某型飞机铁鸟加载支座定位坐标计算方法的研究.doc

某型飞机铁鸟加载支座定位坐标计算方法的研究 司冀1，曾宪忠2，白钧生1，陆伟铭2 （1.中国飞机强度研究所，陕西西安710065；2.上海飞机设计研究院，上海200032） 摘要：对飞机铁鸟台舵面加载系统加载支座的定位坐标计算方法进行研究。首先，加载支座的定位安装坐标需要进行误差修正，以提高整个系统的加载精度；其次，给出定位坐标计算的思路和方法；最后，用LabVIEW开发出可根据现场实测数据快速给出定位点坐标和安装是否合格的软件，数据可选择性保存。 关键词：铁鸟；激光跟踪仪；舵面加载；labview ：TN967?34：A：1004?373X（xx）13?0110?04 ：xx?12?12 0引言 飞机地面模拟试验舵面加载系统，用于模拟飞机实际飞行中舵面承受的气动铰链力矩，为飞控系统作动器在地面模拟试验中提供模拟的受载状态，以检验和完善飞控系统在气动铰链力矩作用下的功能和性能。 为提高舵面加载系统的加载精度，加载支座的安装必须修正试验件等的装配和制造误差，在此基础上，开发计算定位坐标的自动化软件，可大幅度提高工作效率、避免人工计算错误。以多功能扰流板加载支座为例，介绍定位坐标修正误差的计算方法，检验安装合格的标准和软件开发的关键点。 1安装难点与原则 加载支座的安装需要做各种误差的修正，以此保证系统的加载精度。激光定位存在以下难点： （1）须修正加载支座制造误差； （2）须修正舵面转轴安装误差； （3）须修正舵面加载接头的装配误差； （4）满足安装的精度要求并保证舵面加载过程无干涉、别劲； （5）开发一种软件：可根据试验件实测数据计算出误差，并给出误差修正后的加载支座定位坐标和安装是否合格的结论。 激光定位安装遵循如下原则： （1）所有测量点的坐标，基于铁鸟台架的总体坐标系测得1?2，如图1所示； （2）理论点坐标无法直接测量，需加工轴套将其转换为可直接测量的工程点坐标3。 2定位坐标计算方法 如图2所示，理论上舵面转轴轴线、支座轴线、试验件接头轴线三线平行，三线中心铰点共面，舵面转轴轴线确定了舵面加载点的运动平面。 2.1定位坐标计算关键点 多功能扰流板加载作动筒为双耳轴与加载支座连接，活塞杆端与试验件接头用关节轴承连接。支座安装位置确定了加载作动筒的旋转运动面，此平面垂直于加载支座的中心轴线且过其中心铰点。 舵面转轴、试验件接头实际安装后与理论位置有偏差，即图2的中心轴线1和3未必平行，且两线的中心铰点不一定共面。 加载支座的定位安装须考虑安装偏差，保证支座安装后，加载作动筒绕加载支座的转动无卡滞，作动筒前端单耳与验件接头配合无别劲。 2.2定位坐标计算思路 多功能扰流板各轴线及定位测量点理论与实际安装后的位置关系示意图4?5，如图3所示。 对图3中各编号作如表1的定义。 图3中，虚线为各轴线、测量点理论模型中的位置，关系满足：132；面4132；C，I，F面4。实线为各轴线、测量点实际安装后的位置，由于安装存在偏差，轴线1的位置变为实际安装后的位置1，中心铰点C由理论位置变为实际安装后的C位置，其余类同。 要保持理论加载关系不变，则要求加载支座误差修正后轴线2和舵面转轴安装后轴线1平行，中心铰点F较F的偏移量和C的偏移量相等，则确定了误差修正后的加载平面4的法向量，并要求修正后的加载平面4过试验件接头中心铰点I，因此确定了F,D,E三点位置坐标和误差修正后的加载作动筒运动平面4，如此就保证了理论的加载关系，使作动筒加载过程无别劲和卡滞。 对图3中各测量点进行如表2所示的坐标定义。 2.3定位坐标计算步骤 结合上述分析，支座定位坐标计算步骤如下： 2.3.1测量加载支座尺寸 由于加载支座理论测量点无法直接测量，需加工测量轴套，将理论测量点转换为可直接测量的工程测量点，光学靶球置于加载支座的轴套上，因此需要对支座加工后的尺寸进行实测6?7，如图4所示。 2.3.2测量试验件接头安装后坐标 用激光跟踪仪对试验件接头在飞机总体坐标系中的坐标进行测量，计算出试验件接头中心铰点实际安装后较理论位置的坐标偏移量，见表2。 2.3.3测量舵面转轴安装后坐标 用同样方法对舵面转轴耳座进行测量，并计算出其实际安装后的坐标偏移量。 设舵面转轴实际安装后的中心轴线1的向量为a=(l,m,n)，对l,m,n定义如下： 2.3.4计算修正后实际加载运动平面4空间方程设平面4的方程为lx+my+nz+d=0，其法向量同为a=(l,m,n)，且过点I(xI,yI,zI)，则有： 2.3.5计算加载支座修正后轴线2的方程为保证加载的理论关系和加载无卡滞，则： （1）支座安装坐标须修正转轴中心铰点C的安装偏差xC，即F坐标为： （2）支座误差修正后的轴线2与转轴实际安装后的轴线1平行，可得2空间参数方程为： 2.3.6计算加载支座误差修正后的定位坐标图3中，过点I作垂直于1（同时垂直于2）的面4，面4与2交于一点设为F，为各误差修正后的支座安装中心铰点位置，F确定后则可确定加载支座光学测量点D和E空间坐标位置，D，E分别到面4的距离为s1，s2，则： 3加载支座安装合格标准 加载支座安装是否合格的检验标准为： （1）满足安装精度要求； （2）运动过程不卡滞和别劲。 结合上述标准，规定了三条检验合格的内容。 3.1检验内容一 是否满足加载支座的安装精度要求。即F实际安装后三向坐标综合误差1.3mm。 3.2检验内容二 轴线2和1的空间夹角是否在合理值内。两个轴线不平行会导致舵面加载点的运动平面和加载作动筒的运动平面存在偏角，使加载别劲。根据以下三点得出两个轴线夹角的极限值。 （1）加载支座连接孔的同轴度要求； （2）加载作动筒耳轴轴径、支座孔径公差要求； （3）舵面转轴安装后x,y,z三向偏差分析。 综上分析，认为轴线1和轴线2夹角?0.14即为合格。设轴线1向量为a=(l,m,n)，轴线2向量为b=(o,p,q)，则有： 3.3检验内容三 铰点I距运动面4的距离是否在合理值内。此距离大小会影响作动筒单耳与试验件接头的配合。 此距离极限值的确定由以下因素决定： （1）试验件接头双耳内间距公差值为0.10； （2）支座内间距比作动筒耳轴宽度大0.2mm。故此距离应0.2mm。 得出检验合格条件三： 4基于LabVIEW的自动化安装软件采用LabVIEW软件进行设计开发8-9。 4.1加载支座安装软件具有的优点和功能开发的软件具有以下优点和功能： （1）修正误差并计算出加载支座的定位坐标； （2）可现场给出支座安装是否合格的结论； （3）实现对理论点坐标的自动化读取； （4）可人为选择需要保存的数据。 4.2部分程序框图 人机界面框图如图5所示。 图6（a）和图6（b）分别为加载支座计算定位坐标的程序框图，检验其安装是否合格的程序框图10。 5结语 飞机舵面加载系统中加载支座的定位安装可修正试验件、支座的装配和制造误差，误差修正后可提高系统的加载精度。 本文举例的多功能扰流板加载支座在飞机所有舵面支座中定位坐标计算最为困难。文中论述的坐标计算方法和设计的安装软件已应用于某型飞机舵面加载支座的安装，极大地提高了安装效率、减少人工计算错误，可推广至其他机型的此类工作中。 参考文献 1李为吉，王正平，艾见良，等.飞机总体设计M.西安：西北工业大学出版社，xx 2朱岩，田宏星.基于数字样机的民用飞机发动机安装位置确定方法研究J.航空科学技术，xx（1）：49?51. 3王彦喜，闵俊，刘刚.激光跟踪仪在飞机型架装配中的应用J.航空制造技术，xx（19）：92?94 4盛祥耀，胡金德，陈魁，等.数学手册M.北京：清华大学出版社，xx 5夏建军.工程数学M.武汉：华中科技大学出版社，xx 6顾豪杰，赵东标.飞机液压地面试验台安装的空间测量分析J.机械设计与制造工程，xx（3）：45?48 7武鹏，黄庆华.激光跟踪仪在全机水平测量的应用J.洪都科技，xx（3）：30?32 8陈树学，刘萱.LabVIEW宝典M.北京：电子工业出版社，xx 9陈玲，孙冬梅，朱靳.基于LabVIEW的风电场数据采集与