一种500公斤级飞机整机重量特性高精度测量方法与流程

1.本技术属于飞机测量技术领域，具体涉及一种500公斤级飞机整机重量特性高精度测量方法。


背景技术：

2.飞机重量特性是飞机总体设计的最重要参数之一，重量特性参数测量精度直接影响飞控系统设计。飞机重量、重心测量设备是每型飞机的基本保障设备，用于飞机试制过程中全机重量特性测量，传统的重量特性测量设备由满足量程需求和精度需求的多个重量传感器、综合控制平台、侧向力补偿盘组成，通过千斤顶多点支撑方式实现测量，该方法适用于大吨位飞机重量特性测量，并且要求飞机设计水平测量点及千斤顶支撑顶窝，可实现水平方向重心与重量测量，无法实现垂直方向重心与转动惯量测量，且无法完全消除侧向力，测量结果存在一定误差，一般仅适用于大吨位飞机重量特性测量。
3.随着目前十四五战略预研发明快速推进，缩比验证机呈现井喷式发展，重量级别逐渐增大，且很多都是采用火箭助推起飞模式，对验证机重量特性精度要求非常高，特备是y向重心，直接影响飞机火箭助推起飞安全，精度要求达到
±
5mm，传统的大吨位飞机重量特性测量技术无法满足要求。


技术实现要素：

4.为了解决上述问题，本技术提供一种500公斤级飞机整机重量特性高精度测量方法，基于重量特性综合测试台实现三轴向重量特性参数测量技术，通过轻质化夹具设计与建立测量误差补偿方法，实现整机重量特性参数高精度测量，特别是对500公斤级左右的飞机整机重量特性的高精度测量。
5.本技术提供的500公斤级飞机整机重量特性高精度测量方法，主要包括：步骤s1、分别测量在飞机在不同安装姿态下，位于测试台上的飞机与坐标转换机构组合体的重量特性，所述坐标转换机构为设置在飞机与测试台之间的夹具，所述夹具能够调整飞机处于不同安装姿态；步骤s2、在与飞机不同安装姿态对应的姿态下，分别单独测量坐标转换机构的重量特性；步骤s3、依据重心测量坐标系与飞机重心坐标系之间相对转换关系，确定飞机重量特性；步骤s4、分别计算坐标转换机构的转动惯量i
h1
、坐标转换机构与飞机组合体的转动惯量i
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，飞机重心距测量平台转轴的距离d，从而确定飞机的转动惯量。
6.优选的是，步骤s1之前进一步包括采用500公斤标准砝码对所述测试台进行标定。
7.优选的是，所述坐标转换机构用于控制飞机在测试台上的安装姿态包括水平安装姿态、侧向安装姿态及竖直安装姿态。
8.优选的是，所述坐标转换机构重量不超过所述飞机重量的1/3。
9.优选的是，步骤s3之前，进一步包括：设置至少四个定位点，根据飞机安装姿态与测试台相对位置关系，以及各定位点在重心测量坐标系与飞机重心坐标系下的坐标数据，计算重心测量坐标系与飞机重心坐标系相对转换关系。
10.优选的是，步骤s4，所述坐标转换机构或者组合体的转动惯量通过以下公式计算：；其中，k为系统惯性测量作用参数，为阻尼系数，m为被测刚体的质量，l为被测刚体重心至系统扭摆轴线距离，t为测试台摆动周期。
11.优选的是，所述阻尼系数包括系统阻尼系数与气动阻尼系数，其中，所述系统阻尼系数通过多个相邻周期的振幅值计算并求平均值获得。
12.优选的是，所述被测刚体重心至系统扭摆轴线距离的测量时进一步包括：基于激光跟踪仪确定传感器与飞机相对位置关系及飞机姿态。
13.本技术提高了飞机整机重量特性的测量精度。
附图说明
14.图1为本技术实施例提供的一种500公斤级飞机整机重量特性高精度测量方法的流程图。
15.图2为夹具重量对飞机重量特性测量影响参数变化曲线示意图。
具体实施方式
16.为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施方式中的附图，对本技术实施方式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。所描述的实施方式是本技术一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本技术，而不能理解为对本技术的限制。基于本技术中的实施方式，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方式，都属于本技术保护的范围。下面结合附图对本技术的实施方式进行详细说明。
17.本技术提出了一种500公斤级飞机（整机）重量特性高精度测量技术，利用重量特性综合测试台，通过设计轻质工装夹具、统筹试验发明与试验流程、建立试验数据处理与误差修正方法，实现500公斤级别飞机（整机）重量特性高精度测量，并给出测量案例分析。
18.本技术提供了一种500公斤级飞机整机重量特性高精度测量方法，如图1所示，主要包括：步骤s1、分别测量在飞机在不同安装姿态下，位于测试台上的飞机与坐标转换机构组合体的重量特性，所述坐标转换机构为设置在飞机与测试台之间的夹具，所述夹具能够调整飞机处于不同安装姿态；步骤s2、在与飞机不同安装姿态对应的姿态下，分别单独测量坐标转换机构的重量特性；
步骤s3、依据重心测量坐标系与飞机重心坐标系之间相对转换关系，确定飞机重量特性；步骤s4、分别计算坐标转换机构的转动惯量i
h1
、坐标转换机构与飞机组合体的转动惯量i
h2
，飞机重心距测量平台转轴的距离d，从而确定飞机的转动惯量。
19.本技术在步骤s1之前首先需要确定坐标转换机构设计方案。
20.坐标转换机构应具有简易的接口装置，须满足试验件和测量平台的接口与强度要求，并且应根据试验工况具体需求，可调整试验件安装姿态，实现三个方向重量特性参数测量。
21.本技术的坐标转换机构同时考虑了轻量化设计，通过骨架结构形式搭建了飞机整机固定空间，用于控制飞机处于不同的安装姿态，从而降低坐标转换机构重量对试验精度的影响，假设坐标转换机构重量是飞机重量的1/k，根据图2可以看出，在保证刚度、强度前提下，重量越小越好，当坐标转换机构重量为飞机重量1/3时，影响系数处于收敛区间，为了保证测量精度要求，坐标转换机构重量最大为飞机重量的1/3。
22.本技术的坐标转换机构用于控制飞机在测试台上的安装姿态，包括水平安装姿态、侧向安装姿态及竖直安装姿态，其中，水平安装姿态是飞机处于正常的地面放置姿态，机轮位于下方，侧向安装姿态是飞机一侧机翼向下，另一侧机翼向上的安装姿态，竖直安装姿态是机头朝上，尾翼朝下的安装姿态。
23.在一些可选实施例中，步骤s3之前，进一步包括：设置至少四个定位点，根据飞机安装姿态与测试台相对位置关系，以及各定位点在重心测量坐标系与飞机重心坐标系下的坐标数据，计算重心测量坐标系与飞机重心坐标系相对转换关系。
24.本技术的定位点在飞机重心坐标系下可以通过三维数模直接测量得到，在测量坐标系下是通过激光跟踪仪精确测量得到，为了保证测量精度，一般情况下选取4个或以上定位点，例如在机头、机尾及左右机翼四个位置处分别选取一个定位点。
25.本技术根据以往型号重量特性测量经验及流程，进一步优化设计500公斤级别整机重量特性测量方案，试验主要流程设计如下：（1）测试台高精度标定，以500公斤标准砝码对测试台标定；（2）飞机与坐标转换机构组合体的重量特性测量，包括三轴向重量参数测量及定位点测量；（3）坐标转换机构重量特性测量。
26.试验数据主要处理方法设计如下：（1）根据飞机安装方位与测试台相对位置关系，以及各定位点在两个坐标系下的坐标数据，计算重心测量坐标系与飞机重心坐标系相对转换关系，依据重心测量平台坐标系与飞机重心坐标系之间相对转换关系，确定飞机重心（x、y、z）（飞机重心坐标系）；（2）依据转动惯量测量试验方法，分别计算坐标转换机构的转动惯量i
h1
、飞机与坐标转换机构组合体的转动惯量i
h2
，以及飞机重心距测量平台转轴的距离d，则飞机的转动惯量为：（3）转动惯量修正方法设计，综合测试台转动惯量测量原理为：
；式中，k为系统惯性测量作用参数，为常量。为阻尼系数，包括系统阻尼系数、气动阻尼系数：测量被测物体做扭摆运动的振幅值，对扭摆过程中扭摆角变化进行测量，利用多个相邻周期的振幅值计算得到多个系统阻尼系数，求平均值以提高精度。为被测刚体的质量，为被测刚体重心至系统扭摆轴线距离：本技术采用柔性测量技术（采用激光跟踪仪等先进定位设备确定传感器与飞机相对位置关系、飞机姿态，可减小飞机姿态调整误差和传感器侧向力等），t为测试台摆动周期。
27.本技术通过反复安装、定位附加测量误差修正：采用先进定位设备准确定位被测物与扭摆系统相对位置关系。
28.下面通过具体的实例并结合附图对本发明作进一步详细描述，利用本发明方案完成整机重量特性参数测量。
29.某飞机理论重量特性参数如下：重量520.1kg，重心x为2.616m，y为0.213m，z为0.001m，转动惯量ixx为45.75kgm2，iyy为210.37kgm2，izz为185.69kgm2。
30.根据工装夹具设计要求，最大重量状态为156.1kg，是飞机重量的3/10,满足不大于飞机重量1/3的设计要求。
31.定位点测量数据见表1，重量、重心测量试验数据见表2，转动惯量测量试验数据见表3，根据试验数据处理方法得到飞机重量特性实测数据见表4。
32.表1 定位点坐标数据
表2 重量、重心测量试验数据
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本技术主要分为飞机整机重量特性测量及惯性测量，表1及表2给出了重量特征的测量参数，重量特性测量主要包括重心测量及飞机重量测量，在重心测量坐标系下，通过三个传感器分别获得飞机 试验夹具重量、重心，以及单独试验夹具的重量、重心，之后两个状态做差值，就得到飞机在测量坐标系下的重量参数，表2中，当飞机 试验夹具位于水平姿态时（表2中通过（x、y）来表示），能够在重心测量坐标系下得到三个传感器数据，进而获得飞机重量及在重心测量坐标系下的组合体重心坐标（即对应于表2中的行为“飞机 试验夹具重量、重心（x、y）”、列为“重心x”及列为“重心y”的数据），当飞机 试验夹具位于竖直姿态时（表2中通过（x、z）来表示），能够在重心测量坐标系下得到三个传感器数据，进而获得飞机重量及在重心测量坐标系下的组合体重心坐标（即对应于表2中的行为“飞机 试验夹具重量、重心（x、z）”、列为“重心x”及列为“重心y”的数据）, 当飞机 试验夹具位于侧向姿态时（表2中通过（y、z）来表示），能够在重心测量坐标系下得到三个传感器数据，进而获得飞机重量及在重心测量坐标系下的组合体重心坐标（即对应于表2中的行为“飞机 试验夹具重量、重心（y、z）”、列为“重心x”及列为“重心y”的数据）,同理，能够获得单独夹具的三个姿态的重量特性数据。
33.表3 转动惯量测量试验数据表3中，ixx，iyy，izz分别表示飞机 试验夹具或者单独试验夹具在测量台上的安装姿态，即水平安装姿态、侧向安装姿态及竖直安装姿态。
[0034] 表4 重量特性测量试验结果根据测量结果可以看出本发明实现了整机重量特性高精度测量，y向重心测量误差为2mm，满足5mm精度要求。
[0035]
虽然，上文中已经用一般性说明及具体实施方案对本技术作了详尽的描述，但在本技术基础上，可以对之作一些修改或改进，这对本领域技术人员而言是显而易见的。因此，在不偏离本技术精神的基础上所做的这些修改或改进，均属于本技术要求保护的范围。