一种基于水配重的飞机纵向重心自动调配系统的制作方法

本发明涉及一种基于水配重的飞机纵向重心自动调配系统，属于飞机定型试飞科目重心调节技术领域。

背景技术：

纵向重心调节的核心思路就是改变飞机纵向质量分布，调节重心的方式十分多样，早期的重心调节系统，往往通过人工按照标定距离搬移标准重量沙袋、砝码改变飞机重心，通过手工核算的方式计算飞机的重心作为试飞的参考依据，这种重心调节方式效率低、准确性差，且存在安全隐患。随着飞机试飞需求的不断增加，航空测试的自动化水平也在不断提高，越来越多的重心调配系统采取自动化控制手段，由控制主机配合监测设备完成重心的调节和计算。

技术实现要素：

本发明是为了解决现有的纵向重心调节系统效率低、准确性差且存在安全隐患的问题，进而提供了一种基于水配重的飞机纵向重心自动调配系统。

本发明为解决上述技术问题所采用的技术方案是：

一种基于水配重的飞机纵向重心自动调配系统，它包括第一主干管路、第二主干管路、八个连接管路、若干分支管路、第一～第四水泵、十六个第一控制阀门、四个第二控制阀门、两个第三控制阀门、两个第四控制阀门、两个压力传感器、十六个液位传感器、十六个温度传感器、两个流量计以及设置在机舱内的十六个工作水箱，

其中，八个工作水箱为呈矩形分布的前水箱组，其余八个工作水箱为呈矩形分布的后水箱组，且前水箱组与后水箱组位于同一直线上，每个工作水箱的顶部均设置有气阀，

所述前水箱组包括并排设置的四个第一分组，所述后水箱组包括并排设置的四个第二分组，每个分组分别包括通过连接管路连通且并列设置的两个工作水箱，

十六个工作水箱中，八个位于同一列的工作水箱中的每个工作水箱与第一主干管路之间各通过一个分支管路连通，另外八个位于同一列的工作水箱中的每个工作水箱与第二主干管路之间各通过一个分支管路连通，

每个分支管路上各设置有一个第一控制阀门，

第一水泵、第二水泵并联设置在前水箱组与后水箱组之间的第一主干管路上，第三水泵、第四水泵并联设置在前水箱组与后水箱组之间的第二主干管路上，每台水泵的出水管上各设置一个第二控制阀门，一个第三控制阀门设置在第一主干管路上且位于第一水泵、第二水泵的进水口侧，另一个第三控制阀门设置在第二主干管路上且位于第三水泵、第四水泵的进水口侧，

一个第四控制阀门设置在第一主干管路上远离后水箱组的一端，另一个第四控制阀门设置在第二主干管路上远离后水箱组的一端，

每个工作水箱内对应安装一个液位传感器和一个温度传感器，

两个所述流量计一一对应设置在第一主干管路和第二主干管路上，一个压力传感器设置在第一主干管路上且位于两个第二控制阀门的出水侧，另一个压力传感器设置在第二主干管路上且位于两个第二控制阀门的出水侧。

进一步地，正常工作模式下，两个第三控制阀门均为打开状态，当系统需要从前向后调水时，与第一主干管路连通的八个分支管路上的第一控制阀门全部为打开状态，四台水泵中仅第一水泵工作，同时第一水泵出水管上的第二控制阀门为打开状态；当系统需要从后向前调水时，与第二主干管路连通的八个分支管路上的第一控制阀门全部为打开状态，四台水泵中仅第三水泵工作，同时第三水泵出水管上的第二控制阀门为打开状态。

进一步地，应急工作模式下，两个第三控制阀门均为打开状态，当系统需要从前向后调水时，与第一主干管路连通的八个分支管路上的第一控制阀门全部为打开状态，第一水泵、第二水泵工作，同时第一水泵出水管上以及第二水泵出水管上的第二控制阀门均为打开状态；当系统需要从后向前调水时，与第二主干管路连通的八个分支管路上的第一控制阀门全部为打开状态，第三水泵、第四水泵工作，同时第三水泵出水管上以及第四水泵出水管上的第二控制阀门均为打开状态。

进一步地，注水工作模式下，四台水泵均为关闭状态，全部第一控制阀门、全部第二控制阀门、全部第三控制阀门以及全部气阀均为打开状态。

进一步地，放水工作模式下，气阀、第一至第四控制阀门均为打开状态。

进一步地，两个主干管路上各设置有一个第五控制阀门，其中，一个第五控制阀门设置在一个第三控制阀门与前水箱组之间的第一主干管路上，另一个第五控制阀门设置在另一个第三控制阀门与前水箱组之间的第二主干管路上，散热工作模式下，全部气阀、第一控制阀门及第三控制阀门均为打开状态，第五控制阀门为关闭状态，同时第一水泵及第三水泵为打开状态。

进一步地，所述流量计为涡街流量计。

进一步地，第一控制阀门为电磁阀，第二控制阀门为电动球阀，第三至第四控制阀门均为手动球阀。

进一步地，水泵采用直流工作的水泵，并且其供电电源为兼容变压整流器输出的直流28v和应急模式下蓄电池提供的直流24v。

进一步地，所述液位传感器、压力传感器、温度传感器均为电流信号输出型传感器，所述流量计为电流信号输出型流量计。

本发明与现有技术相比具有以下效果：

一、本发明申请设计了用来存储与调度配重水的系统工作水箱管路布局，并在管路与工作水箱的相应的位置安装液位、温度、流量与压力传感器以及管路控制阀门、水箱上部排气阀门与水泵等执行机构来搭建系统平台，实现完全自动化程控监测、计算、调配重心，系统效率更高，准确性更好，安全性大大提高。

二、本发明申请在两根调水主干管路上各安装一支流量计，监测重心调节过程中的管内流量及其变化，可以计算出单位时间调水总量，从而计算出水箱水量的重心改变，辅助液位传感器监测重心，形成有力的数据监测补充与数据比对，规避液位或者压力某支传感器失效而带来的误判风险。

附图说明

图1为本发明的系统分布结构示意图(压力传感器、液位传感器、温度传感器以及气阀未示出)；

图2为控制测量系统架构示意图。

图3为十六个工作水箱对应附图标记的示意图。

具体实施方式

具体实施方式一：结合图1～3说明本实施方式，一种基于水配重的飞机纵向重心自动调配系统，它包括第一主干管路11、第二主干管路12、八个连接管路13、若干分支管路14、第一～第四水泵、十六个第一控制阀门31、四个第二控制阀门32、两个第三控制阀门33、两个第四控制阀门34、两个压力传感器41、十六个液位传感器42、十六个温度传感器43、两个流量计44以及设置在机舱内的十六个工作水箱51，

其中，八个工作水箱51为呈矩形分布的前水箱组52，其余八个工作水箱51为呈矩形分布的后水箱组53，且前水箱组52与后水箱组53位于同一直线上，每个工作水箱51的顶部均设置有气阀，

所述前水箱组52包括并排设置的四个第一分组55，所述后水箱组53包括并排设置的四个第二分组56，每个分组分别包括通过连接管路13连通且并列设置的两个工作水箱51，

十六个工作水箱51中，八个位于同一列的工作水箱51中的每个工作水箱51与第一主干管路11之间各通过一个分支管路14连通，另外八个位于同一列的工作水箱51中的每个工作水箱51与第二主干管路12之间各通过一个分支管路14连通，

每个分支管路14上各设置有一个第一控制阀门31，

第一水泵、第二水泵并联设置在前水箱组52与后水箱组53之间的第一主干管路11上，第三水泵、第四水泵并联设置在前水箱组52与后水箱组53之间的第二主干管路12上，每台水泵的出水管上各设置一个第二控制阀门32，一个第三控制阀门33设置在第一主干管路11上且位于第一水泵、第二水泵的进水口侧，另一个第三控制阀门33设置在第二主干管路12上且位于第三水泵、第四水泵的进水口侧，

一个第四控制阀门34设置在第一主干管路11上远离后水箱组53的一端，另一个第四控制阀门34设置在第二主干管路12上远离后水箱组53的一端，

每个工作水箱51内对应安装一个液位传感器42和一个温度传感器43，

两个所述流量计44一一对应设置在第一主干管路11和第二主干管路12上，一个压力传感器41设置在第一主干管路11上且位于两个第二控制阀门32的出水侧，另一个压力传感器41设置在第二主干管路12上且位于两个第二控制阀门32的出水侧。

其中十六个工作水箱包括第一工作水箱51-1，第二工作水箱51-2，第三工作水箱51-3，第四工作水箱51-4，第五工作水箱51-5，第六工作水箱51-6，第七工作水箱51-7，第八工作水箱51-8，第九工作水箱51-9，第十工作水箱51-10，第十一工作水箱51-11，第十二工作水箱51-12，第十三工作水箱51-13，第十四工作水箱51-14，第十五工作水箱51-15，第十六工作水箱51-16，第一工作水箱51与第五工作水箱51为一个第一分组，第二工作水箱51与第六工作水箱51为一个第一分组，第三工作水箱51与第七工作水箱51为一个第一分组，第四工作水箱51与第八工作水箱51为一个第一分组，第九工作水箱51与第十三工作水箱51为一个第二分组，第十工作水箱51与第十四工作水箱51为一个第二分组，第十一工作水箱51与第十五工作水箱51为一个第二分组，第十二工作水箱51与第十六工作水箱51为一个第二分组，

系统管路中设计的四台水泵分别为第一水泵、第二水泵、第三水泵、第四水泵，作用为重心调配系统中各工作水箱51水量的重新分配提供动力，第一水泵21和第二水泵22在由前向后调水的主干管路上，而第三水泵23和第四水泵24在由后向前调水的主干管路上。正常模式下打开第一水泵21由前向后调水或者打开第三水泵23由后向前调水来实现不小于1％mac/min的调节速率；应急模式下打开第一水泵21与第二水泵22由前向后调水或者打开第三水泵23与第四水泵24由后向前调水实现不小于2％mac/min的调节速率。考虑到飞机试飞过程中电磁环境的复杂性，本发明申请中的水泵采用直流水泵。

第一控制阀门31为电磁阀，第二控制阀门32为电动球阀，第三至第四控制阀门34均为手动球阀。

其中，第一控制阀门31用来控制工作水箱51是否接入管路；第二控制阀门32可控制开启度，设置于水泵的出水管；第三控制阀门33设置在水泵的进水口；第四控制阀门34为系统放空管的控制阀门，实现系统中水的放空，系统放空管为在第四控制阀门34的另一端对接的一个放水管路，通过第四控制阀门与主干管路连通。

在系统检修更换工作过程中，将设置在水泵进水口的两个第三控制阀门33，以及四个第二控制阀门32关闭，可以实现对出现故障的某台水泵的更换。

本发明申请中的管路均选用dn80的不锈钢管，确保水头损失最小。

本发明申请在每个工作水箱51内安装一个液位传感器42来监测工作水箱51内液位，为实时重心计算提供数据支持；在每个工作水箱51中安装一个温度传感器43来监测工作水箱51内温度，为散热模式提供温度数据；两个压力传感器41实时监测泵压、主干管路内的压力大小。

本发明申请设计了用来存储与调度配重水的系统水箱管路布局，并在管路与水箱的相应的位置安装液位、温度、流量与压力传感器以及管路控制阀门、水箱上气阀与水泵等执行机构来搭建系统平台，实现完全自动化程控监测、计算、调配重心。

在每个工作水箱51顶部安装的气阀为常闭型排气电磁阀门，可以根据水位自动控制开闭；在调水的过程中，为了保障气压平衡，水箱顶部的气阀开启，若检测出液位超出水箱高度的90％，有液体溢出风险时则自动关闭气阀，停止重心调节。

本发明申请中的所有传感器均采用电流信号输出型，有效降低了机舱空间内长距离传输电压信号时的衰减问题。

本发明申请的重心调配系统中的供电子系统与控制显示子系统在管路布局的设计基础上完成。设计使用基于处理器与fpga相结合的控制器组成的控制机箱(即总控单元)、显示器与键盘鼠标66等电气设备，完成信号采集、pid控制算法，控制执行机构完成重心调配系统的闭环控制以及用户交互，以实现重心调节试飞科目中的调节速率、调节精度与调节能力的指标与任务需求；同时，重心调配系统配有与电负载系统相同的接口，在电负载试飞科目中，重心调配系统为电负载系统循环供水，通过循环水吸收电负载系统发出的热量。其中，供电子系统包括变压整流器63及双路供电自动切换电路，正常情况下通过交流抽引口62抽引飞机115v宽频交流电，经过变压整流器63后转换为28v直流电，而在应急情况下则需要自动切换到24v蓄电池61为电气设备供电，本发明申请经过规划设计，电气设备均工作在dc(即直流电源)24v～28v，在保证应急蓄电池61电源接入后仍能正常工作的同时，实现了整个系统供电系统的简单可靠。

控制显示子系统包括19英寸显示器与键盘鼠标66，方便用户交互使用；具备网口，usb接口，vga接口，电源以及与系统其他子系统接驳的接口，实现对于用户界面、控制逻辑、数据存储与处理等基本功能的需求；以控制器为核心的控制机箱，满足19英寸标准机柜的设计规范。

电气连接包括电源线、地线以及传递信号的信号线，液位传感器42、温度传感器43、流量计44及压力传感器41将采集到的信号通过信号线送入到总控单元65内的主控器的模拟电流采集模块当中，为主控器执行控制逻辑提供数据支持。供电子系统中各组成部分通过电源线连接，供电子系统与各传感器、各控制阀门、各水泵、键盘和鼠标66、显示屏64等均通过电源线连接。上位机软件完成重心实时计算并通过pid控制算法输出控制量，为水泵、电磁阀门、电动球阀等执行机构执行控制逻辑提供依据。其中，电动球阀的开合度控制可以实现重心的精确调节(开合度控制通过上位机软件实现)。

控制器基于处理器与fpga相结合的架构，完成核心的pid控制算法实现飞机重心的闭环控制。本发明的飞机重心计算的基本原理：在垂直飞机的纵向轴线的平面上找一条基准线，假设飞机重心到基准线的水平距离为cg，将飞机总重记为w,为了便于计算飞机各个部分的重心或者根据不同的测试需求，可以将整个的飞机进行合理地划分出n部分，再分别计算新划分的各个部分重力wi及该分重心到基准线的距离di，从而有如下形式的公式：

两个流量计44优选涡街流量计，监测重心调节过程中的管内流量及其变化，可以计算出单位时间调水总量，从而计算出工作水箱51水量的重心改变，辅助液位传感器42监测重心，形成有力的数据监测补充与数据比对，规避液位或者压力某支传感器失效而带来的误判风险。

本系统中的液位传感器42、压力传感器41、温度传感器43和涡街流量计44均采用电流信号输出型，有效降低了机舱空间内长距离传输电压信号时的衰减问题，进而保证了传感器采集数据的精确性。

本发明申请是用来存储与运输纯净水的系统水箱管路布局。

本发明中的各工作水箱固定在机舱座椅导轨上。

本发明申请能够实现试飞重心调节科目中的正常工作模式、应急工作模式和散热工作模式不同的工作模式需求。

(1)正常工作模式：重心调配系统以不小于1％mac/min的调节速率向前或者向后调节飞机重心到预设目标重心，并且可以实现重心保持功能，重心调配系统根据燃油消耗、飞机构型变换等情况，自动进行水配重的前后调节以维持飞机重心不变；

(2)应急工作模式：重心调配系统以不小于2％mac/min的速率调节飞机重心；

(3)散热工作模式：在电负载试飞科目中，重心调配系统为电负载系统供水循环散热。重心调配系统配有与电负载系统相连接的接口，保证电负载水箱能够方便地接入重心自动调配系统。

具体实施方式二：结合图1说明本实施方式，正常工作模式下，两个第三控制阀门33均为打开状态，当系统需要从前向后调水时，与第一主干管路11连通的八个分支管路14上的第一控制阀门31全部为打开状态，四台水泵中仅第一水泵21工作，同时第一水泵21出水管上的第二控制阀门32为打开状态；当系统需要从后向前调水时，与第二主干管路12连通的八个分支管路14上的第一控制阀门31全部为打开状态，四台水泵中仅第三水泵23工作，同时第三水泵23出水管上的第二控制阀门32为打开状态。如此设计，两个第二控制阀门32的开启度均由pid输出的控制量决定，水箱顶部的气阀处于常闭状态，而在调水的过程中，可以根据水位自动控制开启，为了保障气压平衡，水箱顶部的气阀开启。其它组成与连接关系与具体实施方式一相同。

具体实施方式三：结合图1说明本实施方式，应急工作模式下，两个第三控制阀门33均为打开状态，当系统需要从前向后调水时，与第一主干管路11连通的八个分支管路14上的第一控制阀门31全部为打开状态，第一水泵21、第二水泵22工作，同时第一水泵21出水管上以及第二水泵22出水管上的第二控制阀门32均为打开状态；当系统需要从后向前调水时，与第二主干管路12连通的八个分支管路14上的第一控制阀门31全部为打开状态，第三水泵23、第四水泵24工作，同时第三水泵23出水管上以及第四水泵24出水管上的第二控制阀门32均为打开状态。如此设计，第一水泵21、第二水泵22工作时第三水泵23、第四水泵24不工作。本实施方式中四个第二控制阀门32的开启度均由pid输出的控制量决定，水箱顶部的气阀处于常闭状态，而在在调水的过程中，可以根据水位自动控制开启，为了保障气压平衡，水箱顶部的气阀开启，当水位超过水箱高度的90％时，为了避免水箱内的水外溢，此时关闭水箱气阀。其它组成与连接关系与具体实施方式一相同。

具体实施方式四：结合图1说明本实施方式，注水工作模式下，四台水泵均为关闭状态，全部第一控制阀门31、全部第二控制阀门32、全部第三控制阀门33以及全部气阀均为打开状态。如此设计，通过地面注水系统进行注水，每个工作水箱顶部均开设有注水孔，注水时，各分支管路上的第一控制阀门，以及前水箱组与后水箱组之间的所有控制阀门均开启，通过地面注水系统向一个工作水箱进行注水，水流通过各分支管路和主干管路流向其它工作水箱，直至注水完成，在注水前计算注水总量，注水过程中通过地面注水系统中的计量水表读出进水总量，达到预设注水总量时立即关闭地面注水系统中的注水水泵和注水手动球阀，同时在上位机监控各工作水箱51的液位数据，验证注水量的准确。其它组成与连接关系与具体实施方式一相同。

具体实施方式五：结合图1说明本实施方式，放水工作模式下，气阀、第一至第四控制阀门34均为打开状态。如此设计，打开所有阀门的同时监控各工作水箱51的液位，当所有工作水箱51液位均降为零后，对全部执行机构进行关断，完成排水操作。其它组成与连接关系与具体实施方式一相同。

具体实施方式六：结合图1说明本实施方式，两个主干管路上各设置有一个第五控制阀门35，其中，一个第五控制阀门35设置在一个第三控制阀门33与前水箱组52之间的第一主干管路11上，另一个第五控制阀门35设置在另一个第三控制阀门33与前水箱组52之间的第二主干管路12上，散热工作模式下，全部气阀、第一控制阀门31及第三控制阀门33均为打开状态，第五控制阀门35为关闭状态，同时第一水泵21及第三水泵23为打开状态。如此设计，本发明申请的重心调配系统兼容电负载试飞科目应用，重心调配系统为电负载系统循环供水，而且重心调配系统配有与电负载预留相同的接口，保证电负载水箱能够接入重心调配系统，通过循环水吸收电负载系统发出的热量。第五控制阀门35为接电负载水箱的控制阀门。第五控制阀门35为手动球阀。散热工作模式下，维持系统重心稳定的前提下进行水循环。根据水温的高低，调节液体流量，以保证散热维持在一个稳定的状态，整体管路采用s304不锈钢的材料，完全可以满足散热模式释放热能的需求。其它组成与连接关系与具体实施方式一相同。

具体实施方式七：结合图1说明本实施方式，所述流量计为涡街流量计。如此设计，本发明申请在两根调水主干管路上各安装一支流量计44，优选涡街流量计44，监测重心调节过程中的管内流量及其变化，可以计算出单位时间调水总量，从而计算出工作水箱51水量的重心改变，辅助液位传感器42监测重心，形成有力的数据监测补充与数据比对，规避液位或者压力某支传感器失效而带来的误判风险。其它组成与连接关系与具体实施方式一、二、三、四、五或六相同。

具体实施方式八：结合图1说明本实施方式，第一控制阀门31为电磁阀，第二控制阀门32为电动球阀，第三至第四控制阀门34均为手动球阀。其它组成与连接关系与具体实施方式七相同。

具体实施方式九：结合图1说明本实施方式，水泵采用直流工作的水泵，并且其供电电源为兼容变压整流器63输出的直流28v和应急模式下蓄电池61提供的直流24v。如此设计，保证飞机重心调节试飞科目具有良好的电磁环境。其它组成与连接关系与具体实施方式一、二、三、四、五、六或八相同。

具体实施方式十：结合图1～3说明本实施方式，所述液位传感器42、压力传感器41、温度传感器43均为电流信号输出型传感器，所述流量计44为电流信号输出型流量计44。如此设计，有效降低了机舱空间内长距离传输电压信号时的衰减问题，进而保证了系统中传感器采集数据的精确性。其它组成与连接关系与具体实施方式九相同。

工作状态：

不同模式下各执行机构对应的工作状态如表1所示：

表1