标题：一种含广布疲劳损伤机身壁板对接结构的剩余强度估算方法

摘要：本发明属于飞机结构损伤容限设计技术，涉及一种含广布疲劳损伤机身壁板对接结构的剩余强度估算方法。本发明将修正因子与壁板宽度和裂纹总长度联系起来，在本发明通过引入修正因子时，使机身壁板对接结构的剩余强度计算效率有了很大的提高，大大缩短了工程上的设计周期。另外，该计算方法得到的剩余强度载荷的精度也有所提高，满足工程要求。利用本发明方法，对组件级试验的净截面屈服剩余强度结果进行修正，修正后的剩余强度计算值结果偏安全，且总体误差较小。

申请号：CN201310541129.9

申请日：2013/11/5

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：1.一种含广布疲劳损伤机身壁板对接结构的剩余强度估算方法，其特征是，(1)计算结构净截面屈服的剩余强度载荷
Fnys＝σys(W-2alead-n×d-2nMSD×l)t 式(1)
式中：
Fnys为净截面屈服准则预测的剩余强度载荷；
σys为材料的屈服应力；
W为计量截面的宽度；
alead为中央主裂纹的半长；
nMSD为含MSD裂纹的孔数；
n为结构孔数；
d为孔的平均直径；
l为MSD裂纹的平均半裂纹长；
t为厚度；
(2)修正结构净截面屈服剩余强度载荷：
式(2)
式中：Fnys是净截面屈服剩余强度载荷；
Fmodify是修正后的净截面屈服剩余强度载荷；
λ是净截面屈服剩余强度修正因子；
a是裂纹总长度；
w是壁板宽度。

专利类型：发明申请

标题：座舱压力控制系统的数字控制器控制参数确定方法

摘要：本发明属于飞机环境控制技术，涉及对座舱压力控制系统的数字控制器控制参数确定方法的改进。其特征在于，确定数字控制器控制参数的步骤如下：连接试验装置；确定典型机场下排气活门快速变化区域；选择H1和H2中的最小值；确定数字控制器的参数和参数作用范围；本发明提出了一种座舱压力控制系统的数字控制器控制参数确定方法，消除了飞机迅速爬升时出现的“鼓包”现象，提高了飞行人员与乘员的舒适性。

申请号：CN201310566505.X

申请日：2013/11/13

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：1.座舱压力控制系统的数字控制器控制参数确定方法，数字式座舱压力控制系统包括座舱压力传感器(1)、数字控制器(2)和电动排气活门(3)；座舱压力传感器(1)的座舱压力信号输出端通过导线与数字控制器(2)的座舱压力信号输入端连接，电动排气活门(3)的控制信号输入端通过导线与数字控制器(2)的电动排气活门控制信号输出端连接；其特征在于，确定数字控制器控制参数的步骤如下：
1.1、连接试验装置：试验装置包括用于模拟飞机飞行大气环境的气罐(4)、用于模拟飞机座舱环境的气罐(5)、气源(6)和模拟大气压力传感器(7)，气罐(5)的进气口与一个具有流量调节功能的气源(6)连通，气罐(5)的出气口通过电动排气活门(3)与气罐(4)连通，模拟大气压力传感器(7)安装在气罐(4)内腔中，模拟大气压力传感器(7)的模拟大气压力信号输出端通过导线与数字控制器(2)的模拟大气压力信号输入端连接，座舱压力传感器(1)安装在气罐(5)内腔中；
1.2、确定典型机场下排气活门快速变化区域：
1.2.1、确定平原机场下排气活门快速变化区域：
1.2.1.1、确定电动排气活门(3)的初始开度：将气源(6)的流量调节为飞机座舱引气流量，将气罐(4)内腔的压力模拟为初始高度h0的压力P0，h0为海拔0m至1000m，手动调节电动排气活门(3)的开度，使气罐(5)内腔的压力为
p′为保持飞机气密要求的压力，记录此时的电动排气活门开度α0；
1.2.1.2、确定增加一个高度间隔后电动排气活门(3)的开度：将气罐(4)内腔的压力模拟为初始高度h0加一个高度间隔Δh后的压力P1，Δh=10*t，t=1～5m，手动调节电动排气活门(3)的开度，使气罐(5)内腔的压力为
记录此时的电动排气活门开度α1；
1.2.1.3、重复步骤1.2.1.2的方法，分别使气罐(4)内腔的压力为初始高度h0加i*Δh后的压力Pi, i=2, 3, ……n, 记录电动排气活门开度αi，使气罐(5)内腔的压力为
直到当前电动排气活门开度αi与t次前电动排气活门开度αi-t的差值小于0.1度为止；则平原机场排气活门快速变化区域为Δ
1.2.2、按照步骤1.2.1所述的方法确定高原机场电动排气活门快速变化区域：高原机场是指海拔高度3500m至4500m的机场，初始压力P01为高原机场初始高度h01下对应的压力，确定过程中，当前电动排气活门开度βj与上次电动排气活门开度βj-t的差值小于0.1度时，手动调节电动排气活门(3)的开度，使气罐(5)内腔的压力为
p′为保持飞机气密要求的压力，所增加的高度步长Δh的数量为q个，记录q+1个电动排气活门开度β0至βq, 则高原机场排气活门快速变化区域为
1.3、选择Δp1和Δp2中的最小值Δpmin为任意海拔高度起飞时排气活门快速变化区域；
1.4、当飞机为起飞机场高度起飞时，确定数字控制器的第一比例系数Kp1、第一积分系数Ki1和第一微分系数Kd1：在阶跃响应下，采用PID工程整定方法，当飞机为起飞机场高度起飞时，确定数字控制器的第一比例系数Kp1、第一积分系数Ki1和第一微分系数Kd1；
1.5、当飞机爬升，静压为起飞机场压力与Δpmin之和减去p′时，确定数字控制器的第二比例系数Kp2、第二积分系数Ki2和第二微分系数Kd2：在阶跃响应下，采用PID工程整定方法，当飞机爬升，静压为起飞机场压力与Δpmin之和减去p′时，确定数字控制器的第二比例系数Kp2、第二积分系数Ki2和第二微分系数Kd2；
1.6、确定在排气活门快速变化区域中数字控制器的第三比例系数Kp3、第三积分系数Ki3和第三微分系数Kd3：
式中，Δp为飞机内外压差，p′保持飞机气密要求的压力
1.7、飞机在整个起飞过程中，当Δp小于等于Δpmin时，数字控制器控制参数采用第三比例系数Kp3、第三积分系数Ki3和第三微分系数Kd3；当Δp大于Δpmin时，采用第二比例系数Kp2、第二积分系数Ki2和第二微分系数Kd2；
至此，完成数字控制器控制参数的确定。

专利类型：发明申请

标题：飞机迎角、侧滑角和舵偏角均为零度时操纵面铰链力矩系数计算方法

摘要：本发明属于飞机气动力计算技术，涉及一种飞机迎角、侧滑角和舵偏角均为零度时操纵面铰链力矩系数计算方法。其特征在于，计算操纵面铰链力矩系数的步骤如下：确定计算条件；计算中弧线(3)的相对弯度；计算零升迎角；计算零升俯仰力矩；计算飞机迎角、侧滑角和舵偏角均为零度时操纵面铰链力矩系数。本发明提高了零度迎角、零度侧滑角及零度舵偏角时铰链力矩系数的计算精度，保证了飞机操纵性能和飞行安全。

申请号：CN201310563984.X

申请日：2013/11/13

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：1.飞机迎角、侧滑角和舵偏角均为零度时操纵面铰链力矩系数计算方法，其特征在于，计算操纵面铰链力矩系数的步骤如下：
1.1、确定计算条件：将安定面(1)的上表面和下表面的翼型视为对称型面；以机翼或者尾翼上的一个弦向剖面为计算剖面，该计算剖面是过操纵面铰链轴中点B、并垂直于机翼或者尾翼1/4弦线的剖面，计算剖面的前缘点为A，计算剖面的后缘点为C，线段AC为计算剖面弦线(5)，操纵面弦线(4)的后端点是计算剖面的后缘点C，操纵面弦线(4)通过操纵面铰链轴中点B，操纵面(2)的中弧线为(3), 中弧线(3)的后端点是计算剖面的后缘点C，中弧线(3)的前端点是操纵面弦线(4)与操纵面(2)前缘的交点D；建立计算剖面的二维坐标系，以D点为原点，以直线DC为X轴，右方为正方向，以过D点并垂直于X轴的直线为Y轴，上方为正方向；线段DC的长度为L；
1.2、计算中弧线(3)的相对弯度 :
1.2.1、计算操纵面(2)上边缘曲线的特征点坐标 : 将操纵面(2)上边缘曲线分为14个上边缘特征点Si，i=1, 2, ……, 14，第1上边缘特征点S1至第14上边缘特征点S14的横坐标分别是：S1X=0，S2X=0.025L，S3X=0.05L，S4X=0.1L，S5X=0.25L，S6X=0.3L，S7X=0.4L，S8X=0.5L，S9X=0.6L，S10X=0.7L，S11X=0.8L，S12X=0.9L，S13X=0.95L，S14X=1L；根据图纸给出的操纵面(2)上边缘曲线计算得到第1上边缘特征点S1至第14上边缘特征点S14的纵坐标Siy；
1.2.2、计算操纵面(2)下边缘曲线的特征点坐标 : 将操纵面(2)下边缘曲线分为14个特征点Mi，i=1, 2, ……, 14，第1下边缘特征点M1至第14下边缘特征点M14的横坐标分别是：M1X=0，M2X=0.025L，M3X=0.05L，M4X=0.1L，M5X=0.25L，M6X=0.3L，M7X=0.4L，M8X=0.5L，M9X=0.6L，M10X=0.7L，M11X=0.8L，M12X=0.9L，M13X=0.95L，M14X=1L；根据图纸给出的操纵面(2)下边缘曲线计算得到第1下边缘特征点M1至第14下边缘特征点M14的纵坐标Miy；
1.2.3、计算操纵面(2)中弧线(3)的相对弯度，将中弧线分为14个中弧线特征点Ni，第1中弧线特征点N1至第14中弧线特征点N14的横坐标分别是：N1X=0，N2X=0.025L，N3X=0.05L，N4X=0.1L，N5X=0.25L，N6X=0.3L，N7X=0.4L，N8X=0.5L，N9X=0.6L，N10X=0.7L，N11X=0.8L，N12X=0.9L，N13X=0.95L，N14X=1L；第1中弧线特征点N1至第14中弧线特征点N14的纵坐标分别是：
NiY＝0.5×(SiY+MiY)/L………………………………………………[1]
1.3、计算零升迎角：
其中，计算参数Ai值分别为：A1=2.9，A2=4.22，A3=3.12，A4=4.82，A5=5.88，A6=5.76，A7=6.26，A8=7.34，A9=9.83，A10=13.44，A11=23.5，A12=43.44，A13=119.7，A14=-329.8；
1.4、计算零升俯仰力矩 :
其中，计算参数Ki值分别为：K1=0.238，K2=0.312，K3=0.208，K4=0.248，K5=0.148，K6=0.018，K7=-0.09，K8=-0.202，K9=-0.34，K10=-0.564，K11=-0.954，K12=-1.572，K13=-6.052，K14=-9.578；
1.5、计算飞机迎角、侧滑角和舵偏角均为零度时操纵面铰链力矩系数mj0：
其中，λ为铰链轴弦向相对位置，λ=DB/DC，α1为操纵面弦线(4)与计算剖面弦线(5)的夹角，以操纵面弦线前缘上偏为正，
为操纵面铰链力矩系数随舵偏角的导数，
由图纸给出。

专利类型：发明申请

标题：运输类飞机货物空投时机翼结构载荷的确定方法

摘要：本发明属于飞机飞行载荷设计技术领域，涉及对运输类飞机货物空投时机翼结构载荷确定方法的改进。其特征在于，确定机翼结构载荷的步骤如下：飞机空投货物参数初始化；飞机有限元模态分析；飞机非定常气动力系数矩阵计算；飞机空投货物动响应计算；计算机翼结构载荷动响应；确定空投时机翼结构的设计载荷。本发明提供了一种改进的运输类飞机货物空投时机翼结构载荷的确定方法，提高了机翼结构载荷的确定精度，保证了机翼结构的安全性和飞机的飞行安全。

申请号：CN201310563397.0

申请日：2013/11/13

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：1.运输类飞机货物空投时机翼结构载荷的确定方法，其特征在于，确定机翼结构载荷的步骤如下：
1.1、飞机空投货物参数初始化：依据国军标GJB67.2A-2008中的空投阵风准则进行飞机空投货物参数初始化，需要初始化的空投货物参数为：输入飞机的有限元模型FEM、飞机的质量ma、飞机飞行高度H、飞机飞行速度V、平均气动弦长c、货物的质量mb、货物在飞机货舱内的初始装载位置x0、货物的转动惯量Iby、货物在货舱内运动的加速度ab、模态数目k、离散阵风强度uw、离散阵风尺度Lw；
1.2、飞机有限元模态分析 : 以上述飞机的有限元模型FEM、模态数目k为控制参数，采用Nastran软件对飞机的有限元模型FEM进行模态分析，得到飞机的模态矩阵Φ、每阶模态的振动圆频率、广义质量矩阵Mqq和广义刚度矩阵Kqq，模态矩阵Φ包含飞机的刚体运动模态和弹性振动模态；
1.3、飞机非定常气动力系数矩阵计算：以上述模态矩阵Φ、飞机飞行高度H、飞机飞行速度V、平均气动弦长c、离散阵风强度uw和离散阵风尺度Lw为输入变量进行时域非定常气动力系数矩阵计算，采用亚音速偶极子格网法进行计算得到结构振动引起的非定常气动力系数矩阵Qa，采用阵风混合建模方法进行计算得到阵风引起的激励力系数矩阵Qw；
1.4、飞机空投货物动响应计算：
1.4.1、重构弹性飞机货物空投动响应微分矩阵方程 : 在步骤1.1的12个参数、步骤1.2的模态矩阵Φ、每阶模态的振动圆频率、广义质量矩阵Mqq和广义刚度矩阵Kqq和步骤1.3的结构振动引起的非定常气动力系数矩阵Qa及阵风引起的激励力系数矩阵Qw的基础上，重构弹性飞机货物空投动响应微分矩阵方程：
其中，ξ为对应于模态矩阵Φ的广义坐标位移，包含对应于飞机的刚体运动模态的广义坐标位移和弹性振动模态的广义坐标位移；
为对应于模态矩阵Φ的广义坐标速度，包含对应于飞机的刚体运动模态的广义坐标速度和弹性振动模态的广义坐标速度；
为对应于模态矩阵Φ的广义坐标加速度，包含对应于飞机的刚体运动模态的广义坐标加速度和弹性振动模态的广义坐标加速度；Φbz为货物所处位置处的飞机模态矩阵分量；Vb2a为货物在货舱内相对飞机的运动速度，通过对货物在货舱内运动的加速度ab的一次积分可以得到；x为货物在货舱内的移动距离，通过对货物在货舱内运动的加速度ab的两次积分可以得到；Qaξ为飞机的结构振动引起的非定常气动力；Qwuw为阵风引起的激励力；g为重力加速度；
为一个长度为k的列向量；
为利用Runge-Kutta法求解微分矩阵方程，将式(1)整理成一阶微分矩阵方程：
其中，Aae为弹性飞机本体与非定常气动力组成系统的状态矩阵；Baw为离散阵风对弹性飞机动响应的扰动矩阵；Bag为由于货物移动对飞机产生作用力的扰动矩阵；uw为离散阵风强度；xae为状态矢量：
其中，xa为非定常气动力的滞后根项目，模拟从飞机翼面上脱落的涡;
1.4.2、求解飞机1g平飞时的广义坐标位移ξTrim : 飞机1g平飞时满足以下条件：
1.4.2.1、广义坐标加速度
和广义坐标速度
均为零向量；
1.4.2.2、货物相对飞机运动速度和位移均为0；
1.4.2.3、无离散阵风激励力；
根据上述条件，飞机1g平飞时的广义坐标位移ξTrim的计算如公式(4)所示：
其中，Φbz0为货物在货舱内初始装载位置处的飞机的模态矩阵分量；
1.4.3、求解飞机货物空投动响应微分矩阵方程 : 以飞机1g平飞时的广义坐标位移ξTrim为公式(2)的初始求解条件，采用变步长Runge-Kutta法求解飞机货物空投动响应微分矩阵方程，得到飞机的广义坐标位移ξ的动响应、广义坐标速度
的动响应和广义坐标加速度
的动响应 :
其中，Cae为弹性飞机本体与非定常气动力组成系统的输出矩阵；Daw为离散阵风对弹性飞机动响应输出的传递矩阵；Dag为由于货物移动对飞机动响应输出的传递矩阵；
1.5、计算机翼结构载荷动响应 : 根据步骤1.4的广义坐标位移ξ的动响应，采用节点刚度矩阵方法计算机翼结构载荷动响应Fwing(t)，计算公式如式(6)所示：
Fwing(t)=Twingξ??(6)
其中，Twing为从模态广义坐标位移到机翼根部单元梁的载荷变换矩阵；
1.6、确定空投时机翼结构的设计载荷：根据步骤1.5中得到的机翼结构载荷动响应Fwing(t)，采用包线筛选方法确定机翼结构的空投设计载荷。

专利类型：发明申请

标题：一种飞机多状态快速称重方法

摘要：本发明属于飞机设计技术，涉及对大型运输类飞机的多态称重方法的改进。布置铅垂线及地面标尺；布置位移传感器单元；尺寸测量计算；第一次重量测量；第一次计算飞机的重量和重心；对飞机进行操作；测量记录变更飞机重量状态后的位移变化量；测量记录飞机重量状态变更后全机重量；第二次计算变更飞机重量状态后飞机的重量和重心。本发明提出了一种实时、多态、高效、快速的大型运输类飞机的称重方法，提高了大型运输类飞机的全机称重及燃油加/放油试验称重的效率。

申请号：CN201310571246.X

申请日：2013/11/13

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：1.一种飞机多状态快速称重方法，所称重的飞机的前起落架有一对机轮，飞机的左右主起落架各有前中后三对机轮，飞机的坐标系如下：以飞机的构造水平线为X轴，逆航向为正，以O点为原点，O点位于X轴上、机头前1.6米处，以飞机对称面内的过O点垂直于X轴的直线为Z轴，上方为正，以右手法则确定Y轴；所称重飞机的机身上有前水平测量点A和后水平测量点B，A点到Y轴和Z轴所在平面的理论距离为X0；所称重飞机的机身上有前铅垂悬挂点E和后铅垂悬挂点F；所称重飞机的机翼内有平均气动弦长前缘点P和平均气动弦长后缘点Q，线段PQ的长度XcA为理论平均气动弦长，P点到Y轴和Z轴所在平面的理论距离为X′；全机重心所在点为Cg，Cg点到Y轴和Z轴所在平面的距离为Xc；前起落架机轮中心C的横坐标为Cx0，前起落架机轮中心C位于前起落架机轮轴的中点，X0是前水平测量点A的横坐标，X0-Cx0=b；左前主起落架机轮中心D的横坐标为Dx0，左前主起落架机轮中心D位于左前主起落架机轮轴的中点，Dx0-Cx0=L2；左中主起落架机轮中心G的横坐标为Gx0，左中主起落架机轮中心G位于左中主起落架机轮轴的中点，Gx0-Dx0=a1；左后主起落架机轮中心H的横坐标为Hx0，左后主起落架机轮中心H位于左后主起落架机轮轴的中点，Hx0-Gx0=a3；右前主起落架机轮中心I的横坐标为Ix0，右前主起落架机轮中心I位于右前主起落架机轮轴的中点，Ix0-Cx0=L5；右中主起落架机轮中心J的横坐标为Jx0，右中主起落架机轮中心J位于右中主起落架机轮轴的中点，Jx0-Ix0=a2；右后主起落架机轮中心K的横坐标为Kx0，右后主起落架机轮中心K位于右后主起落架机轮轴的中点，Kx0-Jx0=a4；本发明飞机多状态快速称重方法基于以下设备：7对电子台秤，分别是第1对电子台秤(1)至第7对电子台秤(7)和数据采集计算机；第1对电子台秤(1)位于前起落架机轮对的下面，每个机轮位于一个电子台秤上，第2对电子台秤(2)位于左前主起落架机轮对的下面，第3对电子台秤(3)位于左中主起落架机轮对的下面，第4对电子台秤(4)位于左后主起落架机轮对的下面，第5对电子台秤(5)位于右前主起落架机轮对的下面，第6对电子台秤(6)位于右中主起落架机轮对的下面，第7对电子台秤(7)位于右后主起落架机轮对的下面；其特征在于：还需要以下设备：前地面标尺(8)、前铅垂线(9)、后地面标尺(10)、后铅垂线(11)和7个位移传感器单元，它们是第1位移传感器单元(12)至第7位移传感器单元(18)；飞机多状态快速称重的步骤如下：
1.1、布置铅垂线及地面标尺：
1.1.1、布置前铅垂线(9)及前地面标尺(8)：在机身前铅垂悬挂点E处悬挂前铅垂线(9)，并在前铅垂线(9)正下方布置前地面标尺(8)，前铅垂线(9)重锤的锥尖与前地面标尺(8)的中心对正；
1.1.2、布置后铅垂线(11)及后地面标尺(10)：在机身后铅垂悬挂点F处悬挂后铅垂线(11)，并在后铅垂线(11)正下方布置后地面标尺(10)，后铅垂线(11)重锤的锥尖与后地面标尺(10)的中心对正；
1.2、布置位移传感器单元：
1.2.1、布置第1位移传感器单元(12)：在前起落架机轮前放置第1位移传感器单元(12)支架，将支架上位移传感器的连线端头粘贴到前起落架机轮轮轴上，调整第1位移传感器单元(12)支架的高度使位移传感器的连线保持水平，并将第1位移传感器单元(12)的位移传感器归零；
1.2.2、布置第2位移传感器单元(13)：在左前主起落架机轮前放置第2位移传感器单元(13)支架，将支架上位移传感器的连线端头粘贴到左前主起落架机轮轮轴上，调整第2位移传感器单元(13)支架的高度使位移传感器的连线保持水平，并将第2位移传感器单元(13)的位移传感器归零；
1.2.3、布置第3位移传感器单元(14)：在左中主起落架机轮前放置第3位移传感器单元(14)支架，将支架上位移传感器的连线端头粘贴到左中主起落架机轮轮轴上，调整第3位移传感器单元(14)支架的高度使位移传感器的连线保持水平，并将第3位移传感器单元(14)的位移传感器归零；
1.2.4、布置第4位移传感器单元(15)：在左后主起落架机轮前放置第4位移传感器单元(15)支架，将支架上位移传感器的连线端头粘贴到左后主起落架机轮轮轴上，调整第4位移传感器单元(15)支架的高度使位移传感器的连线保持水平，并将第4位移传感器单元(15)的位移传感器归零；
1.2.5、布置第5位移传感器单元(16)：在右前主起落架机轮前放置第5位移传感器单元(16)支架，将支架上位移传感器的连线端头粘贴到右前主起落架机轮轮轴上，调整第5位移传感器单元(16)支架的高度使位移传感器的连线保持水平，并将第5位移传感器单元(16)的位移传感器归零；
1.2.6、布置第6位移传感器单元(17)：在右中主起落架机轮前放置第6位移传感器单元(17)支架，将支架上位移传感器的连线端头粘贴到右中主起落架机轮轮轴上，调整第6位移传感器单元(17)支架的高度使位移传感器的连线保持水平，并将第6位移传感器单元(17)的位移传感器归零；
1.2.7、布置第7位移传感器单元(18)：在右后主起落架机轮前放置第7位移传感器单元(18)支架，将支架上位移传感器的连线端头粘贴到右后主起落架机轮轮轴上，调整第7位移传感器单元(18)支架的高度使位移传感器的连线保持水平，并将第7位移传感器单元(18)的位移传感器归零；
1.3、尺寸测量计算：
1.3.1、测量计算左前主起落架机轮中心D与前起落架机轮中心C的横坐标差L2、右前主起落架机轮中心I与前起落架机轮中心C的横坐标差L5；
1.3.2、测量计算左中主起落架机轮中心G与左前主起落架机轮中心D的横坐标差a1、左后主起落架机轮中心H与左中主起落架机轮中心G的横坐标差a3、右中主起落架机轮中心J与右前主起落架机轮中心I的横坐标差a2、右后主起落架机轮中心K与右中主起落架机轮中心J的横坐标差a4；
1.3.3、计算左中主起落架机轮中心到前起落架机轮中心距离L3=L2+a1、计算左后主起落架机轮中心到前起落架机轮中心距离L4=L3+a3、计算右中主起落架机轮中心到前起落架机轮中心距离L6=L5+a2、计算右后主起落架机轮中心到前起落架机轮中心距离L7=L6+a4；
1.4、第一次重量测量：
1.4.1、测量计算并记录第1对电子台秤(1)读数G10；
1.4.2、测量计算并记录第2对电子台秤(2)读数G20；
1.4.3、测量计算并记录第3对电子台秤(3)读数G30；
1.4.4、测量计算并记录第4对电子台秤(4)读数G40；
1.4.5、测量计算并记录第5对电子台秤(5)读数G50；
1.4.6、测量计算并记录第6对电子台秤(6)读数G60；
1.4.7、测量计算并记录第7对电子台秤(7)读数G70；
1.5、第一次计算飞机的重量和重心：
1.5.1、第一次计算飞机重量：G0=G10+G20+G30+G40+G50+G60+G70；
1.5.2、第一次计算飞机重心：
1.6、对飞机进行以下任意一种操作：加油、放油、加装货物或者卸载货物，通过操作变更了飞机的重量状态；
1.7、测量记录变更飞机重量状态后的位移变化量：
1.7.1、测量记录状态变化引发的第1位移传感器单元(12)位移变化量ΔL1、测量记录状态变化引发的第2位移传感器单元(13)位移变化量ΔL2、测量记录状态变化引发的第3位移传感器单元(14)位移变化量ΔL3、测量记录状态变化引发的第4位移传感器单元(15)位移变化量ΔL4、测量记录状态变化引发的第5位移传感器单元(16)位移变化量ΔL5、测量记录状态变化引发的第6位移传感器单元(17)位移变化量ΔL6、测量记录状态变化引发的第7位移传感器单元(18)位移变化量ΔL7；
1.7.2、测量记录前铅垂线(9)在其前地面标尺(8)上为位移变化量ΔL前、测量记录后铅垂线(11)在其后地面标尺(10)上为位移变化量ΔL后；
1.8、测量记录飞机重量状态变更后全机重量：
1.8.1、测量计算并记录第1对电子台秤(1)读数G1；
1.8.2、测量计算并记录第2对电子台秤(2)读数G2；
1.8.3、测量计算并记录第3对电子台秤(3)读数G3；
1.8.4、测量计算并记录第4对电子台秤(4)读数G4；
1.8.5、测量计算并记录第5对电子台秤(5)读数G5；
1.8.6、测量计算并记录第6对电子台秤(6)读数G6；
1.8.7、测量计算并记录第7对电子台秤(7)读数G7；
1.9、第二次计算变更飞机重量状态后飞机的重量和重心：
1.9.1、第二次计算变更飞机重量状态后飞机的重量：
G=G1+G2+G3+G4+G5+G6+G7；
1.9.2、第二次计算变更飞机重量状态后飞机的重心：

专利类型：发明申请