錢玉生，張巖，董坤林

（國營蕪湖機械廠，安徽 蕪湖 241007）

確定飛機的重量和重心位置，在飛機設(shè)計、維修以及飛機的飛行中都有其非常重要的意義，特別是在其安全性要求上尤顯重要。依據(jù)原理不同，物體重心測量方法分為懸掛法、引力法、力矩平衡法、質(zhì)量矩守恒法等。而對于飛機這種大型物件，一般采用力矩平衡法進行測量。根據(jù)測量方式的不同，主要有平臺式、懸掛式、千斤頂式，本文所述重心測量方法指的是基于力矩平衡的千斤頂式測量方法。

1 重心對飛機操縱性的影響

飛機在空中的運動，均可以等效為飛機各部分隨飛機重心移動和轉(zhuǎn)動的合成。飛行員在空中操縱飛機，都是通過駕駛桿輸入操縱信號，該操縱信號無論是通過電信號傳輸還是機械桿系傳輸，反映的都是通過舵面偏轉(zhuǎn)改變飛機的空氣動力和力矩，以保持或者改變飛機重心的移動速度和飛機繞重心的轉(zhuǎn)動角速度。將飛機等效成一個質(zhì)點，飛機的重心移動速度的取決于作用在飛機上的外力平衡；將飛機等效成一個剛體，飛機繞重心角速度的變化取決于作用其上的外力矩平衡。

由此可見，飛機飛行性能的受飛機平衡狀態(tài)的影響很大，而飛機的平衡狀態(tài)又與重心位置密切相關(guān)，所以重心對飛行性能和操作性的影響是決定性的。

2 測量系統(tǒng)的組成及基本原理

2.1 測量系統(tǒng)的組成

該測量系統(tǒng)由千斤頂、測力傳感器、稱重控制系統(tǒng)、抗側(cè)向力滑板等組成。其中控制系統(tǒng)包括PLC（邏輯運算和通信）、觸摸屏（操作、監(jiān)控）、電源。

2.2 測量系統(tǒng)基本工作原理

系統(tǒng)的基本原理是由安裝在千斤頂舉升頭部的傳感器，將感知的力信號傳給數(shù)字模塊進行采集和A/D 轉(zhuǎn)換，將信號傳給PC 機，PC 機利用相關(guān)軟件對所傳輸?shù)男盘栠M行分析、解算和處理，將處理的飛機重心數(shù)據(jù)顯示在電腦顯示屏上。測量系統(tǒng)原理見圖1。

圖1 飛機重心測量系統(tǒng)原理圖

2.3 抗側(cè)向力滑板的作用

千斤頂頂升過程中，由于飛機機翼或機身剛度的原因，頂升后都會引起機身繞性變形，千斤頂加載點一般會向兩內(nèi)側(cè)偏移。由于地面摩擦力阻止千斤頂移動，千斤頂會受到機體施加一傾覆力矩，即傳感器上受到一側(cè)向力。

千斤頂受傾覆力矩以及傳感器受側(cè)向力的介入，直接影響著系統(tǒng)的測量精度和穩(wěn)定性，同時也存在著測量過程的安全性。

一般千斤頂通過球頭和球窩對飛機機體進行連接并傳遞支撐力，傳感器受力情況見圖2，作用力F 可以分解為水平方向的分力F水平和垂直方向的分力F垂直。傳感器只能對F垂直進行測量，無法測量F水平，導(dǎo)致測量數(shù)據(jù)比實際數(shù)據(jù)小，降低了傳感器測量精度。受側(cè)向力F 的球頭和球窩受力點均在其側(cè)面。從受力角度分析，該側(cè)向力有向球窩的底部移動的趨勢，因此該側(cè)向力是動態(tài)的，也是不穩(wěn)定的，導(dǎo)致飛機重心測量系統(tǒng)的測量處于不穩(wěn)定狀態(tài)。甚至使測量無法進行或者測量結(jié)果是失效的。如果飛機重量達到一定程度，其產(chǎn)生的側(cè)向力超限會使傳感器損壞，間接導(dǎo)致整個測量系統(tǒng)失效。

為消除或減小飛機施加于測力傳感器側(cè)向力的影響，在千斤頂支腳與地面之間腳支撐處添置抗側(cè)向力滑板。其組成分別為上滑板、下滑板和橡膠彈簧等部件（見圖3），上、下滑板接觸面采用摩擦系數(shù)非常小的材料，當(dāng)上滑板受到橫向力作用時，上滑板可通過壓縮橡膠彈簧，接觸下滑板實現(xiàn)在360°范圍內(nèi)±30mm 滑移，測量工作結(jié)束后可以自動回位。

通過改變飛機施加于受力傳感器力的方向，減小側(cè)向力影響，有效地保證了系統(tǒng)測量精度。

圖2 測力傳感器受力簡圖

圖3 抗側(cè)向力滑板結(jié)構(gòu)圖

3 整機重心測量

3.1 待測飛機坐標(biāo)系的建立

X 軸與飛機水平基準(zhǔn)線重合，逆航向為正；Y 軸垂直于X軸，位于飛機的對稱平面內(nèi)，距機頭1135mm 處，向上為正；O 點為X 軸與Y 軸的交點，為坐標(biāo)系原點；Z 軸通過原點O，垂直于XOY 平面，順航向向左為正。

3.2 測量時機

當(dāng)飛機處于下列任一情況時，均需對飛機進行重心測量：飛機在新基地接收時；飛機進行全面檢測或被修理時；因不同類型的操作或任務(wù)設(shè)備發(fā)生變化時；空勤報告令人不滿意的飛行品質(zhì)時。

3.3 待測飛機狀態(tài)準(zhǔn)備

被測量的空機狀態(tài)的飛機應(yīng)由配套技術(shù)狀態(tài)文件規(guī)定的結(jié)構(gòu)、動力燃油系統(tǒng)、機載固定設(shè)備組成。其中，結(jié)構(gòu)重量包括飛機表面噴漆；燃油系統(tǒng)中包括浸濕在聚氨酯泡沫塑料中的燃油；電子戰(zhàn)分系統(tǒng)不含代替干擾彈的插件；武器系統(tǒng)包含翼尖發(fā)射裝置，但是不含航炮的炮彈和彈鏈，以及任何外掛武器及掛架；氧氣系統(tǒng)不含氧氣；座椅包括彈射彈及含救生包；液壓系統(tǒng)中包括符合規(guī)定使用要求的液壓油。

3.4 重心測量方法

（1）空機狀態(tài)飛機重量

W=P前+P主左+P主右

式中：W 是空機狀態(tài)飛機重量；P前是前千斤頂測力傳感器讀數(shù)；P主左是左主千斤頂測力傳感器讀數(shù)；P主右是右主千斤頂測力傳感器讀數(shù)。

（2）重心計算

34 框頂窩投影點連線到飛機絕對重心位置距離：

X1=P前/W·L（m）

式中：L 是前頂窩與34 框頂窩連線距離；空機狀態(tài)飛機縱向絕對重心位置：

X=S+a-X1

機翼平均氣動弦前緣點縱向坐標(biāo)為S。

相對重心：

X=（a-X1）/bA×100%

式中：bA 是飛機平均氣動力弦長；a 是平均氣動力弦前緣點在地面投影點到34 框2 個頂窩在地面投影點連線的距離。

從上述公式可以看出，飛機重心數(shù)據(jù)變化量主要為三個千斤頂測力傳感器數(shù)值，其他數(shù)據(jù)為空間距離，為飛機設(shè)計、制造狀態(tài)的固有屬性，均為常量。基于此，飛機重量重心測量系統(tǒng)的軟件設(shè)計采用模塊化、通過設(shè)計動態(tài)密碼，采用軟件編程開發(fā)了窗口界面設(shè)計，如圖4 所示，便于人機交互信息讀取。同時，為便捷測算飛機重心，嵌入式設(shè)計了飛機重心坐標(biāo)測量的程序，將重心測算公式嵌入飛機重量重心測量系統(tǒng)內(nèi)，并根據(jù)測力傳感器輸入量，計算出實際的飛機空機重心坐標(biāo)，而且可以通過重量、重心修正以及參數(shù)修正選項，計算出飛機的使用空機重心坐標(biāo)以及不同機型重心坐標(biāo)。

圖4 重心測量系統(tǒng)軟件界面

4 結(jié)語

隨著數(shù)字化技術(shù)、計算機技術(shù)、自動控制技術(shù)的發(fā)展，重心測量技術(shù)在傳統(tǒng)測量技術(shù)上有了很大提升。尤其是在飛機后期的維護上，通過變化部分質(zhì)量及力臂的測算，并將該變化量輸入重心測量系統(tǒng)中，可以預(yù)知飛機重心變化量。從而為飛機的補強修理或系統(tǒng)改裝具有重要的理論指導(dǎo)意義和經(jīng)濟實用價值。