CN109738141B - 一种测量大展弦比翼面静刚度的装置和方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种测量大展弦比翼面静刚度的装置和方法，包括试验架、翼面固定工装、加载装置和测量设备。所述试验架包括A、B、C梁；翼面固定工装包括底板、顶板和垫圈；加载装置包括花篮螺栓、杠杆、翼面加载夹具、底部万向铰、顶部万向铰、底部连接板；测量设备包括载荷传感器、载荷数显仪、三脚架、高度尺和水平仪。测量时，通过翼面固定工装将翼面根部固定在A梁顶部，通过夹具在翼面翼面上分配为两截面进行加载，加载前，用高度尺测量翼稍位置，加载时，缓慢旋转花篮螺母，产生竖直向下的拉力，从载荷数显仪读取载荷值，加载至预定载荷后，用高度尺测量翼稍位移，根据载荷与位移值计算静刚度。该装置及方法可以简单实现翼面静刚度的测量。

Description

一种测量大展弦比翼面静刚度的装置和方法

技术领域

本发明涉及一种测量大展弦比翼面静刚度的装置和方法，适用于无需对翼面打孔或者粘贴帆布加载点的情况下对翼面静刚度进行测量，并兼容左右对称的两种翼面。

背景技术

大展弦比翼面是飞行器飞行时提供升力的主要部件。由于翼面横截面为异形面，一般

为NACA翼型，整体采用复合材料蒙皮及夹芯结构等一体成型制造技术，左右翼面的变形容易存在一定的差异。在飞行器飞行过程中，左右翼面的变形差异将导致飞行器产生绕弹体轴向的附加滚转力矩，从而增加控制系统的设计难度，而在装配前通过测定翼面的变形，可以掌握一副翼面的刚度及其差异性，淘汰不合格翼面，最终有利于提高飞行器的结构对称性，对飞行器的控制系统设计和总体战术指标有着重要意义。

目前，获得翼面静刚度的方法主要分为理论计算方法和试验测量方法。理论计算方法主要通过经验公式或者采用软件建模计算，但是这两种计算方法均难以有效得出翼面随载荷增加而产生的非线性变化，也无法得出左右翼面的差异。目前的试验测量方法，在不损坏翼面结构和表面质量的前提下，采用厚帆布带缠绕翼面，然后在帆布带下面加载砝码，再测量翼面变形。这种方法存在以下问题，首先帆布带在翼面上无法完全固定和定位，并且随着加载载荷的增加，翼面产生变形，帆布带存在随机性滑移，造成试验误差；其次加载砝码重量很大，一般情况下，达到最大设计载荷，需要增加几百千克的砝码，手动加载有一定的操作难度。

QJ2882-1997提供了采用液压作动筒加载的方式，目前，国内外强度研究机构普遍采用多通道液压作动系统实现对大型机翼进行静力试验的方法。该方法可以达到较高的加载精度，并且可以自动化加载，但液压作动器的加载与卸载需要比较复杂的控制系统和油源系统，需要专业的操作人员进行系统维护和操作。对于大批量生产的小型翼面，如果采用液压作动筒来进行加载，需要投入成本较高，效费比可能反而较低。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种低成本、易操作的测量大展弦比翼面静刚度的装置。

本发明的另一个目的在于提供一种使用上述装置测量大展弦比翼面静刚度的方法，该方法易操作、精度高。

本发明的上述目的是通过如下技术方案予以实现的：

本发明提供一种测量大展弦比翼面静刚度的装置，其包括试验架、翼面固定工装、加载装置和测量设备；其特征在于，所述加载装置采用翼面加载夹具(31a、31b)夹持翼面，采用花篮螺栓(36)作为加力装置，采用杠杆(34)作为载荷分配装置。

根据本发明所述的测量大展弦比翼面静刚度的装置，所述杠杆(34)通过连接配件分别与所述翼面加载夹具(31a、31b)和所述花篮螺栓(36)连接。

根据本发明所述的测量大展弦比翼面静刚度的装置，所述花篮螺栓(36)包括螺纹杆A(361)、花篮螺母(362)、螺纹杆B(363)；所述螺纹杆A(361)和螺纹杆B(363)的螺纹直径为8mm～20mm，所述花篮螺母(362)与所述螺纹杆A(361)连接的螺纹孔的深度为所述螺纹杆A(361)螺纹直径的2～5倍；所述花篮螺母(362)与所述螺纹杆B(363)连接的螺纹孔的深度为所述螺纹杆B(363)螺纹直径的2～5倍；所述螺纹杆A(361)和螺纹杆B(363)的螺纹长度的行程范围为0mm～500mm。

根据本发明所述的测量大展弦比翼面静刚度的装置，所述翼面加载夹具(31a、31b)包括翼面上夹板(311a、311b)和翼面下夹板(312a、312b)；所述翼面上夹板(311a、311b)和翼面下夹板(312a、312b)与所述翼面贴合的面采用与翼面相同的翼型面。

根据本发明所述的测量大展弦比翼面静刚度的装置，所述翼面上夹板(311a、311b)与翼面贴合位置的前缘设置用于翼面弦向的定位的直角凸台(313a、313b)。

根据本发明所述的测量大展弦比翼面静刚度的装置，所述杠杆(34)上设置通孔，所述通孔通过连接配件与所述花篮螺栓(36)连接，通过调节所述通孔的位置来调节载荷分配比例。

根据本发明所述的测量大展弦比翼面静刚度的装置，所述载荷传感器41的量程为500kg-2000kg，精度不低于0.1％F.S。

根据本发明所述的测量大展弦比翼面静刚度的装置，所述载荷数显仪42的显示精度不低于0.1％F.S。

根据本发明所述的测量大展弦比翼面静刚度的装置，所述高度尺44的量程不低于200mm。

本发明还提供了一种根据上述装置测量大展弦比翼面静刚度的测量方法，其包括以下步骤：

(1)通过载荷数显仪(42)(显示单位为N)显示加载装置给翼面施加的载荷值，载荷值为负表示加载装置已经给翼面施加竖直向上的载荷，为正表示已经给翼面施加了竖直向下的载荷；

(2)调节高度尺(44)的测量爪，使其对准翼面稍部尖点，读取初始测量值；

(3)以地面为时钟面，顺时钟/逆时钟(对应于螺纹是正螺纹/反螺纹)旋转花篮螺母(362)对翼面进行加载(确保加载是竖直向下的)，确保在预定的载荷级别停止加载；

(4)调节所述高度尺(44)的测量爪，使其对准翼面稍部尖点，读取中间测量值；

(5)依次完成规定载荷级别的加载，直至目标载荷，完成翼面变形测量试验；

(6)以地面为时钟面，逆时钟/顺时钟旋转花篮螺母(362)对翼面进行卸载；直至载荷

数显仪显示值为0时，停止卸载；

(7)根据测量结果画出翼面的翼稍变形-载荷数据，得到翼面的静刚度随载荷变化曲线。

在本发明所述的测量方法中，在步骤(1)中，所述顶板23与所述底板21对接之前，依次将垫圈24a、翼面根部、垫圈24b穿到所述圆形凸台22上，并与所述圆形凸台22保持同轴。

在本发明所述的测量方法中，在步骤(1)中，所述翼面加载夹具31a、31b与翼面接触的区域贴有毛毡。

在本发明所述的测量方法中，在步骤(2)中，如果所述载荷数显仪42的示数为负值，表示所述加载装置3已经给所述翼面施加竖直向上的载荷，则顺时针旋转所述花篮螺母362，使载荷值为0。

在本发明所述的测量方法中，在步骤(2)中，如果所述载荷数显仪42的示数为正值，表示所述加载装置3已经给所述翼面施加竖直向下的载荷，则逆时钟旋转所述花篮螺母362，使载荷值为0。

与现有技术相比，本发明具有如下有益技术效果：

(1)系统组成简单，制造成本较低，方便拆卸组装，便于运输；

(2)对操作人员的技术水平要求较低，一般技术工人即可完成操作；

(3)翼面加载夹具可以根据翼面翼型定制，使得加载载荷均匀作用于翼面翼面，避免帆布带滑移或者打孔损坏翼面；

(4)采用杠杆加载将载荷分配至翼面上不同截面，杠杆的长度以及载荷比例均可以通过计算进行定制，可以更好地实现与实际气动载荷的近似，提高测量精度；

(5)采用花篮螺栓作为加力装置，利用花篮螺栓两端螺纹杆的螺纹差实现位移缩短加载，无需复杂控制设备，操作简单安全；并且可以根据需要定制螺纹杆的螺纹长度，简单地实现加载行程增加，还可以根据需要定制花篮螺栓两端螺纹的螺距，轻松实现加载速率的改变。

附图说明

图1为本发明所述大展弦比翼面静刚度的测量装置的正视图；

图2为本发明所述的大展弦比翼面静刚度的测量装置的等轴视图；

图3为翼面根部固定示意图；

图4为本发明所述翼面加载夹具31的示意图；

图5为本发明所述花篮螺栓36的示意图；

图6为载荷加载过程中的加载受载示意图；

图7为气动载荷确定的条件下，模拟加载的弯矩对比曲线；

图8为翼面的静刚度随载荷变化曲线。

具体实施方式

为使本发明更加容易理解，下面将结合实施例和附图来详细说明本发明，这些实施例和附图仅起说明性作用，并不局限于本发明的应用范围。

本发明所述的“由上至下”是根据附图1和2进行的描述，以便于理解，并非对本发明的技术方案以及请求保护范围进行的限制。

本发明所述的“顺时针方向”和“逆时针方向”是以地面为时钟面，根据附图1和2进行的描述。

本发明提供的测量大展弦比翼面静刚度的装置如图1和图2所示，其包括括试验架、翼面固定工装、加载装置和测量设备；所述试验架包括相互垂直连接的A梁11、B梁12和C梁13；所述翼面固定工装包括底板21、设置在底板21顶部的圆形凸台22和顶板23，所述底板21与所述A梁11的顶部连接，所述顶板23设置有与所述圆形凸台22对接的通孔；所述加载系统3由上至下依次包括翼面加载夹具31a、31b、顶部万向铰32a、32b、杠杆连接环33a、33b、杠杆34、连接螺纹杆35、花篮螺栓36、底部万向铰37和底部连接板38；所述测量设备4包括载荷传感器41、载荷数显仪42、三脚架43、高度尺44、水平仪，所述载荷传感器41与所述载荷数显仪42电导连接；其中，所述翼面加载夹具31a、31b包括翼面上夹板311a、311b和翼面下夹板312a、312b，所述翼面下夹板312a、312b与所述顶部万向铰32a、32b连接；所述杠杆34水平设置，且设有通孔，所述杠杆两端通过杠杆连接环33a、33b与所述顶部万向铰32a、32b连接；所述连接螺纹杆35的一端与所述杠杆34的通孔连接，另一端与所述载荷传感器41的第一端连接；所述花篮螺栓36包括螺纹杆A 361、花篮螺母362和螺纹杆B 363，所述螺纹杆A 361的一端与所述载荷传感器41的第二端连接，另一端旋入所述花篮螺母362第一螺纹孔；所述螺纹杆B 363的一端旋入所述花篮螺母362第二螺纹孔，另一端与所述底部万向铰37连接，所述底部万向铰37与所述底部连接板38连接，所述底部连接板38与所述B梁12上部连接。

在本发明所述的测量大展弦比翼面静刚度的装置中，所述A梁11与B梁12的连接位置和所述B梁12与C梁13的连接位置为同一横截面；所述试验架还包括1#加强筋14a、14b和2#加强筋15a、15b，所述1#加强筋14a、14b的两端分别通过螺钉连接于所述A梁11和B梁12，所述2#加强筋15a、15b的两端分别通过螺钉连接于所述A梁11和C梁13；所述A梁11、B梁12、C梁13、1#加强筋14a、14b和2#加强筋15a、15b通过螺钉连接共同构成一个稳定的支持边界。在本发明所述的测量大展弦比翼面静刚度的装置中，所述杠杆34上与连接螺纹杆35连接的通孔是可以根据翼面载荷特点进行定制的孔，使得载荷通过杠杆分配到翼面上之后形成的效果与实际气动载荷作用效果有较好的一致性。

在本发明所述的测量大展弦比翼面静刚度的装置中，所述载荷传感器41与所述连接螺纹杆35的连接端和所述载荷传感器41与所述螺纹杆A 361的连接端均用螺母备紧。

在本发明所述的测量大展弦比翼面静刚度的装置中，所述底部连接板38与B梁12进行紧固连接前，确保所述底部连接板38在所述加载装置3自然下垂状态下接触所述C梁13上表面，防止造成过大预应力。

在本发明所述的测量大展弦比翼面静刚度的装置中，螺纹杆B21与底部万向铰连接，底部连接板开腰型槽，可以适应翼面载荷沿展向位置的微调。本发明所述的翼面固定工装2的结构示意图如图3所示，固定翼面时，将所述顶板23与所述底板21对接之前，依次将垫圈24a、翼面翼柄、垫圈24b穿到所述圆形凸台22上，并与所述圆形凸台22保持同轴，使翼面展向与所述C梁13平行。图3为安装左翼面时所述底板21与所述A梁11顶部的连接关系，对于右翼面的安装，需要将图3的底板21关于A梁中轴线旋转180°。

本发明所述翼面加载夹具31如图4所示，包括翼面上夹板311、翼面下夹板312。安装30时，确保翼面前缘对准所述翼面上夹板311内侧直角凸台313，该凸台是翼面弦向的定位基准，开始安装时不应将夹具夹紧，使所述翼面加载夹具31可以在翼面上沿翼面展向自由滑动，便于根据翼面载荷情况调整加载位置，而一旦翼面设计载荷确定下来后，便可以通过计算确定两个翼面夹具中心线距离翼面转轴中心的距离。确定位置后再将翼面夹具夹紧。翼面加载夹具31在翼面上的位置是后续安装杠杆、载荷传感器、花篮螺栓的主要定位基准。所述翼面下夹板312上的小圆孔用于连接杠杆连接环33，该孔的中心位置与所述翼面上夹板311内侧直角凸台313边缘沿翼面弦向的距离即为给定气动载荷中心距离翼面前缘的弦向距离，该孔的位置也是根据试验要求进行定制的。

在本发明所述的测量大展弦比翼面静刚度的装置中，所述翼面上夹板311a、311b和所述翼面下夹板312a、312b设计成适应于翼面翼型面的夹具，使得加载载荷均匀作用在翼面。

本发明所述的花篮螺栓36的结构示意图如图5所示，其包括螺纹杆A 361、花篮螺母362和螺纹杆B 363。加载时，顺时针旋转所述花篮螺母362，利用即可以产生螺纹杆A361、螺纹杆B 363的螺距差即可产生预紧力对翼面进行加载。

在本发明所述的测量大展弦比翼面静刚度的装置中，所述载荷传感器41的量程为500kg-2000kg，精度不低于0.1％F.S，所述载荷数显仪42的显示精度不低于0.1％F.S。

在本发明所述的测量大展弦比翼面静刚度的装置中，将所述三脚架43放置于翼面末梢尖点在地面的竖直投影位置附近，通过三脚架43调节螺母伸缩三脚架支撑腿的长度，并采用水平仪校准三脚架43顶部水平台，使其水平，并将所述高度尺44放置于水平台上。

在本发明所述的测量大展弦比翼面静刚度的装置中，所述高度尺44的量程不低于200mm。

本发明提供的大展弦比翼面静刚度的测量方法，其包括以下步骤：

(1)将翼面根部通过所述翼面固定工装固定在所述A梁11顶部，使翼面展向与所述C梁13平行，并通过翼面加载夹具31a、31b与所述加载装置3连接；所述翼面加载夹具31a、31b与翼面翼面接触的区域贴有毛毡，可以增加摩擦力并防止翼面加载夹具直接接触翼面而损坏翼面。

(2)开启所述载荷数显仪42，调整其显示单位为N，调整示数为0；如果所述载荷数显仪42的示数为负值，表示所述加载装置3已经给所述翼面施加竖直向上的载荷，此时，应顺时针旋转所述花篮螺母362，使载荷值为0；如果所述载荷数显仪42的示数为正值，表示所述加载装置3已经给所述翼面施加竖直向下的载荷，则逆时钟旋转所述花篮螺母362，使载荷值为0；

(3)调节所述高度尺44的测量爪，使其对准翼面稍部尖点，读取初始测量值；

(4)顺时针旋转所述花篮螺母362对翼面进行加载，达到预定的载荷时停止加载，读取所述高度尺44的测量值，根据所述测量值与所述初始测量值的差值，得到翼面稍部位移值；

(5)按照步骤3所述方法依次完成规定载荷级别的加载，直至目标载荷，完成翼面变形测量试验，得到多组翼面稍部位移值-加载载荷数据；

(6)逆时针旋转所述花篮螺母362对翼面进行卸载，直至所述载荷数显仪的示数为0时，停止卸载；

(7)根据测量结果画出翼面稍部变形-载荷曲线，得到翼面的静刚度随载荷变化曲线。

载荷加载过程中的加载-受载示意图如图6所示，对翼面进行加载时，通过杠杆将载荷

分配到翼面的两个截面，截面距离翼面转轴中心的距离分别为x1＝L-L1、x2＝L+L2，作用的10载荷分别为F1、F2，总载荷为：

F＝F1+F2 (1)

试验开始时，翼面末梢在高度尺44对应的初始测量值为w1、试验结束时，翼面末梢在高度尺44对应的初始测量值为w2，则，翼面的变形值为：

Dw＝w2-w1 (2)

翼面的等效静刚度为：

K＝F/Dw (3)

实施例

该实施例中，由所述A梁11、B梁12、C梁13、1#加强筋14a、14b和2#加强筋15a、15b共同构成的支持边界的高度约为1750mm。所述花篮螺母362的第一螺纹孔的螺纹规格为M14×1mm，螺纹孔深度为50mm，第二螺纹孔的螺纹规格为M14×2mm，螺纹孔深度为50mm，中间空心段距离为450mm，并在1/3、2/3处标有刻线；所述螺纹杆A 361的螺纹规格为M14×1mm，最大工作行程为300mm；所述螺纹杆B 363的螺纹规格为M14×2mm，最大工作行程为400mm。所述螺纹杆A 361与花篮螺母362连接时，螺纹杆A 361的旋入深度需达到2/3刻线处，达到2/3刻线处时，剩余1/3距离空间等于150mm，可以实现加载行程为150mm。所述螺纹杆B 363旋入所述花篮螺母362的初始深度等于所述花篮螺母362第二螺纹孔深度。加载时，顺时针旋转所述花篮螺母362，旋转一圈后，所述螺纹杆A 361向上移动1mm，所述螺纹杆B 363向上移动2mm，两个螺纹杆之间的位移差即翼面在花篮螺栓竖直方向投影截面向下移动的位移1mm。

假设气动载荷均匀分布，实际加载时，加载夹具夹持截面相对翼面根部转轴中心的位置分别为x1＝0.57LW、x2＝0.91LW(此处LW指翼面转轴中心至翼稍的距离)。试验中加载在翼面展向产生的弯矩与气动载荷产生的弯矩对比如图7所示。误差在工程应用的允许范围之内。

采用本发明提供的测量方法测量翼面静刚度，得到的翼面静刚度随载荷的变化曲线如图8所示。

本发明未公开技术属本领域技术人员公知常识。以上实施例仅是对本发明的一种实施方式进行的描述，并非对本发明请求保护范围进行限定，在不脱离本发明设计精神的前提下，本领域工程技术人员依据本发明的技术方案做出的各种形式的变形，均应落入本发明的权利要求书确定的保护范围内。

Claims (5)

1.一种测量大展弦比翼面静刚度方法，其包括以下步骤：

(1)通过载荷数显仪显示加载装置给翼面施加的载荷值，载荷值为负表示加载装置已经给翼面施加竖直向上的载荷，为正表示已经给翼面施加了竖直向下的载荷；

(2)调节高度尺的测量爪，使其对准翼面稍部尖点，读取初始测量值；

(3)以地面为时钟面，顺时钟/逆时钟旋转花篮螺母对翼面进行加载，确保在预定的载荷级别停止加载；

(4)调节所述高度尺的测量爪，使其对准翼面稍部尖点，读取中间测量值；

(5)依次完成规定载荷级别的加载，直至目标载荷，完成翼面变形测量试验；

(6)以地面为时钟面，逆时钟/顺时钟旋转花篮螺母对翼面进行卸载；直至载荷数显仪显示值为0时，停止卸载；

(7)根据测量结果画出翼面的翼稍变形-载荷数据，得到翼面的静刚度随载荷变化曲线；

所述测量采用大展弦比翼面静刚度测量装置，其包括试验架、翼面固定工装、加载装置和测量设备；所述加载装置采用翼面加载夹具夹持翼面，采用花篮螺栓作为加力装置，采用杠杆作为载荷分配装置；所述翼面加载夹具包括翼面上夹板和翼面下夹板；所述翼面上夹板与翼面贴合位置的前缘设置用于翼面弦向定位的直角凸台。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述杠杆通过连接配件分别与所述翼面加载夹具和所述花篮螺栓连接。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述花篮螺栓包括螺纹杆A、花篮螺母、螺纹杆B；所述螺纹杆A和螺纹杆B的螺纹直径为8mm～20mm，所述花篮螺母与所述螺纹杆A连接的螺纹孔的深度为所述螺纹杆A螺纹直径的2～5倍；所述花篮螺母与所述螺纹杆B连接的螺纹孔的深度为所述螺纹杆B螺纹直径的2～5倍；所述螺纹杆A和螺纹杆B的螺纹长度的行程范围为0mm～500mm。

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述翼面上夹板和翼面下夹板与所述翼面贴合的面采用与翼面相同的翼型面。

5.根据权利要求1-4中任一项所述的方法，其特征在于，所述杠杆上设置通孔，所述通孔通过连接配件与所述花篮螺栓连接，通过调节所述通孔的位置来调节载荷分配比例。

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