CN103454025A - 测力传感器及飞机用大载荷可标定多角度测力方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种测力传感器，其适于安装到飞机结构的连接接头上，包括：圆柱形销体，其体壁上具有轴向直槽和垂直于直槽的环槽；销座，其上设置有与直槽连通的引线孔；位于第一凹槽和第二凹槽交汇处的第一应变计；位于第二凹槽内并与第一应变计构成90°圆心角的第二应变计；与外部传感信号采集仪电连接的第一应变计连接线和第二应变计连接线；其中，第一应变计和第二应变计的长度方向与销体的轴向一致。本发明还提供一种飞机用大载荷可标定多角度测力方法。利用测力传感器感测到的数据可确定飞机结构所受载荷的大小及方向，而且能够用于感测大载荷。

Description

测力传感器及飞机用大载荷可标定多角度测力方法

技术领域

本发明涉及测力传感器领域，更具体地涉及一种飞机用大载荷可标定多角度测力传感器及飞机用大载荷可标定多角度测力方法。

背景技术

机械结构的连接接头是结构较为关键的部位，主要用于结构的连接及结构间的载荷传递。因此，能够准确测量出接头传递的载荷大小及方向，对正确分析结构受力起着重要的作用。目前，接头测力传感器品种繁多、种类齐全，但是一般只能针对一个或者几个特定角度的载荷进行测量。然而，在工程实践中，接头受到的载荷大小和方向往往不能确定，特别是当结构为超静定时，接头受到力的大小和方向是随结构的刚度分配而变化的。因此，现有接头测力传感器很难满足工程实践要求。

发明内容

本发明针对现有技术的上述不足提供一种新型的测力传感器，通过该测力传感器感测到的数据可确定飞机结构所受载荷的大小及方向，而且能够用于感测大载荷。

为此，根据本发明的一个方面，提供一种测力传感器，其中，测力传感器适于作为连接销安装于飞机结构的连接接头上，测力传感器包括：

圆柱形销体，其体壁上具有沿轴向延伸的第一凹槽和沿周向延伸的第二凹槽；

销座，其位于销体的一端，所述销座上设置有引线孔，所述引线孔与所述第一凹槽相连通；

第一应变计，其附着于第一凹槽和第二凹槽的交汇处；

第二应变计，其附着于第二凹槽内并与第一应变计构成90°的圆心角；

第一应变计连接线，其布置在第一凹槽内，一端与第一应变计(3)连接另一端穿过引线孔电连接至外部的传感信号采集仪；

第二应变计连接线，其布置在第二凹槽内，一端与第二应变计电连接另一端穿过第一凹槽和引线孔电连接至传感信号采集仪；

其中，第一应变计和第二应变计的长度方向与销体的轴向一致。

优选地，第二凹槽位于销体的最大承弯面上，从而减小测量误差。

优选地，第一凹槽和第二凹槽的深度分别大于第一应变计连接线以及第二应变计连接线的直径，从而防止连接线被摩擦而出现损伤。

优选地，第一凹槽和第二凹槽的两侧具有倒角，以减少局部应力集中对应变计的影响并减少结构受压产生的变形量。

根据本发明的另一个方面，提供一种飞机用大载荷可标定多角度测力方法，其使用上述测力传感器，其中，该方法包括如下步骤：

1)将测力传感器安装于飞机结构的连接接头上；

2)通过传感信号采集仪采集分别来自第一应变计和第二应变计的应变值ε₁、ε₂；

3)利用下面的公式1计算得到测力传感器所受载荷F的大小：

$F=\frac{\mathrm{\πE}{R}^3}{4L}\sqrt{{\mathrm{\ϵ}}_1^2+{\mathrm{\ϵ}}_2^2}$

式中，R为应变计粘贴截面半径；E为传感器弹性模量；L为应变计粘贴截面与载荷作用截面之间的距离。

优选地，方法还包括确定载荷方向的步骤，该步骤包括：

a)根据应变值ε₁、ε₂的大小来确定载荷F所作用的象限；

b)根据应变值ε₁、ε₂的绝对值比值关系来确定载荷F的方向。

优选地，步骤b)利用下面的公式2确定载荷F的方向：

$\mathrm{\θ}=\arctan \left|\frac{{\mathrm{\ϵ}}_1}{{\mathrm{\ϵ}}_2}\right|$

式中，θ为载荷F与第二应变计4所在位置B和应变计粘贴截面C的圆心O的连线BO之间的夹角。

本发明提供的测力传感器由于布置有两个成90°圆心角的应变计，因此不受孔与销的配合关系限制，即无论间隙配合或者过盈配合均可测量接头所受载荷的大小和方向；而且测力传感器在安装时，也无需考虑传感器的安装角度；另外，由于本发明应变计位于传感器体壁上的凹槽内，而非像已有传感器将应变计布置于传感器内部，因此，传感器销体为容纳应变计而需要去除的材料明显减少，较应变计置于销体内部的传感器在结构强度上有了明显增强，承载能力也大幅提高，因而本发明适用于大载荷或不确定载荷大小的接头载荷测量。

通过参考下面所描述的实施方式，本发明的这些方面和其他方面将会得到清晰地阐述。

附图说明

本发明的结构和操作方式以及进一步的目的和优点将通过下面结合附图的描述得到更好地理解，其中，相同的参考标记标识相同的元件：

图1是根据本发明优选实施方式的测力传感器的结构示意图；

图2示意性地示出了图1中测力传感器所受载荷、应变计粘贴截面和载荷作用截面及其有关尺寸；

图3示意性地示出了图2中应变计粘贴截面上的载荷分布。

附图标记说明

具体实施方式

根据要求，这里将披露本发明的具体实施方式。然而，应当理解的是，这里所披露的实施方式仅仅是本发明的典型例子而已，其可体现为各种形式。因此，这里披露的具体细节不被认为是限制性的，而仅仅是作为权利要求的基础以及作为用于教导本领域技术人员以实际中任何恰当的方式不同地应用本发明的代表性的基础，包括采用这里所披露的各种特征并结合这里可能没有明确披露的特征。

下面参考图1至图3介绍本发明的优选实施方式的测力传感器100。

如图1所示，根据本发明的优选实施方式的测力传感器100适于作为连接销安装于飞机结构的连接接头上。该测力传感器100包括圆柱形销体1、销座2、第一应变计3、第二应变计4、第一应变计连接线31以及第二应变计连接线41。其中，销体1的体壁10上开有沿轴向即销体长度方向延伸的第一凹槽11(即直槽)和沿周向延伸的第二凹槽13(即环形凹槽)，可见，第一凹槽11垂直于第二凹槽13布置在销体4的体壁上。销座2位于销体1的一端。第一应变计3例如通过粘贴附着于第一凹槽11和环形的第二凹槽13的交汇处。第二应变计4例如通过粘贴附着于第二凹槽13内并与第一应变计3构成90°的圆心角。也就是说，第一应变计3在应变计粘贴截面C上的位置A与圆心O的连线AO和第二应变计4在应变计粘贴截面C上的位置B与圆心O的连线BO的夹角∠AOB为90°，如图2和3所示。

第一应变计连接线31布置在第一凹槽11内，一端与第一应变计3电连接另一端穿过销座2电连接至外部的传感信号采集仪(图未示)。第二应变计连接线41布置在第二凹槽13内，一端与第二应变计4电连接另一端穿过第一凹槽11和销座2电连接至传感信号采集仪。其中，第一应变计3和第二应变计4如此粘贴在各自的凹槽内，即它们各自的长度方向最好与销体1的主承载方向即销体的轴向一致。优选地，在销座2上设置有引线孔21，其与第一凹槽11相连通，从而第一应变计连接线31和第二应变计连接线41可以沿第一凹槽11从引线孔21引出。

优选地，上述第二凹槽13设置在销体1的最大承弯面上，从而减小测量误差。所谓的最大承弯面，举例来说，可以是发动机与机翼连接部处两块板的对接面。

优选地，第一凹槽11和第二凹槽13的深度分别大于第一应变计连接线31以及第二应变计连接线41的直径。应当理解的是，这些凹槽也不必设置得太深，以略大于所布置的连接线的直径为最佳，以刚好容纳两个应变计及其连接线，这样既可使得当两个应变计及其连接线置于凹槽内时，它们不会突出于销体1的体壁10之外，从而防止因被摩擦而出现损伤，又能够使得销体1不必去除太多的材料，保证整个测力传感器100的结构强度和承载能力。同时，第二凹槽13的宽度以方便粘贴应变计为最佳，例如可以取1.5倍应变计基底宽度；第一凹槽11的宽度以方便布置第一应变计连接线31为最佳。

优选地，第一凹槽11和第二凹槽13的两侧具有倒角，以减少局部应力集中对应变计的影响并减少结构受压产生的变形量。

如图2所示，粘贴有第二应变计4的第二凹槽13的直径为2R，R即为应变计粘贴截面C的半径，L为应变计粘贴截面C与载荷作用截面D之间的距离。当有载荷F如图2所示在载荷作用截面D上作用到销体1上时，应变计粘贴截面C上的载荷分布则如图3所示，其中，F1是载荷F的第一分力，也就是第一应变计3受到的力；F2是载荷F的第二分力，也就是第二应变计4受到的力。如图3所示，θ为载荷F与第二应变计4所在位置B和应变计粘贴截面C的圆心O的连线BO的夹角。

尽管在本实施方式中仅提供两个应变计，应当理解的是，也可以在销体1上开设沿体壁10的周向延伸的另外一个环形凹槽，即第三凹槽。这样，可以在测力传感器100上提供第三应变计、第四应变计、第三应变计连接线和第四应变计连接线。其中，第三应变计例如通过粘贴附着于第一凹槽11和第三凹槽的交汇处；第四应变计例如通过粘贴附着于第三凹槽内并与第三应变计构成90°的圆心角；第三应变计连接线布置在第一凹槽11内，一端与第三应变计电连接另一端穿过销座2电连接至外部的传感信号采集仪；第四应变计连接线布置在第三凹槽内，一端与第四应变计电连接另一端穿过第一凹槽11和销座2电连接至所述传感信号采集仪；其中，所述第三应变计和所述第四应变计的长度方向与所述销体1的主承载方向即轴向一致。这两个应变计可以作为第一应变计和第二应变计的备份，也可以作为温度补偿片使用。

根据本发明的另一个方面，提供一种飞机用大载荷可标定多角度测力方法，其使用上述测力传感器100，其中，该方法包括如下步骤：

1)将测力传感器安装于飞机结构的连接接头上；

2)通过传感信号采集仪采集分别来自第一应变计3和第二应变计4的应变值ε₁、ε₂；

3)利用下面的公式1计算得到测力传感器所受载荷F的大小：

$F=\frac{\mathrm{\πE}{R}^3}{4L}\sqrt{{\mathrm{\ϵ}}_1^2+{\mathrm{\ϵ}}_2^2}$   (公式1)

式中，R为应变计粘贴截面C半径；E为传感器弹性模量；L为应变计粘贴截面C与载荷作用截面D之间的距离。

优选地，方法还包括确定载荷方向的步骤，该步骤包括：

a)根据应变值ε₁、ε₂的大小来确定载荷F所作用的象限；

b)根据应变值ε₁、ε₂的绝对值比值关系来确定载荷F的方向。

其中，步骤a)中载荷F所作用的象限可以如此确定：当ε₁＞0且ε₂＞0载荷作用在第一象限范围内；ε₁＜0，ε₂＞0，载荷作用在第二象限内。同理，可确定第三象限和第四象限。

优选地，步骤b)利用下面的公式2确定载荷F的方向：

$\mathrm{\θ}=\arctan \left|\frac{{\mathrm{\ϵ}}_1}{{\mathrm{\ϵ}}_2}\right|$   (公式2)

式中，θ为载荷F与第二应变计4所在位置B和应变计粘贴截面C的圆心O的连线BO的夹角。

本发明的技术内容及技术特点已揭示如上，然而可以理解，在本发明的创作思想下，本领域的技术人员可以对上述结构和形状作各种变化和改进，包括这里单独披露或要求保护的技术特征的组合，明显地包括这些特征的其它组合。这些变形和/或组合均落入本发明所涉及的技术领域内，并落入本发明权利要求的保护范围。需要注意的是，按照惯例，权利要求中使用单个元件意在包括一个或多个这样的元件。此外，不应该将权利要求书中的任何参考标记构造为限制本发明的范围。

Claims (7)

1.一种测力传感器(100)，其特征在于，所述测力传感器适于作为连接销安装于飞机结构的连接接头上，所述测力传感器包括：

圆柱形销体(1)，其体壁上具有沿轴向延伸的第一凹槽(11)和沿周向延伸的第二凹槽(13)；

销座(2)，其位于销体(1)的一端，所述销座(2)上设置有引线孔(21)，所述引线孔(21)与所述第一凹槽(11)相连通；

第一应变计(3)，其附着于第一凹槽(11)和第二凹槽(13)的交汇处；

第二应变计(4)，其附着于第二凹槽(13)内并与第一应变计(3)构成90°的圆心角；

第一应变计连接线(31)，其布置在第一凹槽(11)内，一端与第一应变计(3)电连接另一端穿过引线孔(21)电连接至外部的传感信号采集仪；

第二应变计连接线(41)，其布置在第二凹槽(13)内，一端与第二应变计(4)电连接另一端穿过第一凹槽(11)和引线孔(21)电连接至所述传感信号采集仪；

其中，所述第一应变计(3)和所述第二应变计(4)的长度方向与所述销体(1)的轴向一致。

2.根据权利要求1所述的测力传感器(100)，其特征在于，所述第二凹槽(13)位于所述销体(1)的最大承弯面上。

3.根据权利要求1所述的测力传感器(100)，其特征在于，所述第一凹槽(11)和第二凹槽(13)的深度分别大于所述第一应变计连接线(31)以及所述第二应变计连接线(41)的直径。

4.根据权利要求1所述的测力传感器(100)，其特征在于，所述第一凹槽(11)和所述第二凹槽(13)的两侧具有倒角。

5.一种飞机用大载荷可标定多角度测力方法，其使用根据权利要求1至4任一项所述的测力传感器(100)，其特征在于，该方法包括如下步骤：

1)将所述测力传感器安装于飞机结构的连接接头上；

2)通过传感信号采集仪采集分别来自第一应变计(3)和第二应变计(4)的应变值ε₁、ε₂；

3)利用下面的公式1计算得到所述测力传感器所受载荷F的大小：

$F=\frac{\mathrm{\πE}{R}^3}{4L}\sqrt{{\mathrm{\ϵ}}_1^2+{\mathrm{\ϵ}}_2^2}$

式中，R为应变计粘贴截面半径；E为传感器弹性模量；L为应变计粘贴截面与载荷作用截面之间的距离。

6.根据权利要求5所述的飞机用大载荷可标定多角度测力方法，其特征在于，所述方法还包括确定载荷方向的步骤，该步骤包括：

a)根据所述应变值ε₁、ε₂的大小来确定所述载荷F所作用的象限；

b)根据所述应变值ε₁、ε₂的绝对值比值关系来确定所述载荷F的方向。

7.根据权利要求6所述的飞机用大载荷可标定多角度测力方法，其特征在于，所述步骤b)利用下面的公式2确定所述载荷F的方向：

$\mathrm{\θ}=\arctan \left|\frac{{\mathrm{\ϵ}}_1}{{\mathrm{\ϵ}}_2}\right|$

式中，θ为载荷F与第二应变计(4)所在位置B和应变计粘贴截面的圆心O的连线BO之间的夹角。

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