本發(fā)明涉及航空發(fā)動機(jī)更換操作，尤其涉及一種適用于在翼換發(fā)的發(fā)動機(jī)舉升系統(tǒng)及發(fā)動機(jī)調(diào)姿控制方法。

背景技術(shù)：

1、在航空發(fā)動機(jī)領(lǐng)域，為保障飛機(jī)持續(xù)適航安全的運(yùn)行，當(dāng)發(fā)動機(jī)出現(xiàn)故障或達(dá)到限制使用條件時，需開展在翼換發(fā)工作。因發(fā)動機(jī)重量和體積大、外部布局復(fù)雜、安裝空間小等原因，導(dǎo)致更換發(fā)動機(jī)的周期長、難度大。

2、現(xiàn)有技術(shù)中，在翼換發(fā)需借助引導(dǎo)工裝，包括荊棘鎖鏈、拉力磅表等工具，通過扳手對荊棘鎖鏈擰緊或松開來實(shí)現(xiàn)發(fā)動機(jī)的上升和下放。根據(jù)調(diào)研，通常一臺發(fā)動機(jī)的在翼換發(fā)需要8人6小時以上協(xié)同操作才能完成。在翼換發(fā)過程對操作人員的依賴性強(qiáng)、工作效率低、可靠性差、存在安全隱患。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、針對現(xiàn)有技術(shù)的上述問題，本發(fā)明提出了一種適用于在翼換發(fā)的發(fā)動機(jī)舉升系統(tǒng)及發(fā)動機(jī)調(diào)姿控制方法，能夠有效實(shí)現(xiàn)在翼換發(fā)，提升換發(fā)效率且安全性高。

2、具體地，本發(fā)明提出了一種適用于在翼換發(fā)的發(fā)動機(jī)舉升系統(tǒng)，包括：

3、發(fā)動機(jī)舉升裝置，包括安裝托架、四個舉升定位器和四個工藝轉(zhuǎn)接件，所述安裝托架用于承載所述發(fā)動機(jī)，四個所述舉升定位器包括一個舉升主定位器和三個舉升輔定位器，分別布置在所述安裝托架的一角，每個所述舉升定位器通過一個所述工藝轉(zhuǎn)接件與所述安裝托架連接，每個所述舉升定位器能在所述發(fā)動機(jī)的x/y/z軸上移動以通過所述工藝轉(zhuǎn)接件帶動所述發(fā)動機(jī)產(chǎn)生位移；

4、傳感器組，包括力傳感器、非接觸式位移傳感器和光電位移傳感器，在每個所述舉升定位器上布置一個所述力傳感器用于獲取所述舉升定位器帶動所述工藝轉(zhuǎn)接件的拉力，在每個所述舉升定位器上布置多個非接觸式位移傳感器，用于檢測所述舉升定位器在所述發(fā)動機(jī)的x/y/z軸上的位移，在所述發(fā)動機(jī)的安裝系統(tǒng)與飛機(jī)吊架的連接位置分別設(shè)置光電位移傳感器，用于檢測所述安裝系統(tǒng)與飛機(jī)吊架的相對位置信息；

5、電子控制單元，設(shè)置于所述舉升主定位器，所述電子控制單元包括數(shù)據(jù)采集控制模塊，用于接收所述傳感器組獲取的檢測信號，所述電子控制單元基于接收到的檢測信號通過四個舉升定位器差動來實(shí)現(xiàn)對所述發(fā)動機(jī)在空間姿態(tài)的6自由度調(diào)整；其中，所述數(shù)據(jù)采集控制模塊所接收的非接觸式位移傳感器的信號應(yīng)當(dāng)滿足位移設(shè)定條件，所述數(shù)據(jù)采集控制模塊所接收的力傳感器的信號應(yīng)當(dāng)滿足力設(shè)定條件。

6、根據(jù)本發(fā)明的一個實(shí)施例，在每個所述舉升定位器上布置多個非接觸式位移傳感器，且在所述發(fā)動機(jī)的x/y/z軸的任一軸上布置兩個非接觸式位移傳感器，用于檢測所述舉升定位器在該軸上的位移，獲取位移信號為p1和p2；

7、所述位移設(shè)定條件為：

8、若p1和p2信號正常，且滿足|p1-p2|＜10％×min{p1，p2}，則將所述信號的均值p3作為該軸的位移值，p3＝(p1+p2)/2；

9、若p1或p2中的一個信號正常，則采用其中正常信號作為該軸的位移值；

10、若p1和p2信號正常，且|p1-p2|≥10％×min{p1，p2}，則需要對傳感器進(jìn)行校正；

11、若p1和p2信號均不正常，則需要更換對應(yīng)的非接觸式位移傳感器并進(jìn)行校正。

12、根據(jù)本發(fā)明的一個實(shí)施例，設(shè)四個拉力信號為f1、f2、f3、f4，所述力設(shè)定條件為：

13、若max{f1，f2，f3，f4}-min{f1，f2，f3，f4}＜10％×min{f1，f2，f3，f4}，則說明拉力信號正常；

14、若max{f1，f2，f3，f4}-min{f1，f2，f3，f4}≥10％×min{f1，f2，f3，f4}，則所述電子控制單元或數(shù)據(jù)采集控制模塊觸發(fā)安全報警。

15、根據(jù)本發(fā)明的一個實(shí)施例，每個所述舉升定位器包括：

16、底座模塊，包括底座組件、第一滑軌、第一電機(jī)和電機(jī)固定板，所述第一滑軌固定設(shè)置在所述底座組件上，所述第一電機(jī)固定在所述電機(jī)固定板上，所述第一電機(jī)用于驅(qū)動所述電機(jī)固定板沿所述第一滑軌移動；

17、滑枕模塊，包括安裝板組件、滑枕移動組件、第二滑軌、第二電機(jī)和柔性連接件，所述第二滑軌固定在所述滑枕移動組件上，所述第二電機(jī)固定在所述安裝板組件上，所述第二電機(jī)用于驅(qū)動所述滑枕移動組件沿所述第二滑軌的長度方向上移動，所述柔性連接件的一端與所述滑枕移動組件連接固定，另一端與所述工藝轉(zhuǎn)接件連接固定；

18、立柱模塊，包括立柱組件、第三滑軌、第三電機(jī)和滾珠絲杠，所述立柱組件的底部固定在所述電機(jī)固定板上，所述滾珠絲杠與所述安裝板組件配合，所述第三電機(jī)用于驅(qū)動所述滾珠絲杠轉(zhuǎn)動，通過所述安裝板組件帶動整個滑枕模塊沿所述第三滑軌的長度方向上移動；

19、所述第一滑軌、第二滑軌和第三滑軌的長度方向與所述發(fā)動機(jī)的x向、y向和z向?qū)?yīng)。

20、本發(fā)明還提供了一種在翼換發(fā)的發(fā)動機(jī)調(diào)姿控制方法，適用于前述的發(fā)動機(jī)舉升系統(tǒng)，所述發(fā)動機(jī)的空間姿態(tài)調(diào)整過程包括所述電子控制單元對所述發(fā)動機(jī)的指定位姿進(jìn)行求解，將所述指定位姿的空間位置和姿態(tài)分解為每個舉升定位器在x/y/z軸上的運(yùn)動行程，通過所述電子控制單元同步驅(qū)動舉升定位器聯(lián)動以使所述發(fā)動機(jī)到達(dá)指定位姿。

21、根據(jù)本發(fā)明的一個實(shí)施例，對所述發(fā)動機(jī)的舉升方式包括單點(diǎn)移動、線性移動和非線性移動；

22、所述單點(diǎn)移動是指所述電子控制單元控制某個所述舉升定位器根據(jù)實(shí)際需求沿x軸或y軸或z軸進(jìn)行移動；

23、所述線性移動是指所述電子控制單元對三個舉升輔定位器與舉升主定位器進(jìn)行線性同步控制，三個舉升輔定位器的三軸移動按線性關(guān)系與舉升主定位器三軸移動同步以使所述發(fā)動機(jī)在設(shè)定時間到達(dá)指定位置；

24、所述非線性移動是指所述電子控制單元對三個舉升輔定位器與舉升主定位器進(jìn)行非線性同步控制，三個舉升輔定位器的三軸移動按非線性關(guān)系與舉升主定位器三軸移動同步以使所述發(fā)動機(jī)在設(shè)定時間到達(dá)指定位置；

25、所述電子控制單元計算非線性移動參數(shù)，所述電子控制單元采用非線性移動參數(shù)來控制四個所述舉升定位器動作，根據(jù)凸輪耦合5項式計算非線性移動參數(shù)，計算位置、速度和加速度的公式為：

26、位置：f(x)＝a0+a1×x+a2×x^2+a3×x^3+a4×x^4+a5×x^5；

27、速度：f’(x)＝a1+2×a2×x+3×a3×x^2+4×a4×x^3+5×a5×x^4；

28、加速度：f”(x)＝2×a2+6×a3×x+12×a4×x^2+20×a5×x^3；

29、其中，x為時間，f(x)為某軸在某時間點(diǎn)的位置，速度為一階求導(dǎo)，加速度為二階求導(dǎo)，a0～a5為非線性移動參數(shù)。

30、根據(jù)本發(fā)明的一個實(shí)施例，所述電子控制單元對所述發(fā)動機(jī)的指定位姿進(jìn)行求解的過程包括步驟：

31、s1，在所述數(shù)據(jù)采集控制模塊上設(shè)定所述發(fā)動機(jī)虛擬坐標(biāo)系；

32、s2，測量所述飛機(jī)吊架的位置信息，基于所述發(fā)動機(jī)虛擬坐標(biāo)系形成位置向量錄入所述數(shù)據(jù)采集控制模塊；

33、s3，計算所述安裝系統(tǒng)的舉升安裝的理論最佳姿勢信息，基于所述虛擬坐標(biāo)系形成理論最佳舉升位置向量錄入所述數(shù)據(jù)采集控制模塊；

34、s4，調(diào)整并標(biāo)定舉升主定位器與三個舉升輔定位器的位置信息錄入所述數(shù)據(jù)采集控制系統(tǒng)；

35、s5，標(biāo)定舉升定位器上三軸方向上的非接觸式位移傳感器信息，并將位置信息反饋所述數(shù)據(jù)采集控制系統(tǒng)；

36、s6，收集舉升定位器位置信息舉升定位器三軸方向上的位置信息通過幾何計算所述發(fā)動機(jī)的實(shí)際位置特征計算所述發(fā)動機(jī)的理論調(diào)姿移動向量：

37、s7，根據(jù)發(fā)動機(jī)調(diào)姿完成后，豎直舉升前地面實(shí)際姿勢信息計算所述發(fā)動機(jī)的實(shí)際調(diào)姿移動向量：其中舉升時實(shí)際姿勢信息與理論最佳舉升位置向量的偏差應(yīng)滿足設(shè)定偏差條件；

38、s8，若滿足設(shè)定偏差條件，則所述發(fā)動機(jī)的地面調(diào)姿完成；

39、s9，所述電子控制單元控制四個所述舉升定位器沿z軸方向同步舉升所述發(fā)動機(jī)。

40、根據(jù)本發(fā)明的一個實(shí)施例，所述設(shè)定偏差條件為：

41、-2°≤α角≤2°，且-3°≤β角≤4°，且-5°≤γ角≤5°，且-10cm≤x向偏差≤10cm，且-5cm≤y向偏差≤5cm；

42、其中，飛機(jī)航向為坐標(biāo)系x向，飛機(jī)垂向為坐標(biāo)系y向，飛機(jī)展向為坐標(biāo)系z向，分別對應(yīng)所述發(fā)動機(jī)的x/y/z向，繞飛機(jī)坐標(biāo)系x軸旋轉(zhuǎn)為α角，繞飛機(jī)坐標(biāo)系y軸旋轉(zhuǎn)為β角，繞飛機(jī)坐標(biāo)系z軸旋轉(zhuǎn)為γ角。

43、根據(jù)本發(fā)明的一個實(shí)施例，在步驟s1前執(zhí)行如下操作，包括步驟：

44、t1，將所述發(fā)動機(jī)安裝到所述安裝托架上，且固定牢靠；

45、t2，將四個工藝轉(zhuǎn)接件安裝到安裝托架的指定位置，使兩者連接可靠；

46、t3，移動一個舉升主定位器與三個舉升輔定位器擺放到安裝托架的四周；

47、t4，調(diào)整舉升主定位器和舉升輔定位器的位置，每個舉升定位器通過一個柔性連接件與工藝轉(zhuǎn)接件連接固定。

48、根據(jù)本發(fā)明的一個實(shí)施例，在步驟s9中，在同步舉升之前，采用同步軟軸連接每個所述舉升定位器的第三電機(jī)的輸出軸，通過所述同步軟軸來保證四個舉升定位器通過各自的第三電機(jī)同步舉升所述發(fā)動機(jī)，當(dāng)所述安裝系統(tǒng)與飛機(jī)吊架的z向距離小于設(shè)定距離時，撤除所述同步軟軸。

49、本發(fā)明提供的一種適用于在翼換發(fā)的發(fā)動機(jī)舉升系統(tǒng)及發(fā)動機(jī)調(diào)姿控制方法，通過電子控制單元對所述發(fā)動機(jī)的指定位姿進(jìn)行求解，將所述指定位姿的空間位置和姿態(tài)分解為每個舉升定位器在x/y/z軸上的運(yùn)動行程，通過所述電子控制單元同步驅(qū)動舉升定位器聯(lián)動以使所述發(fā)動機(jī)到達(dá)指定位姿能夠有效實(shí)現(xiàn)在翼換發(fā)，提升換發(fā)效率且安全性高。

50、應(yīng)當(dāng)理解，本發(fā)明以上的一般性描述和以下的詳細(xì)描述都是示例性和說明性的，并且旨在為所述的本發(fā)明提供進(jìn)一步的解釋。