
[0020]
另一方面，本技术还提供了一种飞机悬挂物弹射冲击作用时间段确定装置，该装置包括如下部件：
[0021]
冲击测量传感器和过载测量传感器，均布置在悬挂物上，分别用于测量悬挂物的冲击信号和过载信号；
[0022]
数据采集单元，与冲击测量传感器、过载测量传感器连接，用于采集地面弹射试验过程中悬挂物的冲击信号、过载信号，形成冲击信号曲线、过载信号曲线；
[0023]
数据处理单元，与数据采集单元连接，基于所述冲击信号曲线、过载信号曲线，确定冲击作用时间段。
[0024]
进一步，所述数据处理单元包括：
[0025]
冲击信号起始时刻确定模块，用于在冲击信号曲线中找到初始噪声n1，将弹射冲击信号幅值第一次到达m倍初始噪声n1之前的最后一个冲击信号对应的时刻作为冲击信号起始时刻t1输出；
[0026]
悬挂物触地时刻确定模块，用于在过载信号曲线中找出符合变化
‑
零
‑
变化
‑
震荡衰减的特征段，将其中幅值为零的时间段起点作为飞机
‑
悬挂物分离时刻t2输出，将幅值为零的时间段终点作为悬挂物触地时刻t3输出；
[0027]
冲击信号结束时刻确定模块，用于在冲击信号曲线中找出在悬挂物落地时刻t3前的最大冲击幅值amax，t3前最后一个幅值为p
·
amax的冲击信号对应的时刻作为弹射冲击结束时刻t4输出；
[0028]
弹射冲击作用时间段确定模块，用于确定弹射冲击作用时间段为[t1，t4]；
[0029]
所述m取值为1.3
‑
2；所述p的取值为8％
‑
13％。
[0030]
与现有技术相比，本发明至少可实现如下有益效果之一：
[0031]
1、本技术通过在悬挂物上安装冲击测量传感器和过载测量传感器，直接测量悬挂物在弹射冲击试验中的冲击信号和弹射信号，形成冲击信号曲线以及弹射信号曲线，并根据两曲线确定出弹射冲击作用时间段，相比于现有技术中的测量装置，本技术测量装置简单易操作。
[0032]
2、本技术通过冲击信号曲线和过载信号曲线能够确定出弹射冲击起始时刻t1、飞
机
‑
悬挂物分离时刻t2、悬挂物触地时刻t3、弹射冲击结束时刻t4，在确定出悬挂物触地时刻t3后，需要找到冲击信号曲线中在悬挂物落地时刻t3前的最大冲击幅值amax，t3前最后一个幅值为p
·
amax的冲击信号对应的时刻作为弹射冲击结束时刻t4，由于本技术中确定出了悬挂物触地时刻t3，并且t4取为t3之前的某个满足要求的时刻，因此能够避免将悬挂物触地引起的冲击误判为弹射冲击，能够提高弹射冲击作用时间段的测量精度。
[0033]
本发明中，上述各技术方案之间还可以相互组合，以实现更多的优选组合方案。本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分优点可从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过说明书以及附图中所特别指出的内容中来实现和获得。
附图说明
[0034]
附图仅用于示出具体实施例的目的，而并不认为是对本发明的限制，在整个附图中，相同的参考符号表示相同的部件。
[0035]
图1为弹射冲击作用时间段确定方法的流程图；
[0036]
图2为弹射冲击信号曲线示意图；
[0037]
图3为过载信号曲线示意图；
[0038]
图4为弹射冲击初始阶段的放大信号曲线图；
[0039]
图5为悬挂物触地时刻前的冲击信号曲线放大图；
[0040]
图6为弹射冲击作用时间段确定装置示意图。
具体实施方式
[0041]
下面结合附图来具体描述本发明的优选实施例，其中，附图构成本技术一部分，并与本发明的实施例一起用于阐释本发明的原理，并非用于限定本发明的范围。
[0042]
实施例1
[0043]
本发明的一个具体实施例，公开了一种飞机悬挂物弹射冲击作用时间段确定方法，如图1所示，该方法包括如下步骤：
[0044]
s1、在悬挂物上布置冲击测量传感器和过载测量传感器；
[0045]
具体的，冲击测量传感器一般布置在悬挂物刚度较好的部位，测量方向为x、y、z向；过载测量传感器布置在悬挂物质心位置，测量方向为x、y、z向均可，也可以是三方向都测量。
[0046]
具体的，所述冲击测量传感器可以选用pcb公司的354c02型三轴加速度传感器，量程为
±
500g；
[0047]
所述过载测量传感器为具有零频测量能力的电容式或压阻式过载传感器，可以选用pcb公司的3713系列三轴加速度传感器，量程为
±
50g；
[0048]
所述两个传感器的频率范围为10～2000hz。
[0049]
s2、进行地面弹射试验，获取悬挂物冲击信号、过载信号形成冲击信号曲线以及过载信号曲线；
[0050]
地面弹射试验是指在地面上，飞机不起飞的状态下，利用机载弹射装置对悬挂物进行弹射试验。
[0051]
试验前，在悬挂物上安装冲击测量传感器和过载测量传感器，通过电缆将每个传感器连接到数据采集单元；数据采集单元与数据处理单元布置在地面上距离悬挂物几十米远的位置；数据采集单元和数据处理单元可以是两个独立的部件，二者之间通过网线进行数据传输；或者，数据采集单元与数据处理单元集成在一台计算机中。数据采集单元将采集到的冲击信号和过载信号传输至数据处理单元。上述测量装置连接好之后，便可开始地面弹射试验。
[0052]
具体的，采用机载弹射装置对悬挂物进行弹射，弹射过程中采集冲击数据和过载数据，悬挂物落地后停止采集。
[0053]
所述数据采集单元包括冲击测量采集通道、过载测量采集通道；冲击测量采集通道和过载测量采集通过均包括采样电路、低通滤波电路，归一化处理模块；
[0054]
具体的，对于冲击测量采集通道，采样电路采样率大于10khz；低通滤波电路的滤波频率为2
‑
5khz；
[0055]
对于过载测量通道，采样电路的采样频率大于500hz，低通滤波电路的滤波频率为100
‑
200hz；
[0056]
本技术不对采样电路和低通滤波电路的具体结构进行限定，凡是满足要求的采样电路和低通滤波电路都在本技术的保护范围内。
[0057]
为便于后续数据处理，冲击测量通道和过载测量通道中均设置了归一化处理模块，对经过采样、滤波之后的数据进行归一化处理，最终得到的冲击信号曲线和过载信号曲线是归一化之后的数据。如图2和3所示，分别为弹射冲击信号曲线、过载信号曲线。
[0058]
s3、基于所述冲击信号曲线、过载信号曲线确定弹射冲击起始时刻t1、悬挂物触地时刻t3、弹射冲击结束时刻t4；
[0059]
s31、确定弹射冲击起始时刻t1；
[0060]
所述确定弹射冲击起始时刻t1包括：在冲击信号曲线中找到初始噪声n1，所述t1为弹射冲击信号幅值第一次到达m倍初始噪声n1之前的最后一个冲击信号对应的时刻。
[0061]
所述m值为1.3
‑
2；
[0062]
优选的，m值取1.5。
[0063]
具体的，首先要确定弹射冲击信号的初始噪声n1，图4是弹射冲击初始阶段的冲击信号曲线，即图2中用椭圆线圈出的冲击信号曲线的放大图，从中求出0s～0.3s时间段的弹射冲击信号绝对值的最大值，为0.004577，即为n1，则弹射冲击信号达到第一个1.5倍n1前的最后一个冲击信号对应的时刻是0.48s，为弹射冲击起始时刻，记为t1。
[0064]
s32、确定悬挂物触地时刻t3；
[0065]
所述悬挂物触地时刻t3包括：在过载信号曲线中找出符合变化
‑
零
‑
变化
‑
震荡衰减的特征段，将其中幅值为零的时间段起点作为飞机
‑
悬挂物分离时刻t2，幅值为零的时间段终点作为悬挂物触地时刻t3。
[0066]
具体的，根据弹射冲击的物理过程，可以确定在弹射冲击作用过程中，悬挂物上过载信号应持续变化，而当悬挂物与飞机分离后，由于失去了弹射力的作用，过载信号为恒定值零，而当悬挂物触地过程中，还会因地面给悬挂物的作用力，导致悬挂物上过载信号发生变化，并可能呈现震荡衰减的特点。过载信号如图3所示，在过载信号曲线中查找符合变化
‑
零
‑
变化
‑
震荡衰减的特征段，并将其中为零的时间段起点(0.79s)作为飞机
‑
悬挂物分离时
刻，记为t2，将幅值为0的时间段终点(即从零到变化的转折点)(0.95s)，为悬挂物触地时刻，记为t3；
[0067]
需要说明的是，上述特征段中幅值为零的曲线段是相对于过载信号曲线中其他具有较大幅值波动的曲线段而言的，实际上由于测量中不可避免的存在背景噪声，上述幅值为零的曲线段是指仅存在背景噪声，而没有实际过载信号的曲线段。
[0068]
s33、确定弹射冲击结束时刻t4；
[0069]
所述确定弹射冲击结束时刻t4包括：在冲击信号曲线中找出在悬挂物触地时刻t3前的最大冲击幅值amax，t3前最后一个幅值为p
·
amax的冲击信号对应的时刻即为弹射冲击结束时刻t4。
[0070]
所述p的取值为8％
‑
13％。
[0071]
优选的，p取值为10％。
[0072]
如图5所示，是对图2冲击信号曲线在悬挂物触地时刻(0.95s)前的放大图；从图5可以查出，悬挂物触地时刻前的最大冲击幅值绝对值为0.5961，记为amax，t3前的最后一个冲击信号达到的10％amax的值为0.06033，对应的时刻为0.6776s，即为弹射冲击结束时刻，记为t4；
[0073]
s4、确定弹射冲击作用时间段，该时间段即为[t1，t4]。
[0074]
具体的，对于图2所示的冲击信号曲线，得到的冲击作用时间段为[0.48s，0.6776s]。
[0075]
确定弹射冲击作用时间段的目的是为了便于后续分析弹射冲击信号，因此为了进行后续不同位置的冲击信号分析，试验时可以安装多个冲击测量传感器，因此会得到多个冲击信号曲线，由于每个传感器的安装位置不同，测量得到的冲击信号曲线也会稍有差别，为使得本技术弹射作用时间段确定方法能够适用于这些具有差别的冲击信号曲线，优选的，所述弹射冲击起始时刻t1取为t1
‑
δt，所述弹射冲击结束时刻t4取为(t3 t4)/2，所述δt为10
‑
50ms；如此设置，能够使得确定出的弹射冲击作用时间段能够适用于所有传感器对应的冲击信号曲线，而无需对每一个冲击信号曲线都重复的执行本方法得到弹射冲击作用时间段，提高了数据处理效率。
[0076]
具体的，弹射冲击开始时刻取为t1前的10ms～50ms，结束时刻取为(t4 t3)/2，代入前述数值后，弹射冲击分析时间段取为[0.47s，0.8138s]。
[0077]
实施例2
[0078]
本发明另外一个实施例提供了一种飞机悬挂物弹射冲击作用时间段确定装置，如图6所示，该装置包括如下部件：冲击测量传感器、过载测量传感器、数据采集单元、数据处理单元。
[0079]
冲击测量传感器和过载测量传感器，均布置在悬挂物上，分别用于测量悬挂物的冲击信号和过载信号；
[0080]
冲击测量传感器一般布置在刚度较好的部位，测量方向为x、y、z向；过载测量传感器布置在悬挂物质心位置，测量方向为x、y、z向均可，也可以是三方向都测量。
[0081]
具体的，所述冲击测量传感器可以选用pcb公司的354c02型三轴加速度传感器，量程为
±
500g；
[0082]
所述过载测量传感器为具有零频测量能力的电容式或压阻式过载传感器，可以选
用pcb公司的3713系列三轴加速度传感器，量程为
±
50g；
[0083]
所述两个传感器的频率范围为10～2000hz。
[0084]
数据采集单元，通过电缆与冲击测量传感器、过载测量传感器连接，用于采集地面弹射试验过程中悬挂物的冲击信号、过载信号，形成冲击信号曲线、过载信号曲线；
[0085]
所述数据采集单元包括冲击测量采集通道、过载测量采集通道；冲击测量采集通道和过载测量采集通过均包括采样电路、低通滤波电路，归一化处理模块；
[0086]
具体的，对于冲击测量采集通道，采样电路采样率大于10khz；低通滤波电路的滤波频率为2
‑
5khz；
[0087]
对于过载测量通道，采样电路的采样频率大于500hz，低通滤波电路的滤波频率为100
‑
200hz；
[0088]
本技术不对采样电路和低通滤波电路的具体结构进行限定，凡是满足要求的采样电路和低通滤波电路都在本技术的保护范围内。
[0089]
为便于后续数据处理，冲击测量通道和过载测量通道中均设置了归一化处理模块，对经过采样、滤波之后的数据进行归一化处理，最终得到的冲击信号曲线和过载信号曲线是归一化之后的数据。
[0090]
数据处理单元，与数据采集单元连接，基于所述冲击信号曲线、过载信号曲线，确定冲击作用时间段。
[0091]
数据采集单元与数据处理单元布置在地面上距离悬挂物几十米远的位置；数据采集单元和数据处理单元可以是两个独立的部件，二者之间通过网线进行数据传输；或者，数据采集单元与数据处理单元集成在一台计算机中。
[0092]
所述数据处理单元包括：
[0093]
冲击信号起始时刻确定模块，用于在冲击信号曲线中找到初始噪声n1，所述t1为弹射冲击信号幅值第一次到达m倍初始噪声n1之前的最后一个冲击信号对应的时刻。
[0094]
悬挂物触地时刻确定模块，用于在过载信号曲线中找出符合变化
‑
零
‑
变化
‑
震荡衰减的特征段，将其中幅值为零的时间段起点作为飞机
‑
悬挂物分离时刻t2输出，将幅值为零的时间段终点作为悬挂物触地时刻t3输出；
[0095]
冲击信号结束时刻确定模块，用于在冲击信号曲线中找出在悬挂物落地时刻t3前的最大冲击幅值amax，t3前最后一个幅值为p
·
amax的冲击信号对应的时刻作为弹射冲击结束时刻t4输出；
[0096]
弹射冲击作用时间段确定模块，用于确定弹射冲击作用时间段为[t1，t4]；
[0097]
所述m取值为1.3
‑
2；所述p的取值为8％
‑
13％。
[0098]
本领域技术人员可以理解，实现上述实施例方法的全部或部分流程，可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的程序可存储于计算机可读存储介质中。其中，所述计算机可读存储介质为磁盘、光盘、只读存储记忆体或随机存储记忆体等。
[0099]
以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，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。