ПРОГРАММНО-ТЕХНИЧЕСКИЙ КОМПЛЕКС ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ВЕСА И КООРДИНАТ ЦЕНТРА ТЯЖЕСТИ САМОЛЕТА

Полезная модель относится к весоизмерительной технике и может быть использована для определения веса и координат центра тяжести летательных аппаратов, имеющих продольную ось симметрии.
Известно устройство для определения веса и координат центра тяжести самолета, которое содержит как продолжение рулежной дорожки участок подъема, который в верхней своей части соприкасается с горизонтальной площадкой, которая в свою очередь соприкасается поддерживающей платформой, установленной под углом α к горизонтам. Имеющаяся измерительная платформа установлена горизонтально и соприкасается с нижнем краем поддерживающей платформы. Измерительная платформа снабжена блоком весоизмерительных датчиков. Кроме этого, измерительная платформа снабжена дальномером и микропроцессорным устройством. Переднее и заднее шасси самолета являются измерительной и поддерживающей опорами соответственно. Угол подъема участка и габариты его горизонтальной площадки выбраны из условия доставки и установки самолета на измерительную и поддерживающую платформы.
1
A
1
A
2
A2
2
3
4
5
Указанное устройство работает следующим образом. Самолет как объект измерения перемещают с рулежной дорожки по участку подъема на горизонтальную площадку, с которой самолет перемещают на поддерживающую платформу, наклоненную под углом α к горизонтам, устанавливая, таким образом, самолет с расположением его продольной оси под углом α к горизонтам. Затем самолет перемещают вдоль его продольной оси по поддерживающей платформе до установки переднего шасси на измерительной платформе в заданной точке n и приводят первый замер давления R самолета на измерительную опору (переднее шасси) и расстояния X, от точки n, до точки F на линии соприкосновения платформ друг с другом. Указанное расстояние измеряют длинномером. Давление R измеряют блоком весоизмерительных датчиков. Самолет продолжают перемещать вдоль его продольной оси до установки переднего шасси в следующую точку n на измерительной платформе, после чего производят замеры давления R и расстояния Х. Указанные замеры производят во всех заданных точках n, n, n. Расстояние между опорами, т.е. передним и задним шасси является величиной постоянной и равной значению L, угол α наклона поддерживающей платформы также известен заранее, а угол α′ - текущий угол наклона продольной оси самолета относительно горизонтали определяется с помощью тригонометрических функций. Обработку результатов измерений осуществляют расчетным путем по заданной формуле с помощью микропроцессорного устройства.
0
Неизвестная масса самолета и координата центра его тяжести Х находятся из решения данной системы по методу наименьших квадратов (см. Патент РФ на изобретение №2397456 G01G 19/07, G01M 1/12, опубликован 20.08.2010 г.). Это устройство достаточно громоздко по своему конструктивному исполнению и требует при его эксплуатации очень точного расчета по предлагаемому методу измерения веса и координат центра тяжести самолета.
Известен также и комплекс для взвешивания и контроля расположения центра тяжести транспортного средства, а именно самолета, содержащий весоизмерительные тензодатчики, число которых определяется конфигурацией взвешиваемого объекта, установленные на опорах, размещенных на основании с возможностью перемещения по высоте и подключенных к измерительному блоку, выполненному например, в виде системного блока компьютера с соответствующими преобразователями. Монитор компьютера выполняет при этом функции блока отображения информации. К измерительному блоку также подключен блок памяти, выход которого подключен к блоку отображения суммарной информации, т.е. к монитору компьютера. Упомянутые опоры выполнены в виде регулируемых по высоте стоек или домкратов и с возможностью их перестановки на основании. В блок отображения суммарной информации введены средства отображения информации с каждого тензодатчика и плана контролируемого самолета. На мониторе компьютера отмечены окна, в которых раздельно отображается сила давления на каждый весоизмерительный датчик. Имеется и окно для отображения суммарного веса взвешиваемого самолета, а также окно с указание места фактического нахождения его центра тяжести. (см. Патент РФ на полезную модель №65216 G01G 19/04, опубликован 27.07.2007 г.).
Существенным недостатком данного комплекса является наличие дополнительной некомпенсируемой погрешности при измерении массы и координат центра тяжести самолета, имеющего большие геометрические размеры, обусловленной изменением геометрии объекта из-за его деформации при взвешивании. Этот недостаток устраняется практически идентичным комплексом для определения координат центра масс и массы, включающий тензодатчики, число которых определяется объектом измерения, на каждом из которых установлено грузоприемное устройство, форма которого определяется взвешиваемым объектом. Весоизмерительные датчики установлены на грузоприемные платформы, опирающиеся на основания. Грузоприемные платформы свободно перемещаются по плоскости основания. Основание же закреплено на опоре с возможностью перемещения по высоте. В качестве опор могут выступать домкраты. Каждый весоизмерительный датчик подключен к измерительному блоку, выполненному например, в виде системного блока компьютера с соответствующими преобразователями. Монитор компьютера выполняет при этом функции блока отображения информации. К измерительному блоку подключен блок памяти. При включении грузоприемных устройств в компьютер вводится код контролируемого самолета и из блока памяти на монитор компьютера выводится контур подлежащего взвешиванию летательного аппарата и координаты его опорных узлов - точек контроля веса. Под точки опорных узлов самолета путем перемещения устанавливают опоры с размещенными на них основаниями, грузоприемными платформами, весоизмерительными тензодатчиками и грузоприемными устройствами. Опоры регулируют по высоте для обеспечения установки взвешиваемого самолета на грузоприемные платформы в заданном для данного самолета пространственном положении. Измерительный блок обрабатывает информацию, снимаемую с весоизмерительных датчиков и отражает ее раздельно в соответствующих окнах экрана монитора компьютера, где также отображается полная масса самолета и координаты проекции центра масс самолета на горизонтальную плоскость, вычисленные измерительные блоком. Результаты измерения и вычисления заносятся в блок памяти (см. Патент РФ на полезную модель №100615 G01G 19/07, опубликован 20.12.2010 г.).
Однако, этот комплекс, как и вышеприведенный аналог в силу своего конструктивного исполнения, а именно наличия подвижных составляющих элементов подставляемых под крылья самолетов опор с тензодатчиками вносит значимые погрешности в результаты измерений и в силу этого может быть использован только для определения веса и координат центра тяжести лишь одного какого-то типа летательного аппарата, например - истребителей. В виду того, что комплекс совпадает с известными аналогами только по функциональному назначению и программной реализации расчетов искомых параметров, а в то же время эти технические решения имеют различное конструктивное исполнение, то они не могут поэтому считаться близкими аналогами заявляемой полезной модели.
Задача по созданию универсального средства, применяемого для всех типов самолетов (выпускаемых например, на одном авиазаводе) измерения веса и координат центра тяжести самолета, повышения точности этих измерений решается путем создания программно-технического комплекса, основанного на ином конструктивном исполнении с использованием новых грузоприемных платформ и подъемного стола.
Технический результат - повышение точности измерения веса и координат центра тяжести самолета, а также возможность определения веса и центра тяжести всех типов летательных аппаратов одним комплексом достигается тем, что он имеет подъемный стол, грузоприемные платформы с весоизмерительными датчиками с нормирующими преобразователями электрически подключенными к входу блока управления, выход которого подсоединен к персональному компьютеру, имеющему монитор и средства программного обеспечения, при этом общее количество платформ равно числу имеющихся колес самолета, а каждая грузоприемная платформа представляет собой объемно пространственную грузонесущую конструкцию, в весоизмерительные датчики которой подвижно вмонтированы передающие на них давление винтовые опоры, посредством которых выравнивается рабочая поверхность платформы в строго горизонтальное положение и которая снабжена для перемещения транспортирующими опорными роликами, убираемыми при необходимости в нейтральное нерабочее положение. При этом подъемный стол предназначен для изменения угла тангажа путем выравнивания продольной оси самолета относительно горизонта, а определение веса и координат центра тяжести самолета осуществляется суммированием воздействия каждой стойки шасси на соответствующие грузоприемные платформы и выполняется расчетным путем по имеющимся формулам с помощью средств программного обеспечения на основе действующего алгоритма с выводом контура самолета со схемой установки платформ, результатов измерения положения центра масс и значения угла тангажа на табло блока управления и монитор персонального компьютера. Для достижения горизонтального положения верхнего рабочего основания грузоприемной платформы комплекс дополнительно снабжен электронным угломером, а для определения стояночного угла тангажа самолета он снабжен индикатором угла тангажа, который подключен непосредственно к персональному компьютеру. Позиционирование платформ относительно друг друга в стойке шасси обеспечивается соединителями, а при необходимости и проставками. Перевод платформ в транспортируемое положение, а затем и убирание опорных роликов в нерабочее положение осуществляется специальным ключом, специальным и динамометрическим ключами производится и выставление рабочей поверхности платформы в горизонт. Особенностью комплекса является то, что подъемный стол имеет гидравлический блок, включающий в свой состав насосную станцию и ручной насос, установленные на кожухе кронштейна, убираемого в нишу пола.
Для повышения точности измерения комплекса каждый весоизмерительный датчик через соединительную коробку подключен к нормирующему преобразователю, который размещен в грузоприемной платформе, а в качестве весоизмерительных датчиков применены тензорезисторные датчики.
Предполагаемый комплекс представляет собой единое техническое решение, в котором силовое воздействие колес самолета на весоизмерительные датчики платформ передается интерфейсно в виде электрического сигнала на электронные средства измерения, в которых расчетным путем программно по имеющимся формулам определяется вес и координаты центра тяжести самолета, что и обеспечивает получение технического результата, а именно - возможность точного определения веса и координат центра тяжести любых типоразмеров самолетов с помощью только одного комплекса, т.е. с использованием набора идентичных платформ и подъемного стола.
Программно-технический комплекс для определения веса и координат центра тяжести самолета является новым, так как в источниках информации, в том числе Интернете, совокупность предложенных признаков в формуле полезной модели не обнаружена.
Предлагаемая полезная модель промышленно применима, так как его изготовление не вызывает затруднение в виду того, что уже разработана конструкторская документация и изготовлен опытный образец, проводятся его испытания, в результате которых подтверждается получение технического эффекта.
Полезная модель проиллюстрирована чертежами, где на фиг.1 изображен общий вид самолета с размещенными под его колесами грузоприемными платформами, на фиг.2 показана схема размещения и подключения грузоприемных платформ к блоку управления и персональному компьютеру для самолета с передней и основными стойками шасси, имеющие спаренные колеса, на фиг.3 - то же, но имеющие основные стойки шасси с двойными спаренными колесами, на фиг.4 - то же с тройными спаренными колесами, принципиальная схема подключения весоизмерительных датчиков каждой грузоприемной платформы и индикатор угла тангажа к блоку управления и персональному компьютеру показана на фиг.5, на фиг.6 отражен общий вид грузоприемной платформы, на фиг.7 - ее вид сверху. А на фиг.8 изображен вид Б на фиг.6, грузоприемная платформа в рабочем положении с выпущенными опорными роликами показана на фиг.9, на фиг.10 - то же, но с убранными опорными роликами, на фиг.11 изображена конструкция подъемного стола, и на фиг.12 изображена схема действующего алгоритма расчета итоговых результатов определения веса и координат центра тяжести самолета.
Программно-технический комплекс для определения веса и координат центра тяжести самолета включает подъемный стол 1 с гидравлическим приводом 2 его вертикального перемещения, грузоприемные платформы 3 с весоизмерительными тензорезисторными датчиками 4, связанными с нормирующими преобразователями 5 электрически подключенными к входу блока 6 управления, выход которого подсоединен к персональному компьютеру 7, имеющему монитор 8 и средства программного обеспечения, при этом компьютер 7 может быть снабжен принтером 9 или иным печатающим устройством для ввода результатов измерения на бумажный носитель. Общее количество грузоприемных платформ 3 (далее платформа) равно числу всех имеющихся колес шасси самолета, а каждая платформа 3 представляет собой грузонесущую объемно-пространственную конструкцию 10, в весоизмерительные датчики 4 которой подвижно вмонтированы передающие на них давление винтовые опоры 11, посредством которых с помощью динамометрического и специального ключей 12 и 13 происходит выравнивание верхнего основания 14 платформы 3 в строго горизонтальное положение, а для перемещения относительно места установки она снабжена транспортирующими опорными роликами 15, которые при необходимости убираются в нерабочее положение специальным ключом 16. Подставки 17 используются для подкладки под свободные края платформы 3, чтобы также выравнивать их в горизонт на конкретном месте установки. Подъемный стол 1, предназначенный для перевода в горизонтальное положение, соответствующее нулевому значению угла тангажа самолета, содержит силовой рамной конструкции каркас 18, подъемно-грузовую площадку 19, контактирующую с телескопическим гидроцилиндром 20, обеспечивающем ее вертикальное перемещение с помощью гидравлического блока 21, включающего насосную станцию 22 и ручной насос 23, размещенный на корпусе 24 поворотного кронштейна 25, убираемого в нишу 26 пола 27 и закрываемого крышкой 28. Для исключения перекоса и бокового смещения подъемно-грузовой площадки 19 во время нагружения стола 1 по его краям установлены направляющие 29, которые входят во внешние направляющие 30, заливаемые для амортизации маслом. На раме каркаса 18 и внешних направляющих 30 установлены бесконтактные индуктивные датчики 31 верхнего и нижнего пределов опускания подъемно-грузовой площадки 19, а индикаторы 32, фиксирующие эти крайние положения, размещены на кожухе 33 кронштейна 25. Гидравлический блок 21 предназначен для создания необходимого давления в гидравлической системе и управления в целом работой подъемного стола 1 в ручном режиме. Питание гидравлического блока 21 осуществляется от сети номинальным напряжением 24 В. При работе стола 1 необходимо открыть крышку 28, достать блок 21 и зафиксировать его на раме винтами (на фиг. не показано). По окончанию работы гидравлический блок 21 убирается в нишу 26 пола 27 в обратном порядке. Приводя в действие ручной насос 23 или включая станцию 22 гидравлическую, перемещают подъемно-грузовую площадку 19 вверх до заданного положения, опускание же ее происходит под собственным весом. Когда подъемный стол 1 не эксплуатируется, его подъемно-грузовая площадка 19 выставляется до уровня пола и фиксируется неподвижно. При работе стола 1 одновременное применение гидравлической станции и ручного насоса не допускается. Чтобы произвести точный расчет полетного веса и координат центра тяжести самолета необходимо точно определить угол наклона его продольной оси к горизонту, для чего в комплексе используется индикатор 34 угла тангажа. Он представляет собой инклинометрический датчик, размещенный в корпусе, на боковой поверхности которого расположен жидкостный уровнемер 35 для выставления индикатора в горизонт (на фиг. как известные не показаны). Индикатор 34 угла тангажа располагается на самолете или внутри самолета и подключается интерфейсом RS - 232 непосредственно к персональному компьютеру 7 и выдает код, пропорциональный углу наклона продольной оси самолета. Блок 6 управления предназначен для получения цифровой информации об измеряемой силе тяжести от грузоприемных платформ 3, преобразования ее и отображения на информационное табло 36 индикации в единицах массы и угла тангажа. В состав блока также входят преобразователь сигналов 37 с грузоприемных платформ 3 в цифровую форму и блок питания в виде аккумулятора 38 и зарядного устройства 39. Преобразователь сигналов электрически связан через клеммные коробки 40, 41 и 42 с нормирующими преобразователями 5 грузоприемных платформ 3 каждой стойки 43, 44 и 45 шасси самолета, что создает возможность учета веса отдельно по каждой платформе, стойке шасси и суммарного веса всего самолета (фиг.5), а также осуществлять контроль за исправным состоянием каждой платформы 3 в отдельности и в случае неисправности любой из них заменить на запасную. При транспортировке грузоприемной платформы 3 между ободом 46 выставленного колеса 15 и опорной поверхностью 47 роликов 11 создается внешний зазор а, а при убранном колесе образуется такой же только внутренний зазор b (фиг.9 и 10).
Схема расстановки грузоприемных платформ 3 определяется тоннажностью самолетов, чем тяжелее самолет, тем больше количество колес он имеет (фиг.2, 3 и 4). Так, например, тяжелый бомбардировщик типа ТУ-160 имеет три стойки, которые состоят из 14 колес, а именно два колеса в передней и по три спаренных в правой и левой стойках шасси самолета, и следовательно для определения веса и координат центра тяжести потребуется четырнадцать весоизмерительных платформ 3, причем две платформы 3 передней стойки 43 будут установлены под два колеса по 10 т, а остальные двенадцать платформ 3 основных стоек по 20 т каждая составят 240 т измеряемого веса. Согласно схеме каждая стойка 43, 44 и 45 шасси подключена отдельно к блоку управления 6 и от него к компьютеру 7, с возможностью печатания и размножения результатов через принтер 9 (фиг.4). Аналогичным образом построены схемы расположения платформ 3 по принципу: «под каждое колесо-платформу», и для среднемагистральных самолетов (фиг.3), а также для легкомоторных летательных аппаратов (фиг.2). Каждая из грузоприемных платформ 3 запрограммирована под своим порядковым номером, что дает возможность выявлять при эксплуатации их погрешность или в целом неисправность (фиг.1).
1
2
Для гарантированной работы системы управления комплексом необходим следующий состав аппаратных средств: промышленный компьютер с 4 свободными портами USB 2,0, тактовой частотой процессора 2700 МГц, объемом 2048 Мб, свободным дисковым пространством для установки работающей программы, видеоадаптером 256 Мб, CD-ROM 4X, а для корректной работы программного обеспечения целесообразно использовать компьютер с ОС WINDOWS XP Professional SP3. Вся последовательность программных действий оператора записана на диске, CD-ROM 4X и выведена на экран монитора 8 и описана прилагаемом алгоритме этой программы (фиг.11). На информационное табло 36 блока управления 6 и в окно монитора 8 персонального компьютера 7 выводится контур контролируемого самолета 51 со схемой расположения по порядку номеров платформ 3, цифровое значение веса на платформах 3 каждой стойки шасси и общий суммарный вес всего самолета, а также после ввода константных данных длин L, L после расчета по принятым формулам появляется координаты центра тяжести (X, Y, Z), лежащие на продольной оси самолета. Программный расчет веса и определение центра тяжести самолета выполняется по следующим формулам:
где:
сам.
М - масса пустого самолета в кг,
1
M - показания массы с платформы или платформ, установленных под носовым шасси;
2
М - показания массы с платформ, установленным под основным шасси.
1
2
Где: M М - массы, показанные с платформ передней и основных стоек.
1
L - расстояние от линии, соединяющей центры вращения тележек основного шасси, до линии, соединяющей отвесы, опущенные из реперных точек, расположенных на П лонжероне крыла, в мм;
2
L - расстояние от центра колес носового шасси до базовой линии самолета, в мм;
δ
P - расстояние от оси П-ланжерона до базовой линии, в мм.
Программно-технический комплекс для определения веса и координат центра тяжести самолета функционирует следующим образом.
Самолет носовой стойкой накатывают на середину подъемного стола 1, затем поднимают ее не входящим в состав комплекса подъемником и подкатывают под нее две грузоприемные платформы 3 весом 10 т каждая. Специальным ключом 16 опорные ролики 15 убирают в рабочее положение с образованием внутреннего зазора b, предварительно подложив под свободные края грузоприемной платформы 3 подставку 17 высотой 50 мм. Дальнейшее выравнивание верхнего основания 14 грузоприемных платформ 3 в строго горизонтальное положение осуществляют с помощью динамометрического и специального ключей 12 и 13, вкручивая или выкручивая винтовые опоры 11 весоизмерительных датчиков 4. Надежность окончательной установки винтовых опор 11, выровненных грузоприемных платформ 3, обеспечивается контргайкой 49. Аналогичный подъем проводят и основных стоек шасси и также под каждое его колесо подкатывают отдельную весоизмерительную платформу 3, и аналогично проводят все действия по выравниваю горизонтальности их верхней поверхности 14 с использованием тех же приемов и тех же самых ключей 12, 13, и 16. Отклонение от горизонтали верхней поверхности 14 платформы 3 не должно выходить за пределы допуска ±0,5°. Горизонтальность установки грузоприемных платформ 3 проверяется электронным угломером S - Digit mini. Для обеспечения устойчивого положения грузоприемных платформ в спаренных колесах относительно друг друга их скрепляют соединителями 50, выполненными в виде скоб (фиг.4), а под колеса шасси устанавливают откатные упоры (на фиг. не показаны). Плавно и без рывков опускают стойки 43, 44 и 45 шасси самолета на платформы 3. После завершения подготовительных работ по установке платформ 3, включают блок 6 управления и персональный компьютер 7 с монитором 8 и программно проводят опрос всех подключенных весоизмерительных датчиков 4 и поканальный осмотр, которые служат для проверкм исправности каждого канала, при этом на экране информационного табло 36 блока 6 управления кратковременно высвечивается номер канала (платформы 3) и тут же отображается текущее значение измеряемого веса данного канала. Также программно определяется вес по каждой стойке и суммарный вес самолета по формуле:
сам
нш
осн.пр
осн.л.
М=М+М+М
где:
сам
М - общий его вес;
нш
М - вес, зарегистрированный на носовом шасси;
осн.пр.
М - вес основного правого шасси;
осн.л.
М - вес основного левого шасси.
Алгоритм действия оператора выведен на монитор 8 персонального компьютера 7 (фиг.12).
1
2
Установив общий вес самолета вводят в программу компьютера линейные размеры L, L после чего расчетно по вышеприведенной формуле:
находят центр тяжести самолета.
На практике, кроме стояночного веса самолета, наиболее важным является также определение его веса и координат центра тяжести в положении, имитирующем полетное состояние, при котором угол тангажа, т.е. наклона к горизонту должен быть равен нулю.
В предлагаемом комплексе эта задача решается применением подъемного стола 1, который своим приводом 2 вертикального перемещения «вверх-вниз» носовой стойки самолета позволяет изменять угол наклона его продольной оси к горизонту. Приводя в движение грузоподъемную площадку 19 стола 1 посредством извлеченного из ниши 26 гидравлического блока 21, задействованного гидравлической насосной станции 22 или ручным насосом 23, добиваются, контролируя индикатором 34 угла тангажа и жидкостного уровнемера 35, их показателей равными нулю, после чего все алгоритмические действия расчета по формулам веса и координат центра тяжести самолета повторяются подобно вышеописанным в стояночном его положении.
Использование полезной модели позволит повысить точность измерения комплекса, а главное, с помощью набора типовых грузоприемных платформ и известного аппаратно-программного обеспечения решается задача определения веса и координат центра тяжести различного типа самолетов одним и тем же комплексом.
Информация, принятая во внимание при оформлении заявки на полезную модель
1. Заявка RU на изобретение №2007148147 G01G 19/07 от 10.07.2009 г.
2. Заявка RU на изобретение №93047208 G01G 9/01, G01G 19/07 от 20.07.1996 г.
3. Заявка RU на изобретение №94008936 G01G 19/07 от 10.01.1996 г.
4. Заявка RU на изобретение №2009148994 G01M 1/12 от 10.07.2011 г.
5. Авторское свидетельство СССР №386265 G01G 19/07 оп. 14.06.1973 г.
6. Патент РФ №2196967 G01G 19/07 оп. 20.01.2003 г.
7. Патент РФ №2265192 G01G 19/07 оп. 27.11.2005 г.
8. Патент РФ №2397456 G01G 19/07 оп. 20.08.2010 г.
9. Патент США №49358856 G01M 1/12 оп. 19.06.1990 г.
10. Патент США №6608262 G01G 19/52 заявлено 17.06.2001 г.
11. Евразийский патент №002253 G01G 19/04 заявлено 22.10.1998 г.