本發(fā)明屬于飛機重量重心測量技術(shù)領域，涉及一種集目標自動跟蹤測量技術(shù)、飛機姿態(tài)自動調(diào)節(jié)技術(shù)、飛機多姿態(tài)調(diào)節(jié)功能為一體的高效率多用途飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)裝置。
背景技術(shù)：
飛機重量重心測量是對飛機理論重量重心的驗證，是各型飛機首飛前對飛機飛行性能測試的重要試驗，測量結(jié)果的精度關(guān)系到飛行安全和飛機交付。而準確進行飛機重量重心測量試驗的前提是根據(jù)試驗需求精確調(diào)節(jié)飛機的姿態(tài)，包括水平姿態(tài)以及各種傾角姿態(tài)。
目前，飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)是通過調(diào)節(jié)飛機前機輪、左機輪、右機輪三個秤臺的高度，使飛機實際姿態(tài)數(shù)據(jù)滿足飛機目標姿態(tài)數(shù)據(jù)的過程。根據(jù)飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)的原理，在現(xiàn)有工作條件下，飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)流程為：先由水平測量人員將水平測量儀調(diào)水平；再由機務工作人員將飛機秤臺調(diào)水平；然后水平測量人員使用水平測量儀目視定位飛機左右機翼上兩個水平測量點并使用水平測量尺測量計算飛機左右機翼上兩個水平測量點之間的相對高度；隨后由機務工作人員根據(jù)水平測量人員的指令反復調(diào)節(jié)飛機前機輪、左機輪、右機輪三個秤臺的高度以使飛機姿態(tài)滿足要求；最后按同樣的操作定位測量計算飛機機身上前后兩個水平測量點之間的相對高度并完成飛機姿態(tài)的調(diào)節(jié)。
由于整個飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)過程全部由人力參與，因此工作效率和精度低，工作誤差大，工作重復性高且浪費人力資源。
技術(shù)實現(xiàn)要素：
本發(fā)明的目的是：提出一種飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)過程自動化控制，工作效率和工作精度高，工作誤差小，工作重復性低，節(jié)約人力資源的高效率自動化飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)裝置。
本發(fā)明的技術(shù)方案是：一種飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)裝置，由控制模塊1；左激光儀2； 左靶鏡3；右激光儀4；右靶鏡5；機翼測量平臺6；前激光儀7；前靶鏡8；后激光儀9；后靶鏡10；機身測量平臺11；前秤14；左秤15；右秤16組成。
技術(shù)方案各組成部分功能為：
(1)控制模塊1：供試驗人員輸入飛機目標姿態(tài)每組兩個水平測量點之間相對高度數(shù)據(jù)至控制模塊1；供試驗人員輸入飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)裝置工作啟動指令；顯示飛機實際姿態(tài)每組兩個水平測量點之間相對高度數(shù)據(jù)；顯示飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)裝置工作到位信號。
(2)左激光儀2：安裝于機翼測量平臺6；射出激光束自動實時跟蹤左靶鏡3；測量激光儀2基準點到靶鏡3中心的距離l1；測量激光束垂直方向偏轉(zhuǎn)角θ1；輸出距離和角度數(shù)據(jù)至控制模塊1。
(3)左靶鏡3：固定于飛機左機翼水平測量點處，反射激光儀2射出的激光束。
(4)右激光儀4：安裝于機翼測量平臺6；射出激光束自動實時跟蹤右靶鏡5；測量激光儀4基準點到靶鏡5中心的距離l2；測量激光束垂直方向偏轉(zhuǎn)角θ2；輸出距離和角度數(shù)據(jù)至控制模塊1。
(5)右靶鏡5：固定于飛機右機翼水平測量點處，反射激光儀4射出的激光束。
(6)機翼測量平臺6：采用三點支撐自調(diào)平平臺；在采集飛機翼展方向姿態(tài)數(shù)據(jù)前完成框體水平自動調(diào)節(jié)；給左激光儀2和右激光儀4提供同一個測量基準面。包括1組雙軸傾角傳感器、1個單片機、3只步進電機、3套絲桿升降裝置等部分。
(7)前激光儀7：安裝于機身測量平臺11；射出激光束自動實時跟蹤前靶鏡8；測量激光儀7基準點到靶鏡8中心的距離l3；測量激光束水平方向偏轉(zhuǎn)角和垂直方向偏轉(zhuǎn)角θ3；輸出距離和角度數(shù)據(jù)至控制模塊1。
(8)前靶鏡8：固定于飛機前機身水平測量點處，反射激光儀7射出的激光束。
(9)后激光儀9：安裝于機身測量平臺11；射出激光束自動實時跟蹤后靶鏡10；測量激光儀9基準點到靶鏡10中心的距離l4；測量激光束水平方向偏轉(zhuǎn)角和垂直方向偏轉(zhuǎn)角θ4；輸出距離和角度數(shù)據(jù)至控制模塊1。
(10)后靶鏡10：固定于飛機后機身水平測量點處，反射激光9儀射出的激光束。
(11)機身測量平臺11：采用三點支撐自調(diào)平平臺；在采集飛機航行方向姿態(tài)數(shù)據(jù)前完成框體水平自動調(diào)節(jié)；給前激光儀7和后激光儀9提供同一個測量基準面。包括1組雙軸傾角傳感器、1個單片機、3只步進電機、3套絲桿升降裝置等部分。
(12)控制模塊1：獲得控制模塊1輸入的飛機目標姿態(tài)每組兩個水平測量點之間相對高度數(shù)據(jù)h12和h34；獲得左激光儀2、右激光儀4、前激光儀7、后激光儀9輸入的飛機實際姿態(tài)左機翼、右機翼、前機身、后機身水平測量點各自的距離和角度數(shù)據(jù)；運行控制模塊1處理飛機姿態(tài)數(shù)據(jù)；輸出飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)指令至前秤14、左秤15、右秤16。
(13)控制模塊1：控制飛機姿態(tài)自動調(diào)節(jié)程序；計算飛機實際姿態(tài)左機翼、右機翼、前機身、后機身水平測量點各自相對于測量基準面的高度數(shù)據(jù)；計算飛機實際姿態(tài)每組兩個水平測量點之間相對高度數(shù)據(jù)；與飛機目標姿態(tài)每組兩個水平測量點之間相對高度數(shù)據(jù)進行對比并計算偏差m和n；根據(jù)偏差計算飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)指令。
(14)前秤14：采用三點支撐自調(diào)平平臺；支撐飛機前機輪；在測量飛機重量數(shù)據(jù)前完成自調(diào)平；測量飛機前機輪重量數(shù)據(jù)并輸出至計算機；執(zhí)行計算機輸入的飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)指令。包括1組雙軸傾角傳感器、1個單片機、3只步進電機、3套絲桿升降裝置等部分。
(15)左秤15：采用三點支撐自調(diào)平平臺；支撐飛機左機輪；在測量飛機重量數(shù)據(jù)前完成自調(diào)平；測量飛機左機輪重量數(shù)據(jù)并輸出至計算機；執(zhí)行計算機輸入的飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)指令。包括1組雙軸傾角傳感器、1個單片機、3只步進電機、3套絲桿升降裝置等部分。
(16)右秤16：采用三點支撐自調(diào)平平臺；支撐飛機右機輪；在測量飛機重量數(shù)據(jù)前完成自調(diào)平；測量飛機右機輪重量數(shù)據(jù)并輸出至計算機；執(zhí)行計算機輸入的飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)指令。包括1組雙軸傾角傳感器、1個單片機、3只步進電機、3套絲桿升降裝置等部分。
本發(fā)明中須定義以下指標：
飛機實際姿態(tài)左激光儀2基準點到左靶鏡3中心的距離l1；
飛機實際姿態(tài)左激光儀2激光束與垂直方向偏轉(zhuǎn)角θ1；
飛機實際姿態(tài)右激光儀4基準點到右靶鏡5中心的距離l2；
飛機實際姿態(tài)右激光儀4激光束與垂直方向偏轉(zhuǎn)角θ2；
飛機實際姿態(tài)前激光儀7基準點到前靶鏡8中心的距離l3；
飛機實際姿態(tài)前激光儀7激光束與垂直方向偏轉(zhuǎn)角θ3；
飛機實際姿態(tài)后激光儀9基準點到后靶鏡10中心的距離l4；
飛機實際姿態(tài)后激光儀9激光束與垂直方向偏轉(zhuǎn)角θ4；
飛機目標姿態(tài)左機翼水平測量點與右機翼水平測量點之間相對高度理論數(shù)據(jù)h12；
飛機目標姿態(tài)前機身水平測量點與后機身水平測量點之間相對高度理論數(shù)據(jù)h34；
飛機實際姿態(tài)左機翼水平測量點與右機翼水平測量點之間相對高度對飛機目標姿態(tài)左機翼水平測量點與右機翼水平測量點之間相對高度的偏差值m，且m＝l1·cosθ1-l2·cosθ2-h12；
飛機實際姿態(tài)左機翼水平測量點與右機翼水平測量點之間相對高度對飛機目標姿態(tài)左機翼水平測量點與右機翼水平測量點之間相對高度的偏差值下限m1；
飛機實際姿態(tài)左機翼水平測量點與右機翼水平測量點之間相對高度對飛機目標姿態(tài)左機翼水平測量點與右機翼水平測量點之間相對高度的偏差值上限m2；
飛機實際姿態(tài)前機身水平測量點與后機身水平測量點之間相對高度對飛機目標姿態(tài)前機身水平測量點與后機身水平測量點之間相對高度的偏差值n，且n＝l3·cosθ3-l4·cosθ4-h34；
飛機實際姿態(tài)前機身水平測量點與后機身水平測量點之間相對高度對飛機目標姿態(tài)前機身水平測量點與后機身水平測量點之間相對高度的偏差值下限n1；
飛機實際姿態(tài)前機身水平測量點與后機身水平測量點之間相對高度對飛機目標姿態(tài)前機身水平測量點與后機身水平測量點之間相對高度的偏差值上限 n2；
秤臺單次頂升高度h。
本發(fā)明的使用方法：
(1)步驟1：將飛機停放于前秤14、左秤15、右秤16共3個秤臺上。
(2)步驟2：啟動飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)裝置。
(3)步驟3：安裝左靶鏡3、右靶鏡5、前靶鏡8、后靶鏡10共4個靶鏡于飛機上相應水平測量點處。
(4)步驟4：輸入飛機目標姿態(tài)參數(shù)h12和h34，輸入偏差值上下限m1、m2、n1、n2，輸入秤臺單次頂升高度h，開始調(diào)節(jié)飛機姿態(tài)。
(5)步驟5：完成機翼測量平臺6、機身測量平臺11共2個測量平臺和前秤14、左秤15、右秤16共3個秤臺自調(diào)平。
(6)步驟6：完成飛機翼展方向姿態(tài)自動調(diào)節(jié)。
(7)步驟7：完成飛機航行方向姿態(tài)自動調(diào)節(jié)。
(8)步驟8：確認飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)完成。
使用方法中：
(1)步驟5的實現(xiàn)過程為：控制模塊1發(fā)送自調(diào)平開始指令至機翼測量平臺6、機身測量平臺11、前秤14、左秤15、右秤16；每個自調(diào)平平臺由單片機根據(jù)雙軸傾角傳感器測量的角度數(shù)據(jù)發(fā)出自調(diào)平調(diào)節(jié)指令控制3只步進電機驅(qū)動3套絲桿升降裝置分別進行頂升以完成各自的平臺水平自動調(diào)節(jié)，發(fā)出平臺水平自動調(diào)節(jié)到位信號至控制模塊1；控制模塊1確認5個自調(diào)平到位信號均到位，測量平臺和秤臺自調(diào)平完成，發(fā)出“測量平臺和秤臺自調(diào)平到位”信號。
(2)步驟6的實現(xiàn)過程為：(a)控制模塊1發(fā)出飛機翼展方向姿態(tài)數(shù)據(jù)采集開始指令至機翼測量平臺6；安裝在機翼測量平臺6上的左激光儀2測量飛機的l1以及θ1數(shù)據(jù)輸出至控制模塊1，安裝在機翼測量平臺6上的右激光儀4測量飛機的l2以及θ2數(shù)據(jù)輸出至控制模塊1。控制模塊1計算m，當m≤m1時發(fā)出飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)開始指令至左秤15；當m≥m2時發(fā)出飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)開始指令至右秤16；當m1∠m∠m2時不發(fā)出飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)開始指令。(b)當m≤m1時左秤15根據(jù)飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)開始指令控制3只步進電機驅(qū)動3套絲桿升降裝置同時進行頂升使平臺頂升h，完成一次飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)，發(fā)出飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)到位信號至控 制模塊1；控制模塊1返回(a)開始執(zhí)行程序。當m≥m2時右秤16根據(jù)飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)開始指令控制3只步進電機驅(qū)動3套絲桿升降裝置同時進行頂升使平臺頂升h，完成一次飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)，發(fā)出飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)到位信號至控制模塊1；控制模塊1返回(a)開始執(zhí)行程序。當m1∠m∠m2時無飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)開始指令，飛機翼展方向姿態(tài)自動調(diào)節(jié)完成，控制模塊1發(fā)出“飛機翼展方向姿態(tài)自動調(diào)節(jié)到位”信號。
(3)步驟7的實現(xiàn)過程為：(a)控制模塊1發(fā)出飛機航行方向姿態(tài)數(shù)據(jù)采集開始指令至機身測量平臺11；安裝在機身測量平臺11上的前激光儀7測量飛機的l3以及θ3數(shù)據(jù)輸出至控制模塊1，安裝在機身測量平臺11上的后激光儀9測量飛機的l4以及θ4數(shù)據(jù)輸出至控制模塊1?？刂颇K1計算n，當n≤n1時發(fā)出飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)開始指令至前秤14；當n≥n2時發(fā)出飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)開始指令至左秤15和右秤16；當n1∠n∠n2時不發(fā)出飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)開始指令。(b)當n≤n1時前秤14根據(jù)飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)開始指令控制3只步進電機驅(qū)動3套絲桿升降裝置同時進行頂升使平臺頂升h，完成一次飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)，發(fā)出飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)到位信號至控制模塊1；控制模塊1返回(a)開始執(zhí)行程序。當n≥n2時左秤15和右秤16根據(jù)飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)開始指令同時控制各自平臺的3只步進電機驅(qū)動3套絲桿升降裝置進行頂升使平臺頂升h，完成一次飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)，發(fā)出飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)到位信號至控制模塊1；控制模塊1返回(a)開始執(zhí)行程序。當n1∠n∠n2時無飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)開始指令，飛機航行方向姿態(tài)自動調(diào)節(jié)完成，控制模塊1發(fā)出“飛機航行方向姿態(tài)自動調(diào)節(jié)到位”信號。
(4)步驟8的實現(xiàn)過程為：控制模塊1確認飛機翼展方向姿態(tài)自動調(diào)節(jié)到位信號和飛機航行方向姿態(tài)自動調(diào)節(jié)到位信號均存在，飛機姿態(tài)自動調(diào)節(jié)完成，發(fā)出“飛機姿態(tài)自動調(diào)節(jié)到位”信號。
本發(fā)明的特征在于：
(1)本發(fā)明的控制邏輯為：先自動完成機翼測量平臺6、機身測量平臺11共2個測量平臺和前秤14、左秤15、右秤16共3個秤臺自調(diào)平，再自動完成飛機翼展方向姿態(tài)自動調(diào)節(jié)，最后自動完成飛機航行方向姿態(tài)自動調(diào)節(jié)。
(2)本發(fā)明利用三點支撐式平臺水平自動調(diào)節(jié)技術(shù)，采用基于步進電機和絲桿升降裝置的三點支撐式自調(diào)平平臺，實現(xiàn)了測量平臺和秤臺的平臺水平自 動調(diào)節(jié)功能。
(3)本發(fā)明設置左激光儀2、右激光儀4、前激光儀7、后激光儀9共4個激光儀和左靶鏡3、右靶鏡5、前靶鏡8、后靶鏡10共4個靶鏡，每個激光儀分別唯一對應各自的靶鏡，左靶鏡3、右靶鏡5、前靶鏡8、后靶鏡10共4個靶鏡分別安裝于飛機上的左機翼水平測量點、右機翼水平測量點、前機身水平測量點、后機身水平測量點共4個水平測量點，飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)裝置工作時每個激光儀始終自動跟蹤各自的靶鏡。
(4)本發(fā)明利用左激光儀2、右激光儀4、前激光儀7、后激光儀9共4個激光儀自動采集飛機姿態(tài)數(shù)據(jù)l1、θ1、l2、θ2、l3、θ3、l4、θ4并傳輸至控制模塊1。
(5)本發(fā)明利用控制模塊1自動計算飛機姿態(tài)數(shù)據(jù)并處理。
(6)本發(fā)明定義m的算法為m＝l1·cosθ1-l2·cosθ2-h12，可接受區(qū)間為m1∠m∠m2。
(7)本發(fā)明定義n的算法為n＝l3·cosθ3-l4·cosθ4-h34，可接受區(qū)間為n1∠n∠n2。
(8)本發(fā)明定義前秤14、左秤15、右秤16共3個秤臺單次頂升高度h應遠小于m1、m2、n1、n2的絕對值。
本發(fā)明的優(yōu)點是：
(1)本發(fā)明設置先自動完成機翼測量平臺6、機身測量平臺11共2個測量平臺和前秤14、左秤15、右秤16共3個秤臺自調(diào)平，再自動完成飛機翼展方向姿態(tài)自動調(diào)節(jié)，最后自動完成飛機航行方向姿態(tài)自動調(diào)節(jié)的順序，確保了飛機姿態(tài)自動調(diào)節(jié)的精度和效率。
(2)本發(fā)明利用三點支撐式平臺水平自動調(diào)節(jié)技術(shù)，采用基于步進電機和絲桿升降裝置的三點支撐式自調(diào)平平臺，實現(xiàn)了測量平臺和秤臺的平臺水平自動調(diào)節(jié)功能，取代人工操作，確保了飛機姿態(tài)自動調(diào)節(jié)的基準精度。
(3)本發(fā)明利用靶鏡激光定位跟蹤技術(shù)，采用激光儀和靶鏡，設置在飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)裝置工作時由左激光儀2、右激光儀4、前激光儀7、后激光儀9共4個激光儀始終自動跟蹤各自唯一對應的左靶鏡3、右靶鏡5、前靶鏡8、后靶鏡10共4個靶鏡，實現(xiàn)了對飛機上的左機翼水平測量點、右機翼水平測量點、前 機身水平測量點、后機身水平測量點共4個水平測量點的自動跟蹤，取代人工操作，工作效率高、操作精度高、節(jié)約人力資源、工作重復性低。
(4)本發(fā)明利用激光干涉測距技術(shù)和角度編碼測量技術(shù)，采用激光儀和靶鏡，設置在飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)裝置工作時由左激光儀2、右激光儀4、前激光儀7、后激光儀9共4個激光儀自動采集飛機姿態(tài)數(shù)據(jù)l1、θ1、l2、θ2、l3、θ3、l4、θ4并傳輸至控制模塊1，取代人工操作，測量誤差小且精度高、節(jié)約人力資源、工作重復性低。
(5)本發(fā)明設置在飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)裝置工作時由控制模塊1自動計算飛機姿態(tài)數(shù)據(jù)并處理，取代人工操作，工作效率高、節(jié)約人力資源、工作重復性低。
(6)本發(fā)明定義m的算法為m＝l1·cosθ1-l2·cosθ2-h12，須采集數(shù)據(jù)少，算法簡潔。
(7)本發(fā)明定義n的算法為n＝l3·cosθ3-l4·cosθ4-h34，須采集數(shù)據(jù)少，算法簡潔。
(8)本發(fā)明定義前秤14、左秤15、右秤16共3個秤臺單次頂升高度h應遠小于m1、m2、n1、n2的絕對值，可避免出現(xiàn)反復執(zhí)行飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)動作后m或n始終無法滿足可接受區(qū)間m1∠m∠m2或n1∠n∠n2的情況。
附圖說明
圖1是本發(fā)明飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)裝置的原理圖。
其中：1.控制模塊；2.左激光儀；3.左靶鏡；4.右激光儀；5.右靶鏡；6.機翼測量平臺；7.前激光儀；8.前靶鏡；9.后激光儀；10.后靶鏡；11.機身測量平臺；12.計算機；13.軟件；14.前秤；15.左秤；16.右秤。
具體實施方式
下面對本發(fā)明做進一步詳細說明。參見圖1，本發(fā)明的飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)裝置，由控制模塊1；左激光儀2；左靶鏡3；右激光儀4；右靶鏡5；機翼測量平臺6；前激光儀7；前靶鏡8；后激光儀9；后靶鏡10；機身測量平臺11；控制模塊1；控制模塊1；前秤14；左秤15；右秤16組成。
技術(shù)方案各組成部分功能為：
(1)控制模塊1：供試驗人員輸入飛機目標姿態(tài)每組兩個水平測量點之間 相對高度數(shù)據(jù)至控制模塊1；供試驗人員輸入飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)裝置工作啟動指令；顯示飛機實際姿態(tài)每組兩個水平測量點之間相對高度數(shù)據(jù)；顯示飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)裝置工作到位信號。
(2)左激光儀2：安裝于機翼測量平臺6；射出激光束自動實時跟蹤左靶鏡3；測量激光儀2基準點到靶鏡3中心的距離l1；測量激光束垂直方向偏轉(zhuǎn)角θ1；輸出距離和角度數(shù)據(jù)至控制模塊1。
(3)左靶鏡3：固定于飛機左機翼水平測量點處，反射激光儀2射出的激光束。
(4)右激光儀4：安裝于機翼測量平臺6；射出激光束自動實時跟蹤右靶鏡5；測量激光儀4基準點到靶鏡5中心的距離l2；測量激光束垂直方向偏轉(zhuǎn)角θ2；輸出距離和角度數(shù)據(jù)至控制模塊1。
(5)右靶鏡5：固定于飛機右機翼水平測量點處，反射激光儀4射出的激光束。
(6)機翼測量平臺6：采用三點支撐自調(diào)平平臺；在采集飛機翼展方向姿態(tài)數(shù)據(jù)前完成框體水平自動調(diào)節(jié)；給左激光儀2和右激光儀4提供同一個測量基準面。包括1組雙軸傾角傳感器、1個單片機、3只步進電機、3套絲桿升降裝置等部分。
(7)前激光儀7：安裝于機身測量平臺11；射出激光束自動實時跟蹤前靶鏡8；測量激光儀7基準點到靶鏡8中心的距離l3；測量激光束水平方向偏轉(zhuǎn)角和垂直方向偏轉(zhuǎn)角θ3；輸出距離和角度數(shù)據(jù)至控制模塊1。
(8)前靶鏡8：固定于飛機前機身水平測量點處，反射激光儀7射出的激光束。
(9)后激光儀9：安裝于機身測量平臺11；射出激光束自動實時跟蹤后靶鏡10；測量激光儀9基準點到靶鏡10中心的距離l4；測量激光束水平方向偏轉(zhuǎn)角和垂直方向偏轉(zhuǎn)角θ4；輸出距離和角度數(shù)據(jù)至控制模塊1。
(10)后靶鏡10：固定于飛機后機身水平測量點處，反射激光9儀射出的激光束。
(11)機身測量平臺11：采用三點支撐自調(diào)平平臺；在采集飛機航行方向姿態(tài)數(shù)據(jù)前完成框體水平自動調(diào)節(jié)；給前激光儀7和后激光儀9提供同一個測 量基準面。包括1組雙軸傾角傳感器、1個單片機、3只步進電機、3套絲桿升降裝置等部分。
(12)控制模塊1：獲得控制模塊1輸入的飛機目標姿態(tài)每組兩個水平測量點之間相對高度數(shù)據(jù)h12和h34；獲得左激光儀2、右激光儀4、前激光儀7、后激光儀9輸入的飛機實際姿態(tài)左機翼、右機翼、前機身、后機身水平測量點各自的距離和角度數(shù)據(jù)；運行控制模塊1處理飛機姿態(tài)數(shù)據(jù)；輸出飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)指令至前秤14、左秤15、右秤16。
(13)控制模塊1：控制飛機姿態(tài)自動調(diào)節(jié)程序；計算飛機實際姿態(tài)左機翼、右機翼、前機身、后機身水平測量點各自相對于測量基準面的高度數(shù)據(jù)；計算飛機實際姿態(tài)每組兩個水平測量點之間相對高度數(shù)據(jù)；與飛機目標姿態(tài)每組兩個水平測量點之間相對高度數(shù)據(jù)進行對比并計算偏差m和n；根據(jù)偏差計算飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)指令。
(14)前秤14：采用三點支撐自調(diào)平平臺；支撐飛機前機輪；在測量飛機重量數(shù)據(jù)前完成自調(diào)平；測量飛機前機輪重量數(shù)據(jù)并輸出至計算機；執(zhí)行計算機輸入的飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)指令。包括1組雙軸傾角傳感器、1個單片機、3只步進電機、3套絲桿升降裝置等部分。
(15)左秤15：采用三點支撐自調(diào)平平臺；支撐飛機左機輪；在測量飛機重量數(shù)據(jù)前完成自調(diào)平；測量飛機左機輪重量數(shù)據(jù)并輸出至計算機；執(zhí)行計算機輸入的飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)指令。包括1組雙軸傾角傳感器、1個單片機、3只步進電機、3套絲桿升降裝置等部分。
(16)右秤16：采用三點支撐自調(diào)平平臺；支撐飛機右機輪；在測量飛機重量數(shù)據(jù)前完成自調(diào)平；測量飛機右機輪重量數(shù)據(jù)并輸出至計算機；執(zhí)行計算機輸入的飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)指令。包括1組雙軸傾角傳感器、1個單片機、3只步進電機、3套絲桿升降裝置等部分。
本發(fā)明中須定義以下指標：飛機實際姿態(tài)左激光儀2基準點到左靶鏡3中心的距離；飛機實際姿態(tài)左激光儀2激光束與垂直方向偏轉(zhuǎn)角θ1；飛機實際姿態(tài)右激光儀4基準點到右靶鏡5中心的距離l2；飛機實際姿態(tài)右激光儀4激光束與垂直方向偏轉(zhuǎn)角θ2；飛機實際姿態(tài)前激光儀7基準點到前靶鏡8中心的距離l3；飛機實際姿態(tài)前激光儀7激光束與垂直方向偏轉(zhuǎn)角θ3；飛機實際姿態(tài)后 激光儀9基準點到后靶鏡10中心的距離l4；飛機實際姿態(tài)后激光儀9激光束與垂直方向偏轉(zhuǎn)角θ4；飛機目標姿態(tài)左機翼水平測量點與右機翼水平測量點之間相對高度理論數(shù)據(jù)h12；飛機目標姿態(tài)前機身水平測量點與后機身水平測量點之間相對高度理論數(shù)據(jù)h34；飛機實際姿態(tài)左機翼水平測量點與右機翼水平測量點之間相對高度對飛機目標姿態(tài)左機翼水平測量點與右機翼水平測量點之間相對高度的偏差值m，且m＝l1·cosθ1-l2·cosθ2-h12；飛機實際姿態(tài)左機翼水平測量點與右機翼水平測量點之間相對高度對飛機目標姿態(tài)左機翼水平測量點與右機翼水平測量點之間相對高度的偏差值下限m1；飛機實際姿態(tài)左機翼水平測量點與右機翼水平測量點之間相對高度對飛機目標姿態(tài)左機翼水平測量點與右機翼水平測量點之間相對高度的偏差值上限m2；飛機實際姿態(tài)前機身水平測量點與后機身水平測量點之間相對高度對飛機目標姿態(tài)前機身水平測量點與后機身水平測量點之間相對高度的偏差值n，且n＝l3·cosθ3-l4·cosθ4-h34；飛機實際姿態(tài)前機身水平測量點與后機身水平測量點之間相對高度對飛機目標姿態(tài)前機身水平測量點與后機身水平測量點之間相對高度的偏差值下限n1；飛機實際姿態(tài)前機身水平測量點與后機身水平測量點之間相對高度對飛機目標姿態(tài)前機身水平測量點與后機身水平測量點之間相對高度的偏差值上限n2；秤臺單次頂升高度h。
本發(fā)明的使用方法：
(1)步驟1：將飛機停放于前秤14、左秤15、右秤16共3個秤臺上。
(2)步驟2：啟動飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)裝置。
(3)步驟3：安裝左靶鏡3、右靶鏡5、前靶鏡8、后靶鏡10共4個靶鏡于飛機上相應水平測量點處。
(4)步驟4：輸入飛機目標姿態(tài)參數(shù)h12和h34，輸入偏差值上下限m1、m2、n1、n2，輸入秤臺單次頂升高度h，開始調(diào)節(jié)飛機姿態(tài)。
(5)步驟5：完成機翼測量平臺6、機身測量平臺11共2個測量平臺和前秤14、左秤15、右秤16共3個秤臺自調(diào)平。
(6)步驟6：完成飛機翼展方向姿態(tài)自動調(diào)節(jié)。
(7)步驟7：完成飛機航行方向姿態(tài)自動調(diào)節(jié)。
(8)步驟8：確認飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)完成。
使用方法中：
(1)步驟5的實現(xiàn)過程為：控制模塊1發(fā)送自調(diào)平開始指令至機翼測量平臺6、機身測量平臺11、前秤14、左秤15、右秤16；每個自調(diào)平平臺由單片機根據(jù)雙軸傾角傳感器測量的角度數(shù)據(jù)發(fā)出自調(diào)平調(diào)節(jié)指令控制3只步進電機驅(qū)動3套絲桿升降裝置分別進行頂升以完成各自的平臺水平自動調(diào)節(jié)，發(fā)出平臺水平自動調(diào)節(jié)到位信號至控制模塊1；控制模塊1確認5個自調(diào)平到位信號均到位，測量平臺和秤臺自調(diào)平完成，發(fā)出“測量平臺和秤臺自調(diào)平到位”信號。
(2)步驟6的實現(xiàn)過程為：(a)控制模塊1發(fā)出飛機翼展方向姿態(tài)數(shù)據(jù)采集開始指令至機翼測量平臺6；安裝在機翼測量平臺6上的左激光儀2測量飛機的l1以及θ1數(shù)據(jù)輸出至控制模塊1，安裝在機翼測量平臺6上的右激光儀4測量飛機的l2以及θ2數(shù)據(jù)輸出至控制模塊1?？刂颇K1計算m，當m≤m1時發(fā)出飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)開始指令至左秤15；當m≥m2時發(fā)出飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)開始指令至右秤16；當m1∠m∠m2時不發(fā)出飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)開始指令。(b)當m≤m1時左秤15根據(jù)飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)開始指令控制3只步進電機驅(qū)動3套絲桿升降裝置同時進行頂升使平臺頂升h，完成一次飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)，發(fā)出飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)到位信號至控制模塊1；控制模塊1返回(a)開始執(zhí)行程序。當m≥m2時右秤16根據(jù)飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)開始指令控制3只步進電機驅(qū)動3套絲桿升降裝置同時進行頂升使平臺頂升h，完成一次飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)，發(fā)出飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)到位信號至控制模塊1；控制模塊1返回(a)開始執(zhí)行程序。當m1∠m∠m2時無飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)開始指令，飛機翼展方向姿態(tài)自動調(diào)節(jié)完成，控制模塊1發(fā)出“飛機翼展方向姿態(tài)自動調(diào)節(jié)到位”信號。
(3)步驟7的實現(xiàn)過程為：(a)控制模塊1發(fā)出飛機航行方向姿態(tài)數(shù)據(jù)采集開始指令至機身測量平臺11；安裝在機身測量平臺11上的前激光儀7測量飛機的l3以及θ3數(shù)據(jù)輸出至控制模塊1，安裝在機身測量平臺11上的后激光儀9測量飛機的l4以及θ4數(shù)據(jù)輸出至控制模塊1?？刂颇K1計算n，當n≤n1時發(fā)出飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)開始指令至前秤14；當n≥n2時發(fā)出飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)開始指令至左秤15和右秤16；當n1∠n∠n2時不發(fā)出飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)開始指令。(b)當n≤n1時前秤14根據(jù)飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)開始指令控制3只步進電機驅(qū)動3套絲桿升降裝置同時進行頂升使平臺頂升h，完成一次飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)，發(fā)出飛機姿態(tài)調(diào)節(jié) 到位信號至控制模塊1；控制模塊1返回(a)開始執(zhí)行程序。當n≥n2時左秤15和右秤16根據(jù)飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)開始指令同時控制各自平臺的3只步進電機驅(qū)動3套絲桿升降裝置進行頂升使平臺頂升h，完成一次飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)，發(fā)出飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)到位信號至控制模塊1；控制模塊1返回(a)開始執(zhí)行程序。當n1∠n∠n2時無飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)開始指令，飛機航行方向姿態(tài)自動調(diào)節(jié)完成，控制模塊1發(fā)出“飛機航行方向姿態(tài)自動調(diào)節(jié)到位”信號。
(4)步驟8的實現(xiàn)過程為：控制模塊1確認飛機翼展方向姿態(tài)自動調(diào)節(jié)到位信號和飛機航行方向姿態(tài)自動調(diào)節(jié)到位信號均存在，飛機姿態(tài)自動調(diào)節(jié)完成，發(fā)出“飛機姿態(tài)自動調(diào)節(jié)到位”信號。
本發(fā)明的特征在于：
(1)本發(fā)明的控制邏輯為：先自動完成機翼測量平臺6、機身測量平臺11共2個測量平臺和前秤14、左秤15、右秤16共3個秤臺自調(diào)平，再自動完成飛機翼展方向姿態(tài)自動調(diào)節(jié)，最后自動完成飛機航行方向姿態(tài)自動調(diào)節(jié)。
(2)本發(fā)明利用三點支撐式平臺水平自動調(diào)節(jié)技術(shù)，采用基于步進電機和絲桿升降裝置的三點支撐式自調(diào)平平臺，實現(xiàn)了測量平臺和秤臺的平臺水平自動調(diào)節(jié)功能。
(3)本發(fā)明設置左激光儀2、右激光儀4、前激光儀7、后激光儀9共4個激光儀和左靶鏡3、右靶鏡5、前靶鏡8、后靶鏡10共4個靶鏡，每個激光儀分別唯一對應各自的靶鏡，左靶鏡3、右靶鏡5、前靶鏡8、后靶鏡10共4個靶鏡分別安裝于飛機上的左機翼水平測量點、右機翼水平測量點、前機身水平測量點、后機身水平測量點共4個水平測量點，飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)裝置工作時每個激光儀始終自動跟蹤各自的靶鏡。
(4)本發(fā)明利用左激光儀2、右激光儀4、前激光儀7、后激光儀9共4個激光儀自動采集飛機姿態(tài)數(shù)據(jù)l1、θ1、l2、θ2、l3、θ3、l4、θ4并傳輸至控制模塊1。
(5)本發(fā)明利用控制模塊1自動計算飛機姿態(tài)數(shù)據(jù)并處理。
(6)本發(fā)明定義m的算法為m＝l1·cosθ1-l2·cosθ2-h12，可接受區(qū)間為m1∠m∠m2。
(7)本發(fā)明定義n的算法為n＝l3·cosθ3-l4·cosθ4-h34，可接受區(qū)間 為n1∠n∠n2。
(8)本發(fā)明定義前秤14、左秤15、右秤16共3個秤臺單次頂升高度h應遠小于m1、m2、n1、n2的絕對值。
在本發(fā)明的一個實施例中，飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)裝置，由控制模塊1；左激光儀2；左靶鏡3；右激光儀4；右靶鏡5；機翼測量平臺6；前激光儀7；前靶鏡8；后激光儀9；后靶鏡10；機身測量平臺11；控制模塊1；控制模塊1；前秤14；左秤15；右秤16組成。
技術(shù)方案各組成部分功能為：
(1)控制模塊1：供試驗人員輸入飛機目標姿態(tài)每組兩個水平測量點之間相對高度數(shù)據(jù)至控制模塊1；供試驗人員輸入飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)裝置工作啟動指令；顯示飛機實際姿態(tài)每組兩個水平測量點之間相對高度數(shù)據(jù)；顯示飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)裝置工作到位信號。
(2)左激光儀2：安裝于機翼測量平臺6；射出激光束自動實時跟蹤左靶鏡3；測量激光儀2基準點到靶鏡3中心的距離l1；測量激光束垂直方向偏轉(zhuǎn)角θ1；輸出距離和角度數(shù)據(jù)至控制模塊1。
(3)左靶鏡3：固定于飛機左機翼水平測量點處，反射激光儀2射出的激光束。
(4)右激光儀4：安裝于機翼測量平臺6；射出激光束自動實時跟蹤右靶鏡5；測量激光儀4基準點到靶鏡5中心的距離l2；測量激光束垂直方向偏轉(zhuǎn)角θ2；輸出距離和角度數(shù)據(jù)至控制模塊1。
(5)右靶鏡5：固定于飛機右機翼水平測量點處，反射激光儀4射出的激光束。
(6)機翼測量平臺6：采用三點支撐自調(diào)平平臺；在采集飛機翼展方向姿態(tài)數(shù)據(jù)前完成框體水平自動調(diào)節(jié)；給左激光儀2和右激光儀4提供同一個測量基準面。包括1組雙軸傾角傳感器、1個單片機、3只步進電機、3套絲桿升降裝置等部分。
(7)前激光儀7：安裝于機身測量平臺11；射出激光束自動實時跟蹤前靶鏡8；測量激光儀7基準點到靶鏡8中心的距離l3；測量激光束水平方向偏轉(zhuǎn)角和垂直方向偏轉(zhuǎn)角θ3；輸出距離和角度數(shù)據(jù)至控制模塊1。
(8)前靶鏡8：固定于飛機前機身水平測量點處，反射激光儀7射出的激光束。
(9)后激光儀9：安裝于機身測量平臺11；射出激光束自動實時跟蹤后靶鏡10；測量激光儀9基準點到靶鏡10中心的距離l4；測量激光束水平方向偏轉(zhuǎn)角和垂直方向偏轉(zhuǎn)角θ4；輸出距離和角度數(shù)據(jù)至控制模塊1。
(10)后靶鏡10：固定于飛機后機身水平測量點處，反射激光9儀射出的激光束。
(11)機身測量平臺11：采用三點支撐自調(diào)平平臺；在采集飛機航行方向姿態(tài)數(shù)據(jù)前完成框體水平自動調(diào)節(jié)；給前激光儀7和后激光儀9提供同一個測量基準面。包括1組雙軸傾角傳感器、1個單片機、3只步進電機、3套絲桿升降裝置等部分。
(12)控制模塊1：獲得控制模塊1輸入的飛機目標姿態(tài)每組兩個水平測量點之間相對高度數(shù)據(jù)h12和h34；獲得左激光儀2、右激光儀4、前激光儀7、后激光儀9輸入的飛機實際姿態(tài)左機翼、右機翼、前機身、后機身水平測量點各自的距離和角度數(shù)據(jù)；運行控制模塊1處理飛機姿態(tài)數(shù)據(jù)；輸出飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)指令至前秤14、左秤15、右秤16。
(13)控制模塊1：控制飛機姿態(tài)自動調(diào)節(jié)程序；計算飛機實際姿態(tài)左機翼、右機翼、前機身、后機身水平測量點各自相對于測量基準面的高度數(shù)據(jù)；計算飛機實際姿態(tài)每組兩個水平測量點之間相對高度數(shù)據(jù)；與飛機目標姿態(tài)每組兩個水平測量點之間相對高度數(shù)據(jù)進行對比并計算偏差m和n；根據(jù)偏差計算飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)指令。
(14)前秤14：采用三點支撐自調(diào)平平臺；支撐飛機前機輪；在測量飛機重量數(shù)據(jù)前完成自調(diào)平；測量飛機前機輪重量數(shù)據(jù)并輸出至計算機；執(zhí)行計算機輸入的飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)指令。包括1組雙軸傾角傳感器、1個單片機、3只步進電機、3套絲桿升降裝置等部分。
(15)左秤15：采用三點支撐自調(diào)平平臺；支撐飛機左機輪；在測量飛機重量數(shù)據(jù)前完成自調(diào)平；測量飛機左機輪重量數(shù)據(jù)并輸出至計算機；執(zhí)行計算機輸入的飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)指令。包括1組雙軸傾角傳感器、1個單片機、3只步進電機、3套絲桿升降裝置等部分。
(16)右秤16：采用三點支撐自調(diào)平平臺；支撐飛機右機輪；在測量飛機重量數(shù)據(jù)前完成自調(diào)平；測量飛機右機輪重量數(shù)據(jù)并輸出至計算機；執(zhí)行計算機輸入的飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)指令。包括1組雙軸傾角傳感器、1個單片機、3只步進電機、3套絲桿升降裝置等部分。
本發(fā)明中須定義以下指標：飛機實際姿態(tài)左激光儀2基準點到左靶鏡3中心的距離；飛機實際姿態(tài)左激光儀2激光束與垂直方向偏轉(zhuǎn)角θ1；飛機實際姿態(tài)右激光儀4基準點到右靶鏡5中心的距離l2；飛機實際姿態(tài)右激光儀4激光束與垂直方向偏轉(zhuǎn)角θ2；飛機實際姿態(tài)前激光儀7基準點到前靶鏡8中心的距離l3；飛機實際姿態(tài)前激光儀7激光束與垂直方向偏轉(zhuǎn)角θ3；飛機實際姿態(tài)后激光儀9基準點到后靶鏡10中心的距離l4；飛機實際姿態(tài)后激光儀9激光束與垂直方向偏轉(zhuǎn)角θ4；飛機目標姿態(tài)左機翼水平測量點與右機翼水平測量點之間相對高度理論數(shù)據(jù)h12；飛機目標姿態(tài)前機身水平測量點與后機身水平測量點之間相對高度理論數(shù)據(jù)h34；飛機實際姿態(tài)左機翼水平測量點與右機翼水平測量點之間相對高度對飛機目標姿態(tài)左機翼水平測量點與右機翼水平測量點之間相對高度的偏差值m，且m＝l1·cosθ1-l2·cosθ2-h12；飛機實際姿態(tài)左機翼水平測量點與右機翼水平測量點之間相對高度對飛機目標姿態(tài)左機翼水平測量點與右機翼水平測量點之間相對高度的偏差值下限m1；飛機實際姿態(tài)左機翼水平測量點與右機翼水平測量點之間相對高度對飛機目標姿態(tài)左機翼水平測量點與右機翼水平測量點之間相對高度的偏差值上限m2；飛機實際姿態(tài)前機身水平測量點與后機身水平測量點之間相對高度對飛機目標姿態(tài)前機身水平測量點與后機身水平測量點之間相對高度的偏差值n，且n＝l3·cosθ3-l4·cosθ4-h34；飛機實際姿態(tài)前機身水平測量點與后機身水平測量點之間相對高度對飛機目標姿態(tài)前機身水平測量點與后機身水平測量點之間相對高度的偏差值下限n1；飛機實際姿態(tài)前機身水平測量點與后機身水平測量點之間相對高度對飛機目標姿態(tài)前機身水平測量點與后機身水平測量點之間相對高度的偏差值上限n2；秤臺單次頂升高度h。
本發(fā)明的使用方法：
(1)步驟1：將飛機停放于前秤14、左秤15、右秤16共3個秤臺上。
(2)步驟2：啟動飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)裝置。
(3)步驟3：安裝左靶鏡3、右靶鏡5、前靶鏡8、后靶鏡10共4個靶鏡于飛機上相應水平測量點處。
(4)步驟4：輸入飛機目標姿態(tài)參數(shù)h12＝0mm和h34＝260mm，輸入偏差值上下限m1＝-0.5mm、m2＝0.5mm、n1＝-0.5mm、n2＝0.5mm，輸入秤臺單次頂升高度h＝0.1mm，開始調(diào)節(jié)飛機姿態(tài)。
(5)步驟5：完成機翼測量平臺6、機身測量平臺11共2個測量平臺和前秤14、左秤15、右秤16共3個秤臺自調(diào)平。
(6)步驟6：完成飛機翼展方向姿態(tài)自動調(diào)節(jié)。
(7)步驟7：完成飛機航行方向姿態(tài)自動調(diào)節(jié)。
(8)步驟8：確認飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)完成。
使用方法中：
(1)步驟5的實現(xiàn)過程為：控制模塊1發(fā)送自調(diào)平開始指令至機翼測量平臺6、機身測量平臺11、前秤14、左秤15、右秤16；每個自調(diào)平平臺由單片機根據(jù)雙軸傾角傳感器測量的角度數(shù)據(jù)發(fā)出自調(diào)平調(diào)節(jié)指令控制3只步進電機驅(qū)動3套絲桿升降裝置分別進行頂升以完成各自的平臺水平自動調(diào)節(jié)，發(fā)出平臺水平自動調(diào)節(jié)到位信號至控制模塊1；控制模塊1確認5個自調(diào)平到位信號均到位，測量平臺和秤臺自調(diào)平完成，發(fā)出“測量平臺和秤臺自調(diào)平到位”信號。
(2)步驟6的實現(xiàn)過程為：(a)控制模塊1發(fā)出飛機翼展方向姿態(tài)數(shù)據(jù)采集開始指令至機翼測量平臺6；安裝在機翼測量平臺6上的左激光儀2測量飛機的l1以及θ1數(shù)據(jù)輸出至控制模塊1，安裝在機翼測量平臺6上的右激光儀4測量飛機的l2以及θ2數(shù)據(jù)輸出至控制模塊1?？刂颇K1計算m，當m≤-0.5mm時發(fā)出飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)開始指令至左秤15；當m≥0.5mm時發(fā)出飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)開始指令至右秤16；當-0.5mm∠m∠0.5mm時不發(fā)出飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)開始指令。(b)當m≤-0.5mm時左秤15根據(jù)飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)開始指令控制3只步進電機驅(qū)動3套絲桿升降裝置同時進行頂升使平臺頂升h＝0.1mm，完成一次飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)，發(fā)出飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)到位信號至控制模塊1；控制模塊1返回(a)開始執(zhí)行程序。當m≥0.5mm時右秤16根據(jù)飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)開始指令控制3只步進電機驅(qū)動3套絲桿升降裝置同時進行頂升使平臺頂升h＝0.1mm，完成一次飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)，發(fā)出飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)到位信號至控制模塊1；控制模塊1返回(a)開始執(zhí)行程序。 當-0.5mm∠m∠0.5mm時無飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)開始指令，飛機翼展方向姿態(tài)自動調(diào)節(jié)完成，控制模塊1發(fā)出“飛機翼展方向姿態(tài)自動調(diào)節(jié)到位”信號。
(3)步驟7的實現(xiàn)過程為：(a)控制模塊1發(fā)出飛機航行方向姿態(tài)數(shù)據(jù)采集開始指令至機身測量平臺11；安裝在機身測量平臺11上的前激光儀7測量飛機的l3以及θ3數(shù)據(jù)輸出至控制模塊1，安裝在機身測量平臺11上的后激光儀9測量飛機的l4以及θ4數(shù)據(jù)輸出至控制模塊1?？刂颇K1計算n，當n≤-0.5mm時發(fā)出飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)開始指令至前秤14；當n≥0.5mm時發(fā)出飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)開始指令至左秤15和右秤16；當-0.5mm∠n∠0.5mm時不發(fā)出飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)開始指令。(b)當n≤-0.5mm時前秤14根據(jù)飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)開始指令控制3只步進電機驅(qū)動3套絲桿升降裝置同時進行頂升使平臺頂升h＝0.1mm，完成一次飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)，發(fā)出飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)到位信號至控制模塊1；控制模塊1返回(a)開始執(zhí)行程序。當n≥0.5mm時左秤15和右秤16根據(jù)飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)開始指令同時控制各自平臺的3只步進電機驅(qū)動3套絲桿升降裝置進行頂升使平臺頂升h＝0.1mm，完成一次飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)，發(fā)出飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)到位信號至控制模塊1；控制模塊1返回(a)開始執(zhí)行程序。當-0.5mm∠n∠0.5mm時無飛機姿態(tài)調(diào)節(jié)開始指令，飛機航行方向姿態(tài)自動調(diào)節(jié)完成，控制模塊1發(fā)出“飛機航行方向姿態(tài)自動調(diào)節(jié)到位”信號。
(4)步驟8的實現(xiàn)過程為：控制模塊1確認飛機翼展方向姿態(tài)自動調(diào)節(jié)到位信號和飛機航行方向姿態(tài)自動調(diào)節(jié)到位信號均存在，飛機姿態(tài)自動調(diào)節(jié)完成，發(fā)出“飛機姿態(tài)自動調(diào)節(jié)到位”信號。
以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實施方式，應當指出，對于本技術(shù)領域的普通技術(shù)人員來說，在不脫離本發(fā)明技術(shù)原理的前提下，還可以做出若干改進和替換，這些改進和替換也應視為本發(fā)明的保護范圍。