本公開一般涉及測量系統(tǒng)，并且更具體地涉及一種用于確定飛行器的重量和平衡的系統(tǒng)和方法。

背景技術(shù)：
執(zhí)行飛行器的地面振動試驗以確定飛行器的振動特性以及確認(rèn)飛行器在常規(guī)工作條件下免于顫振。在地面振動試驗期間，電動力式振動器可被連接到飛行器以對飛行器提供激勵輸入(例如，振動)。飛行器對激勵輸入的動態(tài)響應(yīng)可使用安裝在飛行器上不同位置的傳感器(例如，加速度計)被測量。動態(tài)響應(yīng)可與飛行器的結(jié)構(gòu)動態(tài)分析比較，以確定飛行器的頻率和阻尼特性。比較的結(jié)果可被用于驗證和/或改善結(jié)構(gòu)動態(tài)分析模型。在將飛行器投入使用之前，確定飛行器的重量對于飛行器認(rèn)證也是必要的。此外，確定飛行器的重心位置對于認(rèn)證目的是必要的。確定飛行器的重量和平衡(即，重心位置)對于確定飛行器的工作特性也是必要的，飛行器的工作特性包含但不限于耗油量、爬升速率和飛行器的可控性特性。在慣例的實踐中，在執(zhí)行地面振動試驗之前確定飛行器的重量和平衡。在一種方法中，重量和平衡是通過轉(zhuǎn)動飛行器起落架到達(dá)傾斜面并放置到天平、記錄每個起落架的稱重讀數(shù)以及而后轉(zhuǎn)動飛行器脫離天平并回滾下傾斜面確定的。遺憾地，轉(zhuǎn)動飛行器至天平和脫離天平以及記錄每個天平上重量的過程是耗費時間的。例如，轉(zhuǎn)動大型商用飛行器到達(dá)傾斜面置于一組天平上、記錄每個天平的重量測量值以及而后轉(zhuǎn)動飛行器脫離天平和回滾下傾斜面可花費12小時或者更長。此外，轉(zhuǎn)動飛行器到達(dá)傾斜面和回滾下傾斜面的過程造成損害飛行器的一定程度風(fēng)險。而且，執(zhí)行飛行器的傳統(tǒng)重量和平衡分析所需的大量時間增加了生產(chǎn)時間，因為商用飛行器的生產(chǎn)通常直至重量和平衡分析已經(jīng)被執(zhí)行才被認(rèn)為是完整的?？梢钥吹?，在現(xiàn)有技術(shù)中存在對以縮減的時間執(zhí)行飛行器重量和平衡分析的系統(tǒng)和方法的需求。此外，在現(xiàn)有技術(shù)中存在對于使對飛行器的損害風(fēng)險等級最小的執(zhí)行飛行器重量和平衡分析的系統(tǒng)和方法的需求。

技術(shù)實現(xiàn)要素：
上述與執(zhí)行飛行器的重量和平衡關(guān)聯(lián)的一個或更多個需求被本公開具體地解決，本公開提供一種通過使用安裝在支撐表面上的多個起重機(jī)構(gòu)來提升飛行器的設(shè)備。每一個起重機(jī)構(gòu)可被配置為在飛行器組件上給予用于提升飛行器的向上力。該設(shè)備可包含被配置為安裝在起重機(jī)構(gòu)的梁結(jié)構(gòu)。該設(shè)備還可包含從梁結(jié)構(gòu)懸吊的起重橫梁(liftingbeam)。測量裝置可被安裝在起重橫梁并且可被配置為嚙合與組件相關(guān)聯(lián)的起重支點以確定當(dāng)飛行器被提升離開支撐表面時飛行器的重量。在進(jìn)一步地實施例中，公開一種用于為地面振動試驗支撐飛行器的設(shè)備。該設(shè)備可包含支撐于支撐表面上的多個壓力罐。該設(shè)備可還包含一對吊梁(hangerbeam)。每一個吊梁可在一對壓力罐之間延伸。吊桿可從每一個吊梁向下延伸。該設(shè)備可還包含起重橫梁，其具有與一對吊桿連接的相對末端。壓緊型稱重傳感器可被安裝到起重橫梁并且可被插入在起重橫梁和起落架的起重支點(jackpoint)之間。稱重傳感器可被配置為提供當(dāng)飛行器被提升脫離支撐表面時飛行器重量的指示。同樣，公開一種飛行器地面振動試驗的方法。此方法可包含將飛行器與多個測量裝置嚙合的步驟。每一個測量裝置可被連接到至少一個起重機(jī)構(gòu)，其被嚙合在飛行器的起重支點。此方法還包含使用起重機(jī)構(gòu)提升飛行器脫離支撐表面以及基于測量裝置的輸出確定飛行器的重量。此方法可額外地包含執(zhí)行飛行器地面振動試驗。已經(jīng)討論的特征、功能和優(yōu)點可在本發(fā)明的不同實施例中被獨立地實現(xiàn)或者可在其它實施例中結(jié)合，其進(jìn)一步的詳述可參考如下的說明和附圖看出。附圖說明參考附圖，本公開的這些和其它特征將變得顯而易見，其中相同的編號在圖中指代相同的部件以及其中：圖1是飛行器的側(cè)視圖，飛行器具有與每個飛行器起落架連接的起重設(shè)備。圖2是飛行器和位于每個起落架的起重設(shè)備的正視圖。圖3是位于主起落架和前起落架的起重設(shè)備實施例的透視圖，其中每一個起重設(shè)備可包含與計算機(jī)連接的重量測量裝置，用于確定飛行器的重量和平衡。圖4是起重設(shè)備和懸掛在一對吊桿的起重橫梁的實施例透視圖。圖5是部分吊桿的放大視圖，吊桿具有用于調(diào)整吊桿長度的螺紋套筒而且還包含用于測量吊桿中軸向負(fù)載的應(yīng)變測量裝置。圖6是起重橫梁實施例的透視圖，起重橫梁具有用于嚙合飛行器的起重支點的軸承座。圖7是軸承座和位于起重配件和軸承座之間的壓緊型稱重傳感器的實施例分解透視圖。圖8是處于裝配狀態(tài)的軸承座、稱重傳感器和起重配件的透視圖。圖9是位于地面位置的前起落架的正視圖。圖10是位于提升位置的前起落架的正視圖。圖11是流程圖，其闡述了可被包含在用于確定飛行器重量和平衡的方法中的一個或更多個操作。具體實施方式現(xiàn)在參考附圖，其中所示是用于闡述本公開的優(yōu)選以及不同實施例，圖1中所示是飛行器10的側(cè)視圖，飛行器具有用于提升飛行器10的一個或更多個設(shè)備70，這些設(shè)備圍繞飛行器10的起落架40、42。飛行器10可關(guān)于參考坐標(biāo)系20被限定，參考坐標(biāo)系20具有一個縱軸22、一個橫軸24和一個垂直軸26，其中每一個軸22、24、26相對彼此正交定向。縱軸22可在飛行器的前端14和尾端16之間延伸。參考坐標(biāo)系20可與任意的基準(zhǔn)點18重合，基準(zhǔn)點18可作為確立飛行器10的重心60位置的參考。飛行器10可包含從前端14的機(jī)頭延伸至尾端16的尾翼的機(jī)身12。尾翼32可包含一個或更多個尾翼表面，例如垂直翼面36和/或水平翼面34，用于飛行器10的方向控制。飛行器10可還包含一對機(jī)翼28以及一個或更多個推進(jìn)單元30。飛行器10可被支撐表面64上的起落架40、42支撐，支撐表面64例如為車間地面或機(jī)場機(jī)坪。在圖1中，飛行器10由三輪式起落架支撐，三輪式起落架包含兩個(2)主起落架42和一個前起落架40。但是，此處公開的設(shè)備70可在具有任何的起落架結(jié)構(gòu)的飛行器10上實現(xiàn)。還應(yīng)注意的是，盡管本公開的設(shè)備70是在固定翼客機(jī)的背景中被闡述，例如圖1中圖解的飛行器10，但是設(shè)備70可在任何結(jié)構(gòu)的飛行器上實現(xiàn)，用于執(zhí)行重量和平衡分析和/或進(jìn)行地面振動試驗。在這方面，設(shè)備70可被實現(xiàn)用于執(zhí)行任意結(jié)構(gòu)的任何固定翼飛行器10和任何旋翼飛行器的重量和平衡分析以及進(jìn)行地面振動試驗，其包含但不限于民用的、商業(yè)的或軍用的飛行器或旋翼飛行器。甚至進(jìn)一步地，設(shè)備70可被實現(xiàn)為執(zhí)行任何類型結(jié)構(gòu)的重量和平衡分析和/或進(jìn)行任何類型結(jié)構(gòu)的振動試驗，所述結(jié)構(gòu)包含任何交通工具或非交通車輛的結(jié)構(gòu)并且不限于在飛行器或旋翼飛行器上使用。在圖1-2中，飛行器的組件，例如起落架40、42可被其中一個設(shè)備70提升。每一個設(shè)備70可包含多個起重機(jī)構(gòu)74。起重機(jī)構(gòu)74可圍繞每一個起落架40、42被設(shè)置、構(gòu)造或裝配。在所示的實施例中，每一個主起落架42可配備四個(4)起重機(jī)構(gòu)74，其以正交或?qū)ΨQ方式圍繞主起落架42排列。同樣地，前起落架40可包含以正交的形式圍繞前起落架40排列的四個起重機(jī)構(gòu)74。如以下進(jìn)一步詳細(xì)描述的，每一個設(shè)備70可還包含至少一個測量裝置178，其被配置為當(dāng)飛行器10通過起重機(jī)構(gòu)74被提升脫離支撐表面64(例如，車間地面)時提供飛行器10的一部分重量的指示。參考圖3，圖中所示是三個(3)設(shè)備70的布局，其在圖1-2中所示飛行器10的兩個(2)主起落架的每一個位置處以及一個(1)前起落架40處包含一個設(shè)備70。每一個設(shè)備70包含可被安裝到起重機(jī)構(gòu)74或否則由起重機(jī)構(gòu)74支撐的梁結(jié)構(gòu)100。在一個實施例中，每個設(shè)備70可被設(shè)置尺寸和配置以便每個梁結(jié)構(gòu)100圍繞起落架，如圖1-2中所示。在一個實施例中，每一個起重機(jī)構(gòu)74可被配置為壓力罐76。在每個起落架40、42位置處的壓力罐76可被配置為在飛行器10的組件38(例如，起落架40、42)(圖2)上給予一個向上力90(圖10)，用于提升飛行器10脫離支撐表面64。每一個壓力罐76可由支撐表面64，例如車間地面、機(jī)場機(jī)坪或其它支撐表面64支撐。盡管每一個起落架40、42被顯示為具有四個(4)在其附近安裝的壓力罐76，但是可在每個起落架40、42提供任何數(shù)量的壓力罐76。而且，盡管每一個設(shè)備70在圖3中被顯示為圍繞起落架40、42，用于提升飛行器10脫離支撐表面64，但是設(shè)備70可被配置為嚙合在飛行器10上其它位置的替代組件。例如，設(shè)備70可被配置為嚙合位于機(jī)身12(圖1)的下側(cè)、機(jī)翼28(圖1)的下側(cè)或位于飛行器10其它位置的起重支點54。在實施例中，每一個壓力罐76可包含圓筒，一個或更多個波紋管78的堆疊位于圓筒的頂端。波紋管78可被填充壓縮的流體，例如壓縮空氣(沒有顯示)，使壓力罐76從放氣位置82(圖9)膨脹到膨脹位置84(圖10)。然而，壓力罐76可被配置為填充任何類型的流體(圖中沒有顯示)，例如水、氣體、液壓機(jī)液體或其它任何類型的流體，這些流體可以使波紋管78膨脹并且引起壓力罐76給予一個向上力90(圖10)。盡管圖3中沒有顯示，但是每一個壓力罐76可被控制系統(tǒng)(圖中沒有顯示)調(diào)控，用于采用流體導(dǎo)管(圖中沒有顯示)提供預(yù)定量的流體(圖中沒有顯示)至每個壓力罐76。在圖3中，每一個設(shè)備70可包含測量裝置178，其可被安裝到設(shè)備70的起重橫梁140。每一個測量裝置178可被配置為在起落架40、42(圖1)測量飛行器10(圖1)的部分重量。在一個實施例中，每一個測量裝置178可位于起重橫梁140和起落架40、42上的起重支點54(圖1)之間。每一個測量裝置178可通信地連接到計算機(jī)220以存儲、處理和/或顯示每一個測量裝置178的輸出。如以下進(jìn)一步詳細(xì)描述的，計算機(jī)220可處理測量裝置178的輸出和確定飛行器10的總重量和重心60(圖1)。在圖4中，顯示的是圍繞飛行器10(圖1)的前起落架(圖1)的其中一個設(shè)備70。設(shè)備70包含梁結(jié)構(gòu)100，其可被安裝到起重機(jī)構(gòu)74或由起重機(jī)構(gòu)74支撐。在所示的實施例中，梁結(jié)構(gòu)100可包含彼此間隔設(shè)置的基本平行的一對吊梁102。每一個吊梁102可在一對壓力罐76之間延伸。在一個實施例中，每一個吊梁102的末端104可被安裝在其中一個壓力罐76的上表面80上。每一個吊梁102可具有I型梁(或工字梁)截面形狀以提供相對堅硬且高強(qiáng)度的結(jié)構(gòu)元件，其可在飛行器10的重量下抗彎曲。但是，吊梁102可以以各種不同橫截面形狀中的任意一種被提供，用于支撐飛行器10的重量。這對吊梁102可被穩(wěn)定以抵抗支架梁108的橫向運(yùn)動。支架梁108可被連接到吊梁102，例如如所示的在吊梁102的末端104。支架梁108可保持吊梁102之間的間隔并且對梁結(jié)構(gòu)100提供剛度和硬度。此外，支架梁108可防止吊梁102在飛行器10重量下的局部扭轉(zhuǎn)。支架梁108可被機(jī)械地連接到吊梁102以允許裝配和拆卸設(shè)備70。但是，支架梁108可以以任意方式被固定到吊梁102，例如，通過焊接或其它方式。在圖4中，每一個吊梁102可包含具有上端122的吊桿120。在一個實施例中，每一個吊桿120可包含位于吊桿120的上端122的圓盤126，其用于樞軸旋轉(zhuǎn)地支撐吊桿120。每一個吊桿120的上端122可延伸貫穿吊梁102中尺寸過大的洞(未顯示)，以允許吊桿120相對于圓盤120樞軸旋轉(zhuǎn)。每一個吊桿120可在吊桿120的下端124被連接到起重橫梁104。以這種方式，起重橫梁140可有利地從吊梁102懸吊以允許當(dāng)飛行器10被提升脫離支撐表面64(圖1)時起重橫梁140的輕微橫向運(yùn)動，所述如下。在所示的實施例中，每一個吊桿120可在吊梁102的近似中點106處被連接到吊梁102，以便每一個起重橫梁140可在起落架40、42的輪子44之間延伸。以這種方式，每一個起重橫梁140可被定向在起落架40、42的一對并排輪子之間的前后方向，如圖9中所示。在這樣的位置中，起重橫梁140可通常被設(shè)置在起落架40、42的起重支點54(圖1)的下方，如下所述。參考圖5，在一個實施例中，每一個吊桿120可以是由上桿部分130和通過螺紋套筒134連接的下桿部分132形成。上桿和下桿部分130、132以及螺紋套筒134可被配置以便螺紋套筒134的旋轉(zhuǎn)提供調(diào)整吊桿120長度的方式。在一個實施例中，螺紋套筒134可包含外部特征(沒有顯示)，例如用于通過工具(例如扳手)嚙合的平面(沒有顯示)，以便于手動轉(zhuǎn)旋轉(zhuǎn)螺紋套筒134從而改變吊桿120的長度。調(diào)整吊桿120的長度可作為調(diào)整起重橫梁140的方向或傾斜角的方式(圖3)。例如，吊桿120的長度可被調(diào)整以便當(dāng)飛行器10被提升脫離支撐表面64時起重橫梁140被基本水平地定向(圖1)?；蛘撸鯒U120的一個或更多個的長度可被調(diào)整以便在確定飛行器10的重量和平衡過程中和/或在飛行器10的地面振動試驗過程中飛行器10(圖1)被定向為水平飛行的姿態(tài)。在另外的實施例中，一個或更多個吊桿120可包含一個或更多個應(yīng)變測量裝置128(圖3)，其用于當(dāng)飛行器10被提升脫離支撐表面64(圖1)時測量吊桿120(圖3)中的負(fù)載，作為在起重支點54(圖1)測量飛行器的重量以及驗證測量裝置178(例如，稱重傳感器180)的精準(zhǔn)度的后備方式。在一個實施例中，應(yīng)變測量裝置128可包含應(yīng)變計、壓電電阻器、半導(dǎo)體應(yīng)變計、光纖傳感器、電容式應(yīng)變計或用于測量吊桿120中應(yīng)變的任何其它合適的應(yīng)變測量裝置128。在一個實施例中，一個或更多個應(yīng)變計可被校正并且而后被粘合到吊桿120。應(yīng)變計可被通信地連接到計算機(jī)220(圖3)以提供應(yīng)變測量，該應(yīng)變測量可被轉(zhuǎn)化為負(fù)載并且與測量裝置178的重量(例如，負(fù)載)測量相比較。圖6是起重橫梁140的透視圖，起重橫梁140具有安裝到起重橫梁140的測量裝置178。起重橫梁140可包含相對的末端142。每一個末端142可包含被配置為連接到其中一個吊桿120的梁端接頭146。在所示的實施例中，每一個梁端接頭146可包含槽148，其用于接收吊桿120(圖5)的下端124(圖4)。槽148可促進(jìn)吊桿120的樞軸旋轉(zhuǎn)運(yùn)動，這可防止起重橫梁140中可損害地面振動試驗的精準(zhǔn)度和/或重量和平衡測量的精準(zhǔn)度的力矩發(fā)展。在一個實施例中，吊桿120的下端124可通過圓盤126以如上關(guān)于位于吊桿120(圖4)的上端122到吊梁102(圖4)的連接處的圓盤126(圖4)所述的相同方式被連接到梁端接頭146。圖6還圖解說明安裝在起重橫梁140上表面的軸承座160。盡管軸承座160被顯示位于起重橫梁140的近似中點，但是軸承座160可位于沿起重橫梁的任意位置。軸承座160可被配置為以一種方式支撐測量裝置178，以便測量裝置178可提供在起落架40、42(圖1)處飛行器10(圖1)的重量測量值。在一個實施例中，設(shè)備70可包含起重配件200，其用于嚙合在起落架40、42上的起重支點54(圖1)。如以下進(jìn)一步詳細(xì)描述的，測量裝置178可被插入或夾入在軸承座160和起重配件200之間，以便當(dāng)飛行器10提升脫離支撐表面64(圖1)時測量裝置178被壓縮加載。在圖7中，顯示的是一個軸承座160的分解透視圖并且圖解軸承座160和測量裝置178以及起重配件200的相互連接性。軸承座160可包含相對的座端部分162，通過座中心部分164使其相互連接。座端部分162可各自包含一個或更多個向下延伸的銷(tab)或突出物，用于相對于起重橫梁140(圖6)對齊或設(shè)置軸承座160。銷可沿著起重橫梁140的側(cè)邊向下突出并且防止軸承座160相對于起重橫梁140的橫向運(yùn)動。但是軸承座160不限于銷160并且可被提供便于軸承座160定位在起重橫梁140上的任何定位機(jī)構(gòu)。座中心部分164相對于端部分162具有增加的厚度，以便中心部分164可支撐由測量裝置178測量的負(fù)載。在一個實施例中，軸承座孔166可在座中心部分164中形成。軸承座孔166可被設(shè)置尺寸并且配置為接收起重配件200。起重配件200可被配置為嚙合飛行器10(圖1)的起重支點54(圖1)。例如，起重配件200可被配置為配合在起落架40、42(圖1)的支柱50內(nèi)形成的支柱孔52(圖9)。起重配件200通常被提供為大體圓柱形或可在支柱孔52內(nèi)配合的其它形狀。起重配件200可具有上表面204和下表面206。當(dāng)飛行器處于已提升位置88(圖10)時，上表面204可與支柱孔52的上表面(圖中沒有顯示)處于軸承接觸。起重配件200可包含從起重配件200的下表面206向下延伸的軸208。軸208可被設(shè)置尺寸并且被配置為和在軸承座160內(nèi)形成的軸承座孔166互補(bǔ)。例如，軸208可被設(shè)置尺寸以提供與軸承座孔166的圓柱壁的滑動配合。在圖7-8中，所示的是測量裝置178的實施例，其可被連接到軸承座160。測量裝置178可被配置為壓緊型稱重傳感器，其用于測量起重配件200在飛行器10重量下的壓縮負(fù)載。壓緊型稱重傳感器180可被配置為開孔壓緊型稱重傳感器180。在稱重傳感器180中的空心182可被設(shè)置尺寸并且被配置為和起重配件200互補(bǔ)。關(guān)于這點，空心182可具有內(nèi)部直徑184，其可被設(shè)置尺寸并且被配置為和起重配件200軸208的直徑互補(bǔ)。稱重傳感器180可還包含外徑186，其優(yōu)選地但可選地不大于起重配件200的外徑202，以便起重配件200上的負(fù)載可被均勻地分布在稱重傳感器180的上表面188。以這種方式，稱重傳感器180的上表面和下表面188、190可被夾入在起重配件200和軸承座160之間并且當(dāng)飛行器10(圖1)被提升脫離支撐表面64(圖1)時提供相對精準(zhǔn)的重量測量值。但是，稱重傳感器180可被設(shè)置為直接接觸飛行器10(圖1)的起重支點54(圖1)(即直接接觸起落架40、42)并且不必須地定位在起重配件200和起重橫梁140(圖6)之間。盡管測量裝置178被顯示和描述為開孔壓緊型稱重傳感器180，但是裝置178可在各種不同實施例中的任意一種中提供并且不限于稱重傳感器180。關(guān)于這點，測量裝置178可被提供為應(yīng)變測量裝置、光纖測量裝置、壓力傳感器、壓電裝置或可直接地或間接地測量飛行器10的重量的其它裝置。而且，測量裝置178不限于夾入在起重配件200和起重橫梁140(圖6)之間。例如，測量裝置178可包含非開孔稱重傳感器(圖中沒有顯示)，其可被設(shè)置在軸承座160內(nèi)形成的凹處(沒有顯示)內(nèi)。在另外的實施例中，稱重傳感器180可被設(shè)置在起重橫梁140內(nèi)直接形成的凹處(圖中沒有顯示)中，以便可從設(shè)備70(圖4)中去除軸承座160。然而，測量裝置178可以以便于測量當(dāng)飛行器10(圖1)被提升脫離支撐表面64(圖10)時起重橫梁140上重量的任意配置被提供。參閱流程圖11并結(jié)合參考圖9-10，圖11中所示的是一種飛行器10(圖1)的地面振動試驗的方法300，并且其可包含執(zhí)行飛行器10的重量和平衡分析。有利地，通過執(zhí)行飛行器10的重量和平衡分析和地面振動試驗，相對于采用傳統(tǒng)方式(例如采用如上所述的地面天平)執(zhí)行重量和平衡分析所需要的時間量，大量的時間可被節(jié)省。圖11中方法300的步驟302可包含嚙合飛行器10(圖1)與多個測量裝置178(圖9)。每一個測量裝置178可被連接到至少一個起重機(jī)構(gòu)74(圖9)，其位于飛行器10的起重支點54(圖9)附近。例如，圖9是設(shè)備70的正視圖，設(shè)備70圍繞具有起重支點54的起落架40、42。起落架40、42被顯示處在地面位置86，其中飛行器10的重量由起落架40、42的輪子44支撐。壓力罐76處于放氣位置82并且起重配件200被設(shè)置為與飛行器10的支柱50或軸48的下方成間隔關(guān)系。起落架支柱50在支柱50的下端內(nèi)或起落架40、42的軸48中可包含支柱孔52。支柱孔52可包含針對起落架40、42的起重支點54。測量裝置178可包含壓緊型稱重傳感器，其可被插入在軸承座160和起重配件200之間，如圖7-8中所示以及如上所述的。設(shè)備70(圖3)的每一個稱重傳感器180可通信地連接到計算機(jī)220(圖3)，例如采用硬接線222(圖3)或采用無線方式。計算機(jī)220可接收、處理和存儲稱重傳感器180的輸出。圖11中方法300的步驟304可包含使用一個或更多個起重機(jī)構(gòu)74(圖10)提升飛行器10(圖1)脫離支撐表面64(圖9)到已提升位置88(圖10)。在一個實施例中，起重機(jī)構(gòu)74可被配置為壓力罐76(圖10)，如上所述。每一個壓力罐76可被連接到控制系統(tǒng)(圖中沒有顯示)，其采用流體導(dǎo)管(圖中沒有顯示)調(diào)節(jié)到每一個壓力罐的流體量(空氣、水、油等等——圖中沒有顯示)。從放氣位置82(圖9)開始，控制系統(tǒng)可使壓力罐76的波紋管78(圖9)膨脹至膨脹位置84(圖10)以便對每一個起落架40、42(圖10)給予一個向上的力90(圖10)。在圖10中，波紋管78可以以均勻的方式膨脹，如此飛行器10以水平且受控制的方式被提升脫離支撐表面64。在一個實施例中，在提升飛行器10(圖1)之前，吊桿120(圖4)的長度通過使用上述的螺紋套筒134(圖5)可被調(diào)整。每一個螺紋套筒134可與上桿部分和下桿部分130、132(圖5)相互連接，并且每一個螺紋套筒是可被調(diào)整的，以允許調(diào)整吊桿120的長度來調(diào)整起重橫梁140(圖6)的方向。例如，螺紋套筒134可被調(diào)整以便起重橫梁140被定向為基本上水平和/或以便飛行器10被定向為預(yù)定的俯仰姿態(tài)，例如當(dāng)飛行器10被提升脫離支撐表面64(圖10)時的水平飛行姿態(tài)。圖11中方法300的步驟306可包含當(dāng)飛行器10被提升脫離支撐表面64時(例如，車間地面、機(jī)坪等等)在每一個起重支點54(圖10)處確定重量測量值。例如，在圖10中，重量測量值可由位于每一個主起落架42處的壓緊型稱重傳感器180提供。類似地，重量測量值可由位于前起落架40(圖10)處的壓緊型稱重傳感器180提供。在一個實施例中，每一個稱重傳感器180提供的的重量測量值可通過測量一個或更多個應(yīng)變計128(圖5)的輸出被驗證或檢查，應(yīng)變計128可被選擇地施加到吊桿120(圖5)，如上所述。吊桿120的應(yīng)變測量值通過將其乘以構(gòu)成吊桿120的材料的彈性模量可被轉(zhuǎn)換為應(yīng)力。通過將應(yīng)力和吊桿120在應(yīng)變計128位置處的橫截面面積相乘，應(yīng)力可以轉(zhuǎn)化為負(fù)載。在起重橫梁140(圖6)的每一個末端142(圖6)處的吊桿120中的組合負(fù)載而后與稱重傳感器180所指示的重量測量值相比較，以驗證測量的精準(zhǔn)度。飛行器10的總重量可以通過把每一個起落架40、42處的稱重傳感器180所記錄的重量測量值加起來確定。計算機(jī)200可被配置為基于在每一個起落架40、42(圖1)處稱重傳感器180提供的重量測量值，確定飛行器10(圖1)的重心60(圖1)。例如，重心60(圖1)的位置可相對于任意一個基準(zhǔn)點18(圖1)被確定，基準(zhǔn)點18在圖1中位于飛行器10前端14(圖1)處的機(jī)頭。然而，重心60可相對于沿著飛行器10的縱向軸22(圖1)的任意位置處的任意點被確定。從基準(zhǔn)點18到重心60的距離62(圖1)可以是通過將兩個(2)主起落架42和前起落架40的總力矩除以飛行器10的總重量來確定。主起落架42的力矩可被定義為每一個主起落架42處的向上的力90(圖10)乘以主起落架42處的起重支點54(圖1)到基準(zhǔn)點18的距離56(圖1)的乘積。前起落架40的力矩可被定義為前起落架40處的向上的力90乘以前起落架40處的起重支點54到基準(zhǔn)點18的距離58的乘積。圖11中方法300的步驟308可包含執(zhí)行飛行器10(圖1)的地面振動試驗。飛行器10的地面振動試驗可在確定飛行器10的重量和重心(圖1)之后被執(zhí)行，雖然地面振動試驗可在確定重量和重心60之前被執(zhí)行。在地面振動試驗過程中，預(yù)定的輸入力(例如，振動)可被施加在飛行器10上，同時飛行器10通過設(shè)備70(圖3)被提升脫離支撐表面64(圖9)。傳感器(圖中沒有顯示)，例如安裝在飛行器10上的預(yù)定位置的加速度計可測量飛行器10對輸入力的動態(tài)響應(yīng)。有利地，此處所公開的設(shè)備70(圖3)重量相對較輕，以便與地面振動試驗的飛行器10的總質(zhì)量相比，設(shè)備70對飛行器10(圖1)的質(zhì)量貢獻(xiàn)相對較小。而且，如圖3中所示，起重橫梁140(圖6)從可樞軸旋轉(zhuǎn)的吊桿120的可樞軸旋轉(zhuǎn)懸吊可在地面振動試驗過程中使設(shè)備70對飛行器10的動態(tài)響應(yīng)的影響最少。此外，此處公開的設(shè)備70有利地使非線性最少，否則在飛行器10的輪胎46(圖1)直接接觸車間地面的傳統(tǒng)試驗方法中非線性可被引入到飛行器10的動態(tài)響應(yīng)中。有利地，設(shè)備70有助于以相對于使用傳統(tǒng)方法所需的時間的顯著減少的時間執(zhí)行重量和平衡分析，傳統(tǒng)方法中飛行器10被轉(zhuǎn)動成傾斜面置于天平并且在測量后回落。關(guān)于這點，此處公開的設(shè)備降低了與執(zhí)行飛行器重量和平衡分析的這些傳統(tǒng)方法相關(guān)的對飛行器10損害的風(fēng)險等級。在附圖和文字中，一方面，用于在地面振動試驗過程中支撐飛行器10的設(shè)備70，包含：多個起重機(jī)構(gòu)74，其被安裝在支撐表面64上，每一個起重機(jī)構(gòu)74被配置為在飛行器10的組件38上給予一個向上的力90，用于提升飛行器10脫離支撐表面64；梁結(jié)構(gòu)100，其被配置為安裝在多個起重機(jī)構(gòu)74；起重橫梁140，其從梁結(jié)構(gòu)100懸吊；以及測量裝置178，其安裝在起重橫梁140并且被配置為嚙合與飛行器10的組件38相關(guān)聯(lián)的起重支點54和當(dāng)飛行器10被提升脫離支撐表面64時確定飛行器10的重量。在一個變體中，設(shè)備70包含，其中：起重支點54與飛行器10的起落架40、42關(guān)聯(lián)。在另一個變體中，該設(shè)備包含，其中：梁結(jié)構(gòu)100包含安裝在起重機(jī)構(gòu)74并且彼此間隔排列的一對基本平行的吊梁102；每一個吊梁102具有從其向下延伸的吊桿120；以及起重橫梁140具有連接到吊桿120的相對末端104。在另一個變體中，設(shè)備70包含，其中：吊桿120是由上部分130通過螺紋套筒134連接到下部分132構(gòu)成的；螺紋套筒134是可調(diào)整的，以調(diào)整吊桿120的總長度。仍然在另一個變體中，設(shè)備70包含，其中：至少一個應(yīng)變裝置128，其安裝在吊桿120并且被配置為當(dāng)飛行器10被提升脫離支撐表面64時測量吊桿120內(nèi)的應(yīng)變。還在另一個變體中，設(shè)備70包含，其中：測量裝置178包含稱重傳感器180。在一個示例中，設(shè)備70還包含：起重配件200，其被配置為嚙合起重支點54并且具有軸208；以及稱重傳感器180，其包含開孔壓緊型稱重傳感器180，開孔壓緊型稱重傳感器180具有空心182，其被設(shè)置尺寸并且被配置為接收軸208。在另一個示例中，設(shè)備70包含，其中：稱重傳感器180被插入在起重配件200和起重橫梁140之間。仍然在另一個示例中，設(shè)備70還包含：軸承座160，其被安裝在起重橫梁140；以及測量裝置178，其被插入在軸承座160和組件38之間。在一個方面，公開用于支撐飛行器100用于地面振動試驗的設(shè)備70，包含：多個壓力罐76，其支撐于支撐表面64上；一對吊梁102，每一個吊梁102在一對壓力罐76之間延伸并且由這一對壓力罐支撐；吊桿120，其從每個吊梁102向下延伸；起重橫梁140，其具有被連接到吊桿120的相對末端142；以及壓緊型稱重傳感器180，其被插入在起重橫梁140和起落架40、42的起重支點54之間，稱重傳感器180被配置為當(dāng)飛行器10被提升脫離支撐表面64時提供飛行器10的重量指示。在一個方面，公開飛行器10的地面振動試驗的方法，包含步驟：將飛行器10與多個測量裝置178嚙合，每一個測量裝置178被連接到與飛行器10的起重支點54嚙合的至少一個起重機(jī)構(gòu)74；使用起重機(jī)構(gòu)74提升飛行器10脫離支撐表面64；基于測量裝置178的輸出確定飛行器10的重量；以及執(zhí)行飛行器10的地面振動試驗操作。在一個變體中，該方法還包含步驟：確定飛行器10的重心60。在另一個變體中，方法還包含其中飛行器10具有多個起落起落架40、42，該方法還包含步驟：確定在每一個起落架40、42處的重量測量值；以及基于在每一個起落架40、42處的重量測量值確定飛行器10的重心60。在另一個變體中，該方法還包含步驟：嚙合至少一個測量裝置178到起重支點54。還在另外變體中，該方法還包含：嚙合至少一個測量裝置178到起重支點54。還在另一個變體中，該方法包含其中嚙合至少一個測量裝置178的步驟包含：在起重支點54和起重橫梁140之間插入壓緊型稱重傳感器180。在一個示例中，該方法還包含步驟：嚙合起重配件200到起重支點54；以及插入起重配件200的軸208貫穿稱重傳感器180的空心182。在另一個示例中，該方法還包含步驟：在被安裝在起重橫梁140的軸承座160中接收軸208。仍然在另一個示例中，該方法包含，其中：在起重配件200和起重橫梁140之間插入稱重傳感器180。在又另一個示例中，該方法還包含步驟：使用一對吊桿120懸掛起重橫梁140，至少一個吊桿120具有安裝在其上的應(yīng)變計128；以及使用應(yīng)變計128的輸出驗證當(dāng)飛行器10被提升脫離支撐表面64時測量裝置178確定的重量。還在另一個示例中，該方法還包含其中至少一個吊桿120是由上部分130和通過螺紋套筒134連接的下部分132構(gòu)成的，方法還包含步驟：通過使用將上和下桿部分130、132相互連接的螺紋套筒134，調(diào)整吊桿120的總長度。本公開額外的修改和改進(jìn)對于所屬領(lǐng)域技術(shù)人員是顯而易見的。因此，此處描述的和闡述的零件的特定組合只用于呈現(xiàn)本公開的特定實施例，并且不意圖作為在本公開的精神和范圍中替代實施例或裝置的限制。