摘 要： 對飛機鐵鳥臺舵面加載系統(tǒng)加載支座的定位坐標計算方法進行研究。首先，加載支座的定位安裝坐標需要進行誤差修正，以提高整個系統(tǒng)的加載精度；其次，給出定位坐標計算的思路和方法；最后，用LabVIEW開發(fā)出可根據(jù)現(xiàn)場實測數(shù)據(jù)快速給出定位點坐標和安裝是否合格的軟件，數(shù)據(jù)可選擇性保存。

關(guān)鍵詞： 鐵鳥； 激光跟蹤儀； 舵面加載； LabVIEW

中圖分類號： TN967?34 文獻標識碼： A 文章編號： 1004?373X（2015）13?0110?04

Abstract： The positioning coordinate calculation method of loading bearing in the rudder face loading system on aircraft iron?bird platform is researched. The positioning installation coordinate of loading bearing is proceeded error correction to improve the loading accuracy of the overall system. The ideas and methods of positioning coordinate calculation are provided. The software based on LabVIEW is developed which can give the anchor point coordinate rapidly and judge whether the installment is qualified according to the field measured data， and the data can be selectively saved.

Keywords： iron?bird； laser tracker； rudder face loading； LabVIEW

0 引 言

飛機地面模擬試驗舵面加載系統(tǒng)，用于模擬飛機實際飛行中舵面承受的氣動鉸鏈力矩，為飛控系統(tǒng)作動器在地面模擬試驗中提供模擬的受載狀態(tài)，以檢驗和完善飛控系統(tǒng)在氣動鉸鏈力矩作用下的功能和性能。

為提高舵面加載系統(tǒng)的加載精度，加載支座的安裝必須修正試驗件等的裝配和制造誤差，在此基礎(chǔ)上，開發(fā)計算定位坐標的自動化軟件，可大幅度提高工作效率、避免人工計算錯誤。以多功能擾流板加載支座為例，介紹定位坐標修正誤差的計算方法，檢驗安裝合格的標準和軟件開發(fā)的關(guān)鍵點。

1 安裝難點與原則

加載支座的安裝需要做各種誤差的修正，以此保證系統(tǒng)的加載精度。激光定位存在以下難點：

（1） 須修正加載支座制造誤差；

（2） 須修正舵面轉(zhuǎn)軸安裝誤差；

（3） 須修正舵面加載接頭的裝配誤差；

（4） 滿足安裝的精度要求并保證舵面加載過程無干涉、別勁；

（5） 開發(fā)一種軟件：可根據(jù)試驗件實測數(shù)據(jù)計算出誤差，并給出誤差修正后的加載支座定位坐標和安裝是否合格的結(jié)論。

激光定位安裝遵循如下原則：

（1） 所有測量點的坐標，基于鐵鳥臺架的總體坐標系測得[1?2]，如圖1所示；

（2） 理論點坐標無法直接測量，需加工軸套將其轉(zhuǎn)換為可直接測量的工程點坐標[3]。

2 定位坐標計算方法

如圖2所示，理論上舵面轉(zhuǎn)軸軸線、支座軸線、試驗件接頭軸線三線平行，三線中心鉸點共面，舵面轉(zhuǎn)軸軸線確定了舵面加載點的運動平面。

2.1 定位坐標計算關(guān)鍵點

多功能擾流板加載作動筒為雙耳軸與加載支座連接，活塞桿端與試驗件接頭用關(guān)節(jié)軸承連接。支座安裝位置確定了加載作動筒的旋轉(zhuǎn)運動面，此平面垂直于加載支座的中心軸線且過其中心鉸點。

舵面轉(zhuǎn)軸、試驗件接頭實際安裝后與理論位置有偏差，即圖2的中心軸線1和3未必平行，且兩線的中心鉸點不一定共面。

加載支座的定位安裝須考慮安裝偏差，保證支座安裝后，加載作動筒繞加載支座的轉(zhuǎn)動無卡滯，作動筒前端單耳與驗件接頭配合無別勁。

2.2 定位坐標計算思路

多功能擾流板各軸線及定位測量點理論與實際安裝后的位置關(guān)系示意圖[4?5]，如圖3所示。

對圖3中各編號作如表1的定義。

圖3中，虛線為各軸線、測量點理論模型中的位置，關(guān)系滿足：1∥3∥2；面4⊥1⊥3⊥2；﹛C，I，F(xiàn)﹜∈面4。實線為各軸線、測量點實際安裝后的位置，由于安裝存在偏差，軸線1的位置變?yōu)閷嶋H安裝后的位置[1，]中心鉸點C由理論位置變?yōu)閷嶋H安裝后的[C]位置，其余類同。

要保持理論加載關(guān)系不變，則要求加載支座誤差修正后軸線[2]和舵面轉(zhuǎn)軸安裝后軸線[1]平行，中心鉸點[F]較[F]的偏移量和[C]的偏移量相等，則確定了誤差修正后的加載平面[4]的法向量，并要求修正后的加載平面[4]過試驗件接頭中心鉸點[I，]因此確定了[F，][D，][E]三點位置坐標和誤差修正后的加載作動筒運動平面[4，]如此就保證了理論的加載關(guān)系，使作動筒加載過程無別勁和卡滯。

對圖3中各測量點進行如表2所示的坐標定義。

2.3 定位坐標計算步驟

結(jié)合上述分析，支座定位坐標計算步驟如下：

2.3.1 測量加載支座尺寸

由于加載支座理論測量點無法直接測量，需加工測量軸套，將理論測量點轉(zhuǎn)換為可直接測量的工程測量點，光學(xué)靶球置于加載支座的軸套上，因此需要對支座加工后的尺寸進行實測[6?7]，如圖4所示。

對圖4中影響坐標計算的尺寸進行定義，見表3。

2.3.2 測量試驗件接頭安裝后坐標

用激光跟蹤儀對試驗件接頭在飛機總體坐標系中的坐標進行測量，計算出試驗件接頭中心鉸點實際安裝后較理論位置的坐標偏移量，見表2。

2.3.3 測量舵面轉(zhuǎn)軸安裝后坐標

用同樣方法對舵面轉(zhuǎn)軸耳座進行測量，并計算出其實際安裝后的坐標偏移量。

設(shè)舵面轉(zhuǎn)軸實際安裝后的中心軸線[1]的向量為[a=（l，m，n），]對[l，m，n]定義如下：

[l=xB-xAm=yB-yAn=zB-zA]

2.3.4 計算修正后實際加載運動平面[4]空間方程

設(shè)平面[4]的方程為[lx+my+nz+d=0，]其法向量同為[a=（l，m，n），]且過點[I（xI，yI，zI）]，則有：

[lx+my+nz+d=0l=xB-xAm=yB-yAn=zB-zAd=-lxG+xH2+myG+yH2+nzG+zH2]

2.3.5 計算加載支座修正后軸線2′的方程

為保證加載的理論關(guān)系和加載無卡滯，則：

（1） 支座安裝坐標須修正轉(zhuǎn)軸中心鉸點[C]的安裝偏差[ΔxC，]即[F]坐標為：

[xF=xF+ΔxCyF=yF+ΔyCzF=zF+ΔzC]

（2） 支座誤差修正后的軸線2′與轉(zhuǎn)軸實際安裝后的軸線1′平行，可得2′空間參數(shù)方程為：

[x=xF+l?ty=yF+m?tz=zF+n?t]

2.3.6 計算加載支座誤差修正后的定位坐標

圖3中，過點[I]作垂直于1′（同時垂直于2′）的面4′，面4′與2′交于一點設(shè)為[F，]為各誤差修正后的支座安裝中心鉸點位置，[F]確定后則可確定加載支座光學(xué)測量點[D]和[E]空間坐標位置，[D，][E]分別到面4′的距離為[s1，][s2，]則：

[x=xF+l?ty=yF+m?tz=zF+n?ts=lx+my+nz+dl2+m2+n2]

得：

[t=±sl2+m2+n2+l（xI-xF）+m（yI-yF）+n（zI-zF）l2+m2+n2]

式中：[z]正向取“-”，負向取“+”。

綜上，加載支座定位點[D]和[E]的安裝坐標為：

[xD=xF+l?tyD=yF+m?tzD=zF+n?txE=xF+l?tyE=yF+m?tzE=zF+n?t]

式中：[D]點[t]取負號；[E]點[t]取正號。

3 加載支座安裝合格標準

加載支座安裝是否合格的檢驗標準為：

（1） 滿足安裝精度要求；

（2） 運動過程不卡滯和別勁。

結(jié)合上述標準，規(guī)定了三條檢驗合格的內(nèi)容。

3.1 檢驗內(nèi)容一

是否滿足加載支座的安裝精度要求。即[F]實際安裝后三向坐標綜合誤差≤1.3 mm。

[ΔxF=xF實測-xFΔyF=yF實測-yFΔzF=zF實測-zFxF實測=（xD實測+xE實測）2yF實測=（yD實測+yE實測）2zF實測=（zD實測+zE實測）2]

檢驗合格條件一：

[Δ=ΔxF+ΔyF+ΔzF≤1.3 mm]

3.2 檢驗內(nèi)容二

軸線2′和1′的空間夾角是否在合理值內(nèi)。兩個軸線不平行會導(dǎo)致舵面加載點的運動平面和加載作動筒的運動平面存在偏角，使加載別勁。根據(jù)以下三點得出兩個軸線夾角的極限值。

（1） 加載支座連接孔的同軸度要求；

（2） 加載作動筒耳軸軸徑、支座孔徑公差要求；

（3） 舵面轉(zhuǎn)軸安裝后[x，y，z]三向偏差分析。

綜上分析，認為軸線1′和軸線2′夾角[θ≤]0.14°即為合格。設(shè)軸線1′向量為[a=（l，m，n），]軸線2′向量為[b=（o，p，q），]則有：

[cosa，b=a?ba?bl=xB-xAm=yB-yAn=zB-zAo=xE實測-xD實測p=yE實測-yD實測q=zE實測-zD實測]

得出檢驗合格條件二：

[θ=180π?arccosl?o+m?p+n?ql2+m2+n2?o2+p2+q2≤0.14°]

3.3 檢驗內(nèi)容三

鉸點[I]距運動面4′的距離是否在合理值內(nèi)。此距離大小會影響作動筒單耳與試驗件接頭的配合。

此距離極限值的確定由以下因素決定：

（1） 試驗件接頭雙耳內(nèi)間距公差值為[ξ0.10；]

（2） 支座內(nèi)間距比作動筒耳軸寬度大0.2 mm。故此距離應(yīng)≤0.2 mm。

得出檢驗合格條件三：

[S（F″實測-面4）=lxF實測+myF''實測+nzF實測+dl2+m2+n2≤0.2 mm]

4 基于LabVIEW的自動化安裝軟件

采用LabVIEW軟件進行設(shè)計開發(fā)[8-9]。

4.1 加載支座安裝軟件具有的優(yōu)點和功能

開發(fā)的軟件具有以下優(yōu)點和功能：

（1） 修正誤差并計算出加載支座的定位坐標；

（2） 可現(xiàn)場給出支座安裝是否合格的結(jié)論；

（3） 實現(xiàn)對理論點坐標的自動化讀?。?/p>

（4） 可人為選擇需要保存的數(shù)據(jù)。

4.2 部分程序框圖

人機界面框圖如圖5所示。

5 結(jié) 語

飛機舵面加載系統(tǒng)中加載支座的定位安裝可修正試驗件、支座的裝配和制造誤差，誤差修正后可提高系統(tǒng)的加載精度。

本文舉例的多功能擾流板加載支座在飛機所有舵面支座中定位坐標計算最為困難。文中論述的坐標計算方法和設(shè)計的安裝軟件已應(yīng)用于某型飛機舵面加載支座的安裝，極大地提高了安裝效率、減少人工計算錯誤，可推廣至其他機型的此類工作中。

參考文獻

[1] 李為吉，王正平，艾見良，等.飛機總體設(shè)計[M].西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社，2005.

[2] 朱巖，田宏星.基于數(shù)字樣機的民用飛機發(fā)動機安裝位置確定方法研究[J].航空科學(xué)技術(shù)，2013（1）：49?51.

[3] 王彥喜，閔俊，劉剛.激光跟蹤儀在飛機型架裝配中的應(yīng)用[J].航空制造技術(shù)，2010（19）：92?94.

[4] 盛祥耀，胡金德，陳魁，等.數(shù)學(xué)手冊[M].北京：清華大學(xué)出版社，2004.

[5] 夏建軍.工程數(shù)學(xué)[M].武漢：華中科技大學(xué)出版社，2007.

[6] 顧豪杰，趙東標.飛機液壓地面試驗臺安裝的空間測量分析[J].機械設(shè)計與制造工程，2013（3）：45?48.

[7] 武鵬，黃慶華.激光跟蹤儀在全機水平測量的應(yīng)用[J].洪都科技，2010（3）：30?32.

[8] 陳樹學(xué)，劉萱.LabVIEW寶典[M].北京：電子工業(yè)出版社，2011.

[9] 陳玲，孫冬梅，朱靳.基于LabVIEW的風電場數(shù)據(jù)采集與處理系統(tǒng)[J].化工自動化及儀表，2012（6）：777?780.

[10] 張?zhí)m勇，孫健，孫曉云，等.LabVIEW程序設(shè)計基礎(chǔ)與提高[M].北京：機械工業(yè)出版社，2013.