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CN114813000A - 一种飞机关键结构抖振试验的载荷监测装置及方法 - Google Patents

一种飞机关键结构抖振试验的载荷监测装置及方法 Download PDF

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CN114813000A CN202210716894.9A CN202210716894A CN114813000A CN 114813000 A CN114813000 A CN 114813000A CN 202210716894 A CN202210716894 A CN 202210716894A CN 114813000 A CN114813000 A CN 114813000A
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Abstract

本发明公开了一种飞机关键结构抖振试验的载荷监测装置及方法，该装置包括竖向设置在试验台的飞机垂尾试验件、设置在飞机垂尾试验件底部的载荷传动结构、以及连接在所述载荷传动结构上的载荷监测结构；所述载荷传动结构包括安装座、固定座、以及连接杆；该方法包括：一、标定载荷范围；二、安装载荷监测装置；三、获取并存储应变极限范围；四、监测飞机垂尾试验件的抖振试验。本发明利用载荷传动结构，可将所述飞机垂尾试验件受到的转动载荷传递到所述连接杆上，利用设置在所述连接杆上的应变片，得到在标定的载荷范围下所述连接杆的应变范围，后续抖振试验中应变片得到的应变值和标定的应变范围进行比较，判断抖振试验中试验载荷是否正常加载。

Description

一种飞机关键结构抖振试验的载荷监测装置及方法
技术领域
本发明属于飞机结构试验技术领域，尤其是涉及一种飞机关键结构抖振试验的载荷监测装置及方法。
背景技术
飞机关键结构主要包括机翼、机身、发动机、操纵系统、起落装置，其中，机翼中尾翼主要功能是操纵飞机升降和偏转，并保证飞机平稳飞行，主要包括水平尾翼和垂直尾翼，飞机的垂直尾翼即飞机垂尾。在对飞机尾翼进行测试试验中，需对其进行抖振试验，其中，抖振是飞机在分离流、激波一附面层干扰及尾迹流引起的无规则压力脉动。在对飞机垂尾结构进行抖振试验时，会对飞机垂尾结构进行疲劳试验，在试验中为达到保护试验件的目的，试验件的载荷加载点连接一般无法采用固接的方式，通常采用夹持式连接方式进行加载，而载荷加载点在加载过程中，存在偏移或者脱离的可能，但是加载系统不会因为加载点偏移或脱离而停止加载，进而导致加载量值偏离正常载荷值，严重时存在过试验的风险，即可能造成试验件被破坏。为避免出现试验件被破坏的问题，可通过人工实时观察试验件及加载点的状态来保证试验安全，但人工实时观察也不能在出现问题时即时停止试验，也会存在试验件被破坏的风险。
发明内容
本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术中的不足，提供一种飞机关键结构抖振试验的载荷监测装置，利用载荷传动结构，可将所述飞机垂尾试验件受到的转动载荷传递到所述连接杆上，利用设置在所述连接杆上的应变片，得到在标定的载荷范围下所述连接杆的应变范围，后续抖振试验中应变片得到的应变值和标定的应变范围进行比较，判断抖振试验中试验载荷是否正常加载。
为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：一种飞机关键结构抖振试验的载荷监测装置，其特征在于：包括竖向设置在试验台的飞机垂尾试验件、设置在所述飞机垂尾试验件底部的载荷传动结构、以及连接在所述载荷传动结构上的载荷监测结构；
所述载荷传动结构包括竖向设置在所述飞机垂尾试验件底部的安装座、设置在试验台上的固定座、以及水平连接在所述安装座和所述固定座之间的连接杆；所述飞机垂尾试验件的底部插装在所述安装座内，所述安装座通过螺栓和飞机垂尾试验件连接；所述安装座和所述连接杆的一端通过第一连接销连接，所述固定座和所述连接杆的另一端通过第二连接销连接；
所述载荷监测结构包括设置在所述连接杆上的应变片和用于接收所述应变片输出信号且安装在试验台上的控制箱，所述控制箱内设置有电路板，所述电路板上集成有控制器以及与所述控制器连接的存储器，所述应变片的信号输出端和所述控制器的信号输入端连接。
上述的一种飞机关键结构抖振试验的载荷监测装置，其特征在于：所述安装座包括竖向设置在所述飞机垂尾试验件底部的安装套筒和两个均水平设置在所述安装套筒一侧的安装连接耳，所述安装套筒和两个安装连接耳一体成型；所述安装连接耳上开设有供第一连接销安装的第一安装孔，所述第一安装孔布设在所述安装连接耳远离所述飞机垂尾试验件的一端。
上述的一种飞机关键结构抖振试验的载荷监测装置，其特征在于：所述固定座包括竖向设置在试验台上的固定板和两个均水平设置在所述固定板一侧的固定连接耳，所述固定板和两个固定连接耳一体成型；所述固定连接耳上开设有供第二连接销安装的第二安装孔，所述第二安装孔布设在所述固定连接耳靠近所述飞机垂尾试验件的一端。
本发明还提供了一种飞机关键结构抖振试验的载荷监测装置对飞机垂尾结构抖振试验进行载荷监测的方法，其特征在于：该方法包括以下步骤：
步骤一、标定载荷范围：根据飞机垂尾试验件的材质和试验要求，得到飞机垂尾试验件的载荷范围；
步骤二、安装载荷监测装置：在所述飞机垂尾试验件上安装载荷监测装置；同时将载荷加载装置和所述控制器连接；
步骤三、获取并存储应变极限范围：在所述应变片上连接动态应变仪，利用所述载荷加载装置对飞机垂尾试验件施加转动载荷，利用所述动态应变仪，得到在标定载荷范围内的应变片的应变极限范围，并将得到的应变极限范围保存至存储器中；其中，所述载荷加载装置施加的载荷范围为步骤一中标定的载荷范围；
步骤四、监测飞机垂尾试验件的抖振试验：启动所述载荷加载装置对所述飞机垂尾试验件施加转动载荷，应变片对所述连接杆的变形进行测量，当所述应变片上的实测值处于所述存储器中存储的应变极限范围内时，继续进行抖振试验；当所述应变片上的实测值超出所述存储器中存储的应变极限范围，关闭所述载荷加载装置。
本发明与现有技术相比具有以下优点：
1、本发明利用载荷传动结构，可将所述飞机垂尾试验件受到的转动载荷传递到所述连接杆上，利用设置在所述连接杆上的应变片，得到在标定的载荷范围下所述连接杆的应变范围，后续抖振试验中应变片得到的应变值和标定的应变范围进行比较，判断抖振试验中试验载荷是否正常加载。
2、本发明方法步骤简单，利用载荷监测装置解决了夹持式连接方式加载转动载荷过程中加载点偏移或者脱离引起试验件破坏的问题，可时刻监测飞机垂尾抖振试验中载荷加载的情况，确保施加载荷在正常的加载范围内。
综上所述，本发明利用载荷传动结构，可将所述飞机垂尾试验件受到的转动载荷传递到所述连接杆上，利用设置在所述连接杆上的应变片，得到在标定的载荷范围下所述连接杆的应变范围，后续抖振试验中应变片得到的应变值和标定的应变范围进行比较，判断抖振试验中试验载荷是否正常加载。
下面通过附图和实施例，对本发明的技术方案做进一步的详细描述。
附图说明
图1为本发明飞机垂尾试验件、试验台和载荷传动结构的位置关系示意图。
图2为本发明飞机垂尾试验件和载荷传动结构的连接关系示意图。
图3为本发明的电路原理框图。
图4为本发明的流程框图。
附图标记说明:
1—飞机垂尾试验件； 2-1—安装套筒； 2-2—安装连接耳；
3-1—固定板； 3-2—固定连接耳； 4—连接杆；
5—螺栓； 6—第一连接销； 7—第二连接销；
8—应变片； 9—控制器； 10—存储器；
11—试验台。
具体实施方式
如图1、图2和图3所示的一种飞机关键结构抖振试验的载荷监测装置，包括竖向设置在试验台11的飞机垂尾试验件1、设置在所述飞机垂尾试验件1底部的载荷传动结构、以及连接在所述载荷传动结构上的载荷监测结构；
所述载荷传动结构包括竖向设置在所述飞机垂尾试验件1底部的安装座、设置在试验台11上的固定座、以及水平连接在所述安装座和所述固定座之间的连接杆4；所述飞机垂尾试验件1的底部插装在所述安装座内，所述安装座通过螺栓5和飞机垂尾试验件1连接；所述安装座和所述连接杆4的一端通过第一连接销6连接，所述固定座和所述连接杆4的另一端通过第二连接销7连接；
所述载荷监测结构包括设置在所述连接杆4上的应变片8和用于接收所述应变片8输出信号且安装在试验台11上的控制箱，所述控制箱内设置有电路板，所述电路板上集成有控制器9以及与所述控制器9连接的存储器10，所述应变片8的信号输出端和所述控制器9的信号输入端连接。
本发明利用载荷传动结构，可将所述飞机垂尾试验件1受到的转动载荷传递到所述连接杆4上，利用设置在所述连接杆4上的应变片8，得到在标定的载荷范围下所述连接杆4的应变范围，后续抖振试验中应变片8得到的应变值和标定的应变范围进行比较，判断抖振试验中试验载荷是否正常加载。
本发明方法步骤简单，利用载荷监测装置解决了夹持式连接方式加载转动载荷过程中加载点偏移或者脱离引起试验件破坏的问题，可时刻监测飞机垂尾抖振试验中载荷加载的情况，确保施加载荷在正常的加载范围内。
如图2所示，所述螺栓5水平穿设在所述安装座和飞机垂尾试验件1之间，所述安装座上开设有供所述螺栓5穿过的通孔。所述连接杆4的一端开设有与所述第一安装孔配合的第一连接孔，所述连接杆4的另一端开设有与所述第二安装孔配合的第二连接孔。如图1所示，所述应变片8布设在所述连接杆4的中部。
如图1和图2所示，本实施例中，所述安装座包括竖向设置在所述飞机垂尾试验件1底部的安装套筒2-1和两个均水平设置在所述安装套筒2-1一侧的安装连接耳2-2，所述安装套筒2-1和两个安装连接耳2-2一体成型；所述安装连接耳2-2上开设有供第一连接销6安装的第一安装孔，所述第一安装孔布设在所述安装连接耳2-2远离所述飞机垂尾试验件1的一端。
如图1所示，所述第一连接销6一侧竖向依次穿过一个所述第一安装孔、所述第一连接孔和另一个所述第一安装孔后将所述安装座和所述连接杆4连接起来。
如图1和图2所示，本实施例中，所述固定座包括竖向设置在试验台11上的固定板3-1和两个均水平设置在所述固定板3-1一侧的固定连接耳3-2，所述固定板3-1和两个固定连接耳3-2一体成型；所述固定连接耳3-2上开设有供第二连接销7安装的第二安装孔，所述第二安装孔布设在所述固定连接耳3-2靠近所述飞机垂尾试验件1的一端。
如图1和图2所示，所述第二连接销7一侧竖向依次穿过一个所述第二安装孔、所述第二连接孔和另一个所述第二安装孔后将所述固定座和所述连接杆4连接起来。实际使用时，所述固定板3-1可直接焊接在试验台11上，也可通过螺栓等连接件安装在试验台11上。
如图1至图4所示的一种飞机关键结构抖振试验的载荷监测装置对飞机垂尾结构抖振试验进行载荷监测的方法，该方法包括以下步骤：
步骤一、标定载荷范围：根据飞机垂尾试验件1的材质和试验要求，得到飞机垂尾试验件1的载荷范围；
步骤二、安装载荷监测装置：在所述飞机垂尾试验件1上安装载荷监测装置；同时将载荷加载装置和所述控制器9连接；
步骤三、获取并存储应变极限范围：在所述应变片8上连接动态应变仪，利用所述载荷加载装置对飞机垂尾试验件1施加转动载荷，利用所述动态应变仪，得到在标定载荷范围内的应变片8的应变极限范围，并将得到的应变极限范围保存至存储器10中；其中，所述载荷加载装置施加的载荷范围为步骤一中标定的载荷范围；
步骤四、监测飞机垂尾试验件的抖振试验：启动所述载荷加载装置对所述飞机垂尾试验件1施加转动载荷，应变片8对所述连接杆4的变形进行测量，当所述应变片8上的实测值处于所述存储器10中存储的应变极限范围内时，继续进行抖振试验；当所述应变片8上的实测值超出所述存储器10中存储的应变极限范围，关闭所述载荷加载装置。
需要说明的是，对飞机垂尾试验件1施加转动载荷是在进行抖振试验中的疲劳测试，当对所述飞机垂尾试验件1的载荷加载点施加载荷时，利用本载荷监测装置可对载荷加载点的加载情况进行监测，防止出现偏移或者脱离的情况。步骤三中，飞机垂尾试验件1在转动过程中，使连接杆4产生拉伸或者压缩变形，利用动态应变仪标定在所有试验工况下转动载荷引起的应变片8的应变范围，得到所述应变片8的应变极限范围。为了保证得到的应变极限范围是确保施加的载荷在正常加载的范围内，获取应变极限范围的过程中需要人为的对整个过程进行监测，防止加载点偏移或者脱离引起试验件破坏的问题，确保施加载荷在正常的加载范围内。利用动态应变仪得到应变片8的应变极限范围，为了不影响本载荷监测装置的正常使用，也为了不影响对所述飞机垂尾试验件1的测试，可将所述动态应变仪安装在控制箱内。
步骤四中，在对飞机垂尾试验件1进行抖振试验的过程中，可通过通过载荷监测装置的监测结果，来判定试验载荷是否正常加载，当载荷超限时，为异常情况，需通过控制器9控制所述载荷加载装置信号即停来保护飞机垂尾试验件1。
以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明作任何限制，凡是根据本发明技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、变更以及等效结构变化，均仍属于本发明技术方案的保护范围内。

Claims (4)

1.一种飞机关键结构抖振试验的载荷监测装置，其特征在于：包括竖向设置在试验台（11）的飞机垂尾试验件（1）、设置在所述飞机垂尾试验件（1）底部的载荷传动结构、以及连接在所述载荷传动结构上的载荷监测结构；
所述载荷传动结构包括竖向设置在所述飞机垂尾试验件（1）底部的安装座、设置在试验台（11）上的固定座、以及水平连接在所述安装座和所述固定座之间的连接杆（4）；所述飞机垂尾试验件（1）的底部插装在所述安装座内，所述安装座通过螺栓（5）和飞机垂尾试验件（1）连接；所述安装座和所述连接杆（4）的一端通过第一连接销（6）连接，所述固定座和所述连接杆（4）的另一端通过第二连接销（7）连接；
所述载荷监测结构包括设置在所述连接杆（4）上的应变片（8）和用于接收所述应变片（8）输出信号且安装在试验台（11）上的控制箱，所述控制箱内设置有电路板，所述电路板上集成有控制器（9）以及与所述控制器（9）连接的存储器（10），所述应变片（8）的信号输出端和所述控制器（9）的信号输入端连接。
2.根据权利要求1所述的一种飞机关键结构抖振试验的载荷监测装置，其特征在于：所述安装座包括竖向设置在所述飞机垂尾试验件（1）底部的安装套筒（2-1）和两个均水平设置在所述安装套筒（2-1）一侧的安装连接耳（2-2），所述安装套筒（2-1）和两个安装连接耳（2-2）一体成型；所述安装连接耳（2-2）上开设有供第一连接销（6）安装的第一安装孔，所述第一安装孔布设在所述安装连接耳（2-2）远离所述飞机垂尾试验件（1）的一端。
3.根据权利要求2所述的一种飞机关键结构抖振试验的载荷监测装置，其特征在于：所述固定座包括竖向设置在试验台（11）上的固定板（3-1）和两个均水平设置在所述固定板（3-1）一侧的固定连接耳（3-2），所述固定板（3-1）和两个固定连接耳（3-2）一体成型；所述固定连接耳（3-2）上开设有供第二连接销（7）安装的第二安装孔，所述第二安装孔布设在所述固定连接耳（3-2）靠近所述飞机垂尾试验件（1）的一端。
4.根据权利要求1所述的一种飞机关键结构抖振试验的载荷监测装置对飞机垂尾结构抖振试验进行载荷监测的方法，其特征在于：该方法包括以下步骤：
步骤一、标定载荷范围：根据飞机垂尾试验件（1）的材质和试验要求，得到飞机垂尾试验件（1）的载荷范围；
步骤二、安装载荷监测装置：在所述飞机垂尾试验件（1）上安装载荷监测装置；同时将载荷加载装置和所述控制器（9）连接；
步骤三、获取并存储应变极限范围：在所述应变片（8）上连接动态应变仪，利用所述载荷加载装置对飞机垂尾试验件（1）施加转动载荷，利用所述动态应变仪，得到在标定载荷范围内的应变片（8）的应变极限范围，并将得到的应变极限范围保存至存储器（10）中；其中，所述载荷加载装置施加的载荷范围为步骤一中标定的载荷范围；
步骤四、监测飞机垂尾试验件的抖振试验：启动所述载荷加载装置对所述飞机垂尾试验件（1）施加转动载荷，应变片（8）对所述连接杆（4）的变形进行测量，当所述应变片（8）上的实测值处于所述存储器（10）中存储的应变极限范围内时，继续进行抖振试验；当所述应变片（8）上的实测值超出所述存储器（10）中存储的应变极限范围，关闭所述载荷加载装置。
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