飞机重心测量技术在航空维修领域的应用研究

钱玉生，张岩，董坤林

（国营芜湖机械厂，安徽 芜湖 241007）

确定飞机的重量和重心位置，在飞机设计、维修以及飞机的飞行中都有其非常重要的意义，特别是在其安全性要求上尤显重要。依据原理不同，物体重心测量方法分为悬挂法、引力法、力矩平衡法、质量矩守恒法等。而对于飞机这种大型物件，一般采用力矩平衡法进行测量。根据测量方式的不同，主要有平台式、悬挂式、千斤顶式，本文所述重心测量方法指的是基于力矩平衡的千斤顶式测量方法。

1 重心对飞机操纵性的影响

飞机在空中的运动，均可以等效为飞机各部分随飞机重心移动和转动的合成。飞行员在空中操纵飞机，都是通过驾驶杆输入操纵信号，该操纵信号无论是通过电信号传输还是机械杆系传输，反映的都是通过舵面偏转改变飞机的空气动力和力矩，以保持或者改变飞机重心的移动速度和飞机绕重心的转动角速度。将飞机等效成一个质点，飞机的重心移动速度的取决于作用在飞机上的外力平衡；将飞机等效成一个刚体，飞机绕重心角速度的变化取决于作用其上的外力矩平衡。

由此可见，飞机飞行性能的受飞机平衡状态的影响很大，而飞机的平衡状态又与重心位置密切相关，所以重心对飞行性能和操作性的影响是决定性的。

2 测量系统的组成及基本原理

2.1 测量系统的组成

该测量系统由千斤顶、测力传感器、称重控制系统、抗侧向力滑板等组成。其中控制系统包括PLC（逻辑运算和通信）、触摸屏（操作、监控）、电源。

2.2 测量系统基本工作原理

系统的基本原理是由安装在千斤顶举升头部的传感器，将感知的力信号传给数字模块进行采集和A/D 转换，将信号传给PC 机，PC 机利用相关软件对所传输的信号进行分析、解算和处理，将处理的飞机重心数据显示在电脑显示屏上。测量系统原理见图1。

图1 飞机重心测量系统原理图

2.3 抗侧向力滑板的作用

千斤顶顶升过程中，由于飞机机翼或机身刚度的原因，顶升后都会引起机身绕性变形，千斤顶加载点一般会向两内侧偏移。由于地面摩擦力阻止千斤顶移动，千斤顶会受到机体施加一倾覆力矩，即传感器上受到一侧向力。

千斤顶受倾覆力矩以及传感器受侧向力的介入，直接影响着系统的测量精度和稳定性，同时也存在着测量过程的安全性。

一般千斤顶通过球头和球窝对飞机机体进行连接并传递支撑力，传感器受力情况见图2，作用力F 可以分解为水平方向的分力F水平和垂直方向的分力F垂直。传感器只能对F垂直进行测量，无法测量F水平，导致测量数据比实际数据小，降低了传感器测量精度。受侧向力F 的球头和球窝受力点均在其侧面。从受力角度分析，该侧向力有向球窝的底部移动的趋势，因此该侧向力是动态的，也是不稳定的，导致飞机重心测量系统的测量处于不稳定状态。甚至使测量无法进行或者测量结果是失效的。如果飞机重量达到一定程度，其产生的侧向力超限会使传感器损坏，间接导致整个测量系统失效。

为消除或减小飞机施加于测力传感器侧向力的影响，在千斤顶支脚与地面之间脚支撑处添置抗侧向力滑板。其组成分别为上滑板、下滑板和橡胶弹簧等部件（见图3），上、下滑板接触面采用摩擦系数非常小的材料，当上滑板受到横向力作用时，上滑板可通过压缩橡胶弹簧，接触下滑板实现在360°范围内±30mm 滑移，测量工作结束后可以自动回位。

通过改变飞机施加于受力传感器力的方向，减小侧向力影响，有效地保证了系统测量精度。

图2 测力传感器受力简图

图3 抗侧向力滑板结构图

3 整机重心测量

3.1 待测飞机坐标系的建立

X 轴与飞机水平基准线重合，逆航向为正；Y 轴垂直于X轴，位于飞机的对称平面内，距机头1135mm 处，向上为正；O 点为X 轴与Y 轴的交点，为坐标系原点；Z 轴通过原点O，垂直于XOY 平面，顺航向向左为正。

3.2 测量时机

当飞机处于下列任一情况时，均需对飞机进行重心测量：飞机在新基地接收时；飞机进行全面检测或被修理时；因不同类型的操作或任务设备发生变化时；空勤报告令人不满意的飞行品质时。

3.3 待测飞机状态准备

被测量的空机状态的飞机应由配套技术状态文件规定的结构、动力燃油系统、机载固定设备组成。其中，结构重量包括飞机表面喷漆；燃油系统中包括浸湿在聚氨酯泡沫塑料中的燃油；电子战分系统不含代替干扰弹的插件；武器系统包含翼尖发射装置，但是不含航炮的炮弹和弹链，以及任何外挂武器及挂架；氧气系统不含氧气；座椅包括弹射弹及含救生包；液压系统中包括符合规定使用要求的液压油。

3.4 重心测量方法

（1）空机状态飞机重量

W=P前+P主左+P主右

式中：W 是空机状态飞机重量；P前是前千斤顶测力传感器读数；P主左是左主千斤顶测力传感器读数；P主右是右主千斤顶测力传感器读数。

（2）重心计算

34 框顶窝投影点连线到飞机绝对重心位置距离：

X1=P前/W·L（m）

式中：L 是前顶窝与34 框顶窝连线距离；空机状态飞机纵向绝对重心位置：

X=S+a-X1

机翼平均气动弦前缘点纵向坐标为S。

相对重心：

X=（a-X1）/bA×100%

式中：bA 是飞机平均气动力弦长；a 是平均气动力弦前缘点在地面投影点到34 框2 个顶窝在地面投影点连线的距离。

从上述公式可以看出，飞机重心数据变化量主要为三个千斤顶测力传感器数值，其他数据为空间距离，为飞机设计、制造状态的固有属性，均为常量。基于此，飞机重量重心测量系统的软件设计采用模块化、通过设计动态密码，采用软件编程开发了窗口界面设计，如图4 所示，便于人机交互信息读取。同时，为便捷测算飞机重心，嵌入式设计了飞机重心坐标测量的程序，将重心测算公式嵌入飞机重量重心测量系统内，并根据测力传感器输入量，计算出实际的飞机空机重心坐标，而且可以通过重量、重心修正以及参数修正选项，计算出飞机的使用空机重心坐标以及不同机型重心坐标。

图4 重心测量系统软件界面

4 结语

随着数字化技术、计算机技术、自动控制技术的发展，重心测量技术在传统测量技术上有了很大提升。尤其是在飞机后期的维护上，通过变化部分质量及力臂的测算，并将该变化量输入重心测量系统中，可以预知飞机重心变化量。从而为飞机的补强修理或系统改装具有重要的理论指导意义和经济实用价值。