CN107766612A - 一种连接翼结构形式机翼载荷测量方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种连接翼结构形式机翼载荷测量方法，其特征在于，根据连接翼结构形式机翼受力特点，制定连接翼结构机翼载荷测量应变计布置和载荷校准试验流程，辨识连接翼结构机翼连接处的耦合载荷，剔除连接形式带来的机翼载荷模型建立影响，形成一种针对连接翼结构形式的机翼载荷测量方法。本发明可消除连接翼结构形式带来的耦合载荷对机翼测载剖面应变电桥应变输出的影响，提高连接翼结构形式机翼载荷方程的精度，准确测量连接翼结构形式机翼飞行载荷，提高飞行载荷测量结果可信度。

Description

一种连接翼结构形式机翼载荷测量方法

技术领域

本发明涉及飞行载荷飞行试验，特别涉及连接翼结构形式机翼在飞行过程中的飞行 载荷测量。

背景技术

连接翼结构机翼由于其展弦比大、翼载小、刚度大、变形小且升力系数大而得到了追求大航程、长航时机型的广泛应用。在进行连接翼结构机翼载荷测量时，由于前、后 机翼之间变形的相互影响，使得前、后机翼连接处以内的测量剖面载荷产生耦合效应， 使得通过常规机翼载荷校准试验方法获得的载荷方程误差非常大，对该结构形式机翼的 飞行载荷测量不适用。

参考文献[1]：Skopinski T.H,William S.Aiken and Wilber B.Huston:Calibration of Strain-Gage Installations in Aircraft Structures for theMeasurement of Flight Loads.NACA Report 1178,1954；

参考文献[2]：飞机强度飞行试验(静载荷)航空航天工业部《ASST》系统工程办公室1992

发明内容

本发明的目的：

本发明根据连接翼结构形式机翼受力特点，制定连接翼结构机翼载荷测量应变计电 桥布置和载荷校准试验流程，辨识连接翼结构机翼连接处的耦合载荷，剔除连接形式带来的机翼载荷建模影响，建立工程可用的载荷方程，形成一种针对连接翼结构形式的机 翼载荷测量方法。

本发明的原理：

连接翼结构机翼载荷的特点是前、后机翼除了产生气动力载荷，还有前、后机翼连接处产生的相互耦合载荷，即在测量前翼和后翼连接处以内的各测量剖面的弯矩、剪 力及扭矩时，前翼和后翼连接处以内的各测量剖面的应变电桥输出除了由前、后机翼气 动载荷产生，还由前、后机翼连接处传递的载荷产生，是二者的综合反应。在机翼弹性 范围内，两种载荷产生的应变电桥输出符合线性叠加原理。

发明的技术方案：

(1)应变计测试改装

在应变计测试改装布置方案中，前、后机翼测量剖面的电桥布设与常规机翼相同，但在前、后机翼连接处(一般采用连接耳片连接形式)每个连接点上均需布置一个剪力 应变电桥。

(2)地面载荷校准试验

地面载荷校准试验分为三部分进行：前机翼外段测量剖面载荷校准试验与常规机翼相同；在前、后机翼连接断开的情况下，对前机翼内段和后机翼分别通过常规载荷校 准方法进行载荷校准试验；在前、后机翼连接断开的情况下，分别对前机翼内段和后机 翼连接处各连接点单独施加剪力校准载荷。

(3)建立载荷模型

前机翼外段测量剖面载荷模型建立过程与参考文献[1]相同。

断开前、后机翼连接后，对前机翼内段和后机翼分别通过常规载荷校准方法进行载荷校准试验可以得到前机翼内段、后机翼载荷的载荷方程。

前机翼内段载荷测量剖面载荷方程如下：

式中，Q_f1为前机翼内段测量剖面剪力；M_f1为前机翼内段测量剖面弯矩；T_f1为前 机翼内段测量剖面扭矩；[β]为前机翼内段测量剖面载荷方程系数矩阵，通过前、后机 翼连接断开情况下前机翼内段常规载荷校准方法并使用参考文献[1]中的多元回归方法 得到；i为第i个前机翼内段测量剖面电桥；ε_fi为第i个前机翼内段测量剖面应变电桥 输出应变值。

后机翼载荷测量剖面载荷方程如下：

式中，Q_r1为后机翼测量剖面剪力；M_r1为后机翼测量剖面弯矩；T_r1为后机翼测量 剖面扭矩；[α]为后机翼测量剖面载荷方程系数矩阵，通过前、后机翼连接断开情况下 后机翼常规载荷校准方法并使用参考文献[1]中的多元回归方法得到；k为第k个后机翼 测量剖面电桥；ε_rk为第k个后机翼测量剖面应变电桥输出应变值。

前、后机翼连接处各连接点剪力载荷的方程如下：

F_jl＝h_l(ε_jl) (3)

式中，l为第l个前、后机翼连接点；F_jl为第l个前、后机翼连接点的剪力载荷； ε_jl为第l个前、后机翼连接点的剪力应变电桥输出应变值；函数h_l通过前、后机翼连 接断开情况下各连接点剪力载荷校准试验和线性拟合得到。

连接点剪力载荷与前机翼内段测量剖面测量应变电桥输出应变的关系如下：

Δε_fi＝f_i(F_j1，F_j2，F_j3，…，F_jl) (4)

式中，l为第l个前、右翼连接点；i为第i个前机翼内段测量剖面应变电桥；F_jl为第l个前、后机翼连接处的剪力载荷；△ε_fi为第i个前翼内段测量剖面应变电桥在剪 力校准载荷条件下的输出应变值，函数f_i通过前、后机翼连接断开情况下各连接点剪 力载荷校准试验和多元回归得到。

连接点剪力载荷与后机翼测量剖面测量应变电桥输出应变的关系如下：

Δε_rk＝f_r(F_j1，F_j2，F_j3，…，F_jl) (5)

式中，l为第l个前、右翼连接点；k为第k个后机翼测量剖面应变电桥；F_jl为第l 个前、后机翼连接处的校准剪力载荷；△ε_rk为第k个后翼测量剖面电桥在剪力载荷条 件下的输出应变值；函数f_r通过前、后机翼连接断开情况下各连接点剪力载荷校准试 验和多元回归得到。

在前机翼内段和后机翼测量剖面应变电桥输出值中剔除前、后机翼耦合载荷(即各连接点处的剪力)引起的前机翼内段和后机翼测量剖面测量电桥输出值的增量，即可 得到由气动力载荷引起的测量剖面应变电桥输出，将该值再次带入式(1)和式(2)， 即可得到前机翼内段、后机翼测量剖面的真实气动载荷。

前机翼内段载荷测量剖面飞行实测的载荷方程如下：

式中，Q_f为前机翼内段测量剖面实测剪力；M_f为前机翼内段测量剖面实测弯矩； T_f为前机翼内段测量剖面实测扭矩；[β]为前机翼内段测量剖面载荷方程系数矩阵；ε_fi为第i个前翼内段测量剖面电桥输出应变值；△ε_fi为第i个前机翼内段测量剖面应变电 桥因前、后机翼连接处剪力载荷引起的输出应变值增量。

后机翼载荷测量剖面飞行实测的载荷方程如下：

式中，Q_r为后机翼测量剖面实测剪力；M_r为后机翼测量剖面实测弯矩；T_r为后机 翼测量剖面实测扭矩；[α]为后机翼测量剖面载荷方程系数矩阵；ε_rk为第k个后翼测量 剖面电桥输出应变值；△ε_rk为第k个后机翼测量剖面应变电桥因前、后机翼连接处剪 力载荷引起的输出应变值增量。

(4)飞行试验

在飞行试验过程中，前机翼外段载荷可直接使用前机翼外段测量剖面应变电桥应变输出代入前机翼外段测量剖面载荷方程得到；通过前、后机翼连接处各连接点的剪力 应变电桥输出应变值待入到式(3)，可得到各连接点的剪力载荷值；将各连接点剪力载 荷值待入到式(4)和式(5)，可得到前机翼内段和后机翼测量剖面各应变电桥的相应 应变输出增量；将前机翼内段和后机翼测量剖面各应变电桥应变输出和其相应应变输出 增量，待入至式(6)和式(7)，得到前机翼内段和后机翼载荷值。

本发明的优点是：

本发明可消除连接翼结构形式带来的耦合载荷对机翼测载剖面应变电桥应变输出 的影响，提高连接翼结构形式机翼载荷方程的精度，准确测量连接翼结构形式机翼飞行载荷，提高飞行载荷测量结果可信度。

附图说明

图1为连接翼结构形式机翼示意图。

具体实施方式

如图1所示，本发明实施例如下：

(1)应变计电桥改装

由于前、后机翼载荷测量剖面测量电桥对展向载荷和弦向载荷都不敏感，仅对法向 载荷敏感。飞行时，机翼飞行载荷中的展向和弦向载荷分量产生的测量电桥输出是高阶小量，可忽略不计。在应变计布置方案中，前、后机翼测量剖面的电桥布设与常规机翼 相同，但在前、后机翼连接处(一般采用连接耳片连接形式)每个连接点上均需布置一 个剪力电桥。

(2)地面校准试验

地面载荷校准试验分为三部分进行：因连接翼结构形式对前机翼外段载荷无影响， 故前机翼外段测量剖面载荷校准试验与常规机翼相同；在前、后机翼连接断开的情况下， 对前机翼内段和后机翼分别通过常规载荷校准方法进行载荷校准试验；在前、后机翼连 接断开的情况下，分别对前机翼内段和后机翼连接处各连接点单独施加剪力校准载荷。

(3)载荷建模

应用常规载荷校准方法和参考文件[1]中的多元回归方法，建立前机翼外段载荷方 程；前、后机翼连接断开的情况下，应用常规载荷校准方法和参考文件[1]中的多元回归方法，建立前机翼内段及后机翼载荷方程，如式(1)和式(2)所示；前、后机翼连 接断开的情况下，对各连接点进行剪力载荷校准试验和线性拟合方法，建立各连接点剪 力载荷方程，如式(3)所示；前、后机翼连接断开的情况下，对各连接点进行剪力载 荷校准试验，应用多元回归方法建立前机翼内段和后机翼各测量剖面应变电桥与连接点 剪力载荷的关系，如式(4)和式(5)所示。

(4)飞行试验

在飞行试验过程中，前机翼外段载荷可直接使用前机翼外段测量剖面应变电桥应变 输出代入前机翼外段测量剖面载荷方程得到；通过前、后机翼连接处各连接点的剪力应变电桥输出应变值待入到式(3)，可得到各连接点的剪力载荷值；将各连接点剪力载荷 值待入到式(4)和式(5)，可得到前机翼内段和后机翼测量剖面各应变电桥的相应应 变输出增量；将前机翼内段和后机翼测量剖面各应变电桥应变输出和其相应应变输出增 量，待入至式(6)和式(7)，得到前机翼内段和后机翼载荷值。

Claims (9)

1.一种连接翼结构形式机翼载荷测量方法，其特征在于，根据连接翼结构形式机翼受力特点，制定连接翼结构机翼载荷测量应变计布置和载荷校准试验流程，辨识连接翼结构机翼连接处的耦合载荷，剔除连接形式带来的机翼载荷模型建立影响，形成一种针对连接翼结构形式的机翼载荷测量方法。

2.如权利要求1所述的测量方法，具体步骤如下：

步骤1：测试改装，连接翼结构形式机翼的前、后机翼测量剖面应变计电桥布设与常规机翼相同，但需在前、后机翼连接处的所有连接点各布置一个剪力应变电桥；

步骤2：地面试验，连接翼结构形式机翼载荷地面校准试验过程中，分为三个部分：

1)前机翼外段载荷校准试验与常规机翼相同；2)前、后机翼连接处所有连接点断开，对前机翼内段和后机翼分别进行常规载荷校准方法加载；3)前、后机翼连接处所有连接点断开，对前、后机翼连接处各连接点单独施加剪力校准载荷；

步骤3：模型建立，连接翼结构形式机翼载荷模型建立中，前机翼外段载荷模型建立与常规方法相同；前机翼内段及后机翼载荷模型建立需首先通过多元线性回归建立前、后机翼测量剖面载荷方程，然后通过线性拟合建立各连接点处剪力载荷方程，最后通过多元线性回归建立前机翼内段与后翼载荷测量剖面载荷测量应变计电桥输出和连接点剪力之间的关系；

步骤4：飞行试验，连接翼结构形式机翼载荷飞行实测中，前机翼外段载荷可直接使用前机翼外段测量剖面应变电桥应变输出代入前机翼外段测量剖面载荷方程得到；前机翼内段及后机翼载荷需首先将连接点剪力电桥应变输出代入连接点剪力载荷方程，获取连接翼结构形式机翼连接处各连接点的剪力；然后通过前机翼内段与后翼载荷测量剖面载荷测量应变计电桥输出和连接点剪力之间的关系获得由于连接点剪力引起的测载剖面应变电桥应变输出增量；最终将飞行实测中前机翼内段和后机翼各测载剖面应变电桥输出值减去相应应变输出增量后，代入前机翼内段和后机翼测量剖面载荷方程，获得前机翼内段和后机翼载荷值。

3.如权利要求2所述的测量方法，其特征在于，步骤1中，在连接翼结构形式机翼连接处所有连接点各布置一个剪力应变电桥。

4.如权利要求2所述的测量方法，其特征在于，步骤2中，前、后机翼连接处所有连接点需进行断开处理。

5.如权利要求2所述的测量方法，其特征在于，步骤2中，单独实施各连接点剪力校准载荷加载过程。

6.如权利要求2所述的测量方法，其特征在于，步骤3中，建立各连接点处剪力载荷方程。

7.如权利要求2所述的测量方法，其特征在于，步骤3中，建立前机翼内段和后翼载荷测量剖面载荷测量应变计电桥输出与连接点剪力之间的多元函数关系。

8.如权利要求2所述的测量方法，其特征在于，步骤4中，通过测量连接翼结构形式机翼连接处的剪力获得由于连接点剪力引起的机翼测载剖面应变电桥应变输出增量。

9.如权利要求2所述的测量方法，其特征在于，步骤4所述中，前机翼内段和后机翼测量剖面应变输出需减去相应应变输出增量后，代入前机翼内段和后机翼测量剖面载荷方程，获得前机翼内段和后机翼载荷值。