CN112763176B - 一种机翼载荷高精度地面标定系统和方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种机翼载荷高精度地面标定系统和方法，该系统包括：载荷支撑架、机翼固定架、机翼模型、加载系统和光学测量系统；机翼固定架安装在载荷支撑架底部，机翼模型通过机翼固定架固定；加载系统安装在载荷支撑架顶部，一端与机翼模型连接，一端用于施加载荷；光学测量系统设置在载荷支撑架侧面，用于对加载系统上的标识点进行识别，解算出加载偏角，得到实际输入载荷。通过本发明解决了现有标定技术中存在的机翼刚度失真、实际载荷偏离输入值，及标定与应用工况差异导致的载荷方程适用性问题。
Description
技术领域
本发明属于机翼载荷标定技术领域，尤其涉及一种机翼载荷高精度地面标定系统和方法。
背景技术
载荷测量和分析技术是我国发展大型飞机亟须突破的关键技术之一。飞机机翼，作为产生升力和控制力的主要部件，具有尺寸大、载荷大和变形大等特征，其强度设计、可靠性设计和疲劳分析一直是研究人员关注的焦点。机翼结构前期设计阶段，气动数据主要来自于CFD计算和风洞试验。由于风洞试验通常无法满足全部相似率条件，计算软件基于一定的假设和估算，由此得到的结果是否合理，均要通过真实飞行试验的实测载荷进行验证。在采用应变法测量载荷时，需要首先对机翼进行载荷标定试验，建立测量截面载荷与测量截面处应变信号间的转换矩阵，即载荷方程。飞行试验时利用该载荷方程将实测应变时间历程转换为载荷时间历程。因此，建立高精度的载荷方程，即机翼载荷的高精度地面标定成为飞行载荷测量的关键。
目前，国内机翼载荷地面标定主要基于应变测量方法。加载截面安装翼型夹板，力传感器连接夹板与加载机构，根据施加外载荷和应变电桥输出信号建立载荷方程。由于翼型夹板刚度较大，加装后对机翼结构特性，尤其是扭转刚度影响较大；当施加外载荷较大时，机翼变形明显，实际载荷方向与理论方向不一致，造成实际施加载荷偏小；此外，地面标定为离散点加载，而实际飞行时机翼受到载荷为面载荷，标定工况与应用工况不一致产生的影响尚不确切。
发明内容
本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种机翼载荷高精度地面标定系统和方法，旨在解决现有标定技术中存在的机翼刚度失真、实际载荷偏离输入值，及标定与应用工况差异导致的载荷方程适用性问题。
为了解决上述技术问题，本发明公开了一种机翼载荷高精度地面标定系统，包括：载荷支撑架、机翼固定架、机翼模型、加载系统和光学测量系统；
机翼固定架安装在载荷支撑架底部，机翼模型通过机翼固定架固定；
加载系统安装在载荷支撑架顶部，一端与机翼模型连接，一端用于施加载荷；
光学测量系统设置在载荷支撑架侧面，用于对加载系统上的标识点进行识别，解算出加载偏角，得到实际输入载荷。
在上述机翼载荷高精度地面标定系统中，加载系统由多组加载机构组成，加载机构的数量根据机翼模型上的待测载荷剖面的数量确定；其中，一个加载机构用于对一个待测载荷剖面施加载荷。
在上述机翼载荷高精度地面标定系统中，加载机构，包括：标识点、加载布带组件、拉力传感器、钢丝绳、加载方位调整机构、砝码托架和砝码；其中，加载机构的数量不少于2个，各加载机构上的各标识点的中心连线与钢丝绳中心线平行；
加载方位调整机构固定在载荷支撑架顶部；
钢丝绳的一端与拉力传感器的一端连接，钢丝绳的另一端穿过加载方位调整机构上的滑轮后与砝码托架连接；
砝码托架用于承载砝码；
加载布带组件一端与机翼模型上的待测载荷剖面连接，另一端与拉力传感器的另一端连接；其中，加载布带组件，用于将基于承载砝码加载的点载荷转换为面载荷，施加于机翼模型上的待测载荷剖面；
标识点固定在拉力传感器上方的钢丝绳上，表征输入载荷方向。
在上述机翼载荷高精度地面标定系统中，加载布带组件，包括：柔性布带层和吊钩；
柔性布带层由多层柔性布通过布料胶粘和而成；
吊钩的横向圆柱端埋于柔性布带层间。
在上述机翼载荷高精度地面标定系统中，加载方位调整机构，包括：轴向调整梁和两个侧向调整机构；
轴向调整梁横跨安装在载荷支撑架顶部，两个侧向调整机构分别悬挂安装在轴向调整梁上；
侧向调整机构，包括：支撑座、锁死螺母和滑轮；其中，支撑座悬挂安装在轴向调整梁上，并通过锁死螺母紧固；滑轮通过支撑座底部的安装槽安装。
在上述机翼载荷高精度地面标定系统中，各加载机构上的各标识点均位于光学测量系统的测量视场内，光学测量系统，用于测量得到标识点在世界坐标系中的坐标；则加载外载荷l后，根据标识点在世界坐标系中的坐标解算得到加载偏角θ，进而确定实际输入载荷L＝l·cosθ。
在上述机翼载荷高精度地面标定系统中，机翼模型上划分有多个待测载荷剖面，各待测载荷剖面的肋板上分别粘贴有应变电桥，用于测量待测载荷剖面的弯矩、扭矩和剪力。
在上述机翼载荷高精度地面标定系统中，各待测载荷剖面的应变电桥的测量输出ε与实际输入载荷L满足如下载荷方程：
其中，M、Q和T表示实际输入载荷L的弯矩、剪力和扭矩三个分量；
表示是一个3x3的载荷矩阵；
εM表示弯矩对应的应变电桥测量输出值，εQ表示剪力对应的应变电桥测量输出值，εT表示扭矩对应的应变电桥测量输出值；
则，每次施加载荷后，差量载荷方程如下：
其中，ΔL表示施加载荷前后实际输入载荷的差量，ΔM、ΔQ和ΔT表示ΔL的弯矩、剪力和扭矩三个分量；ΔεM、ΔεQ和ΔεT分别表示施加载荷前后对应应变电桥测量输出值的差量；
根据式(2)，解算得到载荷矩阵K。
在上述机翼载荷高精度地面标定系统中，
当L天平与L风洞的差值不满足精度要求时，对载荷方程进行修正或重新进行机翼载荷标定；其中，L天平表示风洞试验中利用天平直接测量得到的载荷；L风洞＝K·ε风洞，L风洞表示风洞试验中根据应变电桥的输出值ε风洞和载荷矩阵K确定的载荷。
相应的，本发明还公开了一种机翼载荷高精度地面标定方法，包括：
步骤1，将机翼模型固定于机翼固定架，将加载布带组件粘贴于机翼各待测载荷剖面，加载布带组件上的吊钩的位置与理论加载点位置重合；
步骤2，分别XW方向和YW方向调整轴向调整梁和支撑座的位置，使吊钩和滑轮在XWOWYW面的投影位置重合；
步骤3，调整光学测量系统的位置，使所有加载工况下标识点在光学测量系统的测量视场内；
步骤4，逐次加载砝码，分别读取每次加载前后，粘贴在各待测载荷剖面的肋板上的应变电桥的测量输出，并计算得到每次加载前后弯矩的差量ΔεM、剪力的差量ΔεQ和扭矩的差量ΔεT；
步骤5，利用光学测量系统测量各标识点在OWXWYWZW坐标系中的坐标，解算得到加载偏角θ，并读取拉力传感器测量得到的外载荷l，计算得到实际输入载荷L＝l·cosθ；进而得到每次加载前后实际输入载荷的差量ΔL；
步骤6，在各加载点重复步骤4和步骤5，得到应变电压差量矩阵[ΔεM ΔεQ ΔεT]T和载荷差量矩阵[ΔM ΔQ ΔT]T，利用多元回归算法建立差量载荷方程：
步骤6，利用风洞试验方法进行载荷方程校验：将六分量应变天平安装于机翼模型根部，测量机翼模型外表面受到的整体气动力；天平坐标系与机翼坐标系空间位置关系已知，将测量结果等效至各测载剖面，获得各测载点的等效载荷L天平；通过风洞试验得到的应变电桥的测量输出ε风洞，确定待测载荷剖面的载荷L风洞＝K·ε风洞；当L天平与L风洞的差值不满足精度要求时，对载荷方程进行修正或重新进行机翼载荷标定。
本发明具有以下优点：
(1)本发明公开了一种机翼载荷高精度地面标定方案，输入载荷通过粘贴于机翼周向表面的柔性布带传递至机翼，在将点载荷转换为面载荷的前提下，最大限度降低载了荷传递装置对机翼局部结构刚度的影响。
(2)本发明公开了一种机翼载荷高精度地面标定方案，引入光学测量技术进行加载方向偏角解算，消除加载过程中机翼变形导致的输入载荷偏差，提高了标定精度。
(3)本发明公开了一种机翼载荷高精度地面标定方案，分别以加载前后应变电桥电压差量与载荷差量为输出和输入建立差量载荷方程，消除了应变电桥零点漂移导致的额外误差。
(4)本发明公开了一种机翼载荷高精度地面标定方案，采用风洞试验的方法分析与评估标定工况与应用工况不一致产生的影响，提供一种全新的载荷方程校验方法。
附图说明
图1是本发明实施例中一种机翼载荷高精度地面标定的结构示意图；
图2是本发明实施例中一种加载机构的结构示意图；
图3是本发明实施例中一种加载布带组件的结构示意图；
图4是本发明实施例中一种吊钩的结构示意图；
图5是本发明实施例中一种加载方位调整机构的结构示意图；
图6是本发明实施例中一种侧向调整机构的结构示意图；
图7是本发明实施例中一种机翼载荷高精度地面标定方法的步骤流程图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明公开的实施方式作进一步详细描述。
如图1，在本实施例中，该机翼载荷高精度地面标定系统，包括：载荷支撑架1、机翼固定架2、机翼模型3、加载系统5和光学测量系统6。其中，机翼固定架2安装在载荷支撑架1底部，机翼模型3通过机翼固定架2固定；加载系统5安装在载荷支撑架1顶部，一端与机翼模型3连接，一端用于施加载荷；光学测量系统6设置在载荷支撑架1侧面，用于对加载系统5上的标识点进行识别，解算出加载偏角，得到实际输入载荷。
其中，需要说明的是，加载系统5由多组加载机构组成，加载机构的数量根据机翼模型3上的待测载荷剖面的数量确定，一个加载机构用于对一个待测载荷剖面施加载荷。一般的，加载机构的数量不少于2个，各加载机构上的各标识点的中心连线与钢丝绳中心线平行。
在本实施例中，如图1和图2，加载机构具体可以包括：标识点4、加载布带组件7、拉力传感器8、钢丝绳9、加载方位调整机构10、砝码托架11和砝码12。其中，加载方位调整机构10固定在载荷支撑架1顶部；钢丝绳9的一端与拉力传感器8的一端连接，钢丝绳9的另一端穿过加载方位调整机构10上的滑轮后与砝码托架11连接；砝码托架11用于承载砝码12；加载布带组件7一端与机翼模型3上的待测载荷剖面连接，另一端与拉力传感器8的另一端连接，加载布带组件7，用于将基于承载砝码12加载的点载荷转换为面载荷，施加于机翼模型3上的待测载荷剖面；标识点4固定在拉力传感器8上方的钢丝绳9上，表征输入载荷方向。
优选的，如图3和图4，加载布带组件7具体可以包括：柔性布带层13和吊钩14。其中，柔性布带层13由多层柔性布通过布料胶粘和而成；吊钩14的横向圆柱端埋于柔性布带层13间。
优选的，如图5，加载方位调整机构10具体可以包括：轴向调整梁15和两个侧向调整机构16。其中，轴向调整梁15横跨安装在载荷支撑架1顶部，两个侧向调整机构16分别悬挂安装在轴向调整梁15上。
进一步的，如图6，侧向调整机构16具体可以包括：支撑座17、锁死螺母18和滑轮19。其中，支撑座17悬挂安装在轴向调整梁15上，并通过锁死螺母18紧固；滑轮19通过支撑座17底部的安装槽安装。
在本实施例中，各加载机构上的各标识点均位于光学测量系统6的测量视场内，光学测量系统6，用于测量得到标识点在世界坐标系中的坐标。也即，在加载外载荷l后，可以根据标识点在世界坐标系中的坐标解算得到加载偏角θ，进而确定实际输入载荷L＝l·cosθ。进一步的，机翼模型3上划分有多个待测载荷剖面，各待测载荷剖面的肋板上分别粘贴有应变电桥，用于测量待测载荷剖面的弯矩、扭矩和剪力。则，各待测载荷剖面的应变电桥的测量输出ε与实际输入载荷L满足如下载荷方程：
其中，M、Q和T表示实际输入载荷L的弯矩、剪力和扭矩三个分量；
表示是一个3x3的载荷矩阵；
εM弯矩对应的应变电桥测量输出值，εQ表示剪力对应的应变电桥测量输出值，εT表示扭矩对应的应变电桥测量输出值。
由于机翼地面标定时间可达数天，应变电桥不可避免存在零点漂移，故在本实施例中，分别以加载前后电桥电压差量与载荷差量为输出和输入建立差量载荷方程：
其中，ΔL表示施加载荷前后实际输入载荷的差量，ΔM、ΔQ和ΔT表示ΔL的弯矩、剪力和扭矩三个分量；ΔεM、ΔεQ和ΔεT分别表示施加载荷前后对应应变电桥测量输出值的差量。
可见，通过上述公式(2)可以解算得到载荷矩阵K。
在本实施例中，为了保证载荷方程外推至飞行试验时的有效性和精度，利用风洞试验方法进行差量载荷方程的校验：当L天平与L风洞的差值不满足精度要求时，对载荷方程进行修正或重新进行机翼载荷标定。其中，L天平表示风洞试验中利用天平直接测量得到的载荷；L风洞＝K·ε风洞，L风洞表示风洞试验中根据应变电桥的输出值ε风洞和载荷矩阵K确定的载荷。
综上所述，在本实施例中，可以先利用拉力传感器测量输入载荷，再根据光学测量系统解算的加载偏角进行载荷修正。然后，采集不同测载剖面的应变输出，利用多元回归算法建立机翼载荷输入与电桥应变输出关系方程。最后，将机翼模型置于风洞进行校核试验，利用载荷方程解算出各加载剖面载荷，与风洞天平测量值进行对比，判断载荷方程的有效性和精度。
在上述实施例的基础上，本发明还公开了一种机翼载荷高精度地面标定方法。如图7，该机翼载荷高精度地面标定方法包括：
步骤1，将机翼模型3固定于机翼固定架2，将加载布带组件7粘贴于机翼各待测载荷剖面，加载布带组件7上的吊钩14的位置与理论加载点位置重合。
步骤2，分别XW方向和YW方向调整轴向调整梁15和支撑座17的位置，使吊钩14和滑轮19在XWOWYW面的投影位置重合。
步骤3，调整光学测量系统6的位置，使所有加载工况下标识点在光学测量系统6的测量视场内。
步骤4，逐次加载砝码12，分别读取每次加载前后，粘贴在各待测载荷剖面的肋板上的应变电桥的测量输出，并计算得到每次加载前后弯矩的差量ΔεM、剪力的差量ΔεQ和扭矩的差量ΔεT。
步骤5，利用光学测量系统6测量各标识点在OWXWYWZW坐标系中的坐标，解算得到加载偏角θ，并读取拉力传感器8测量得到的外载荷l，计算得到实际输入载荷L＝l·cosθ；进而得到每次加载前后实际输入载荷的差量ΔL。
步骤6，在各加载点重复步骤4和步骤5，得到应变电压差量矩阵[ΔεM ΔεQ ΔεT]T和载荷差量矩阵[ΔM ΔQ ΔT]T，利用多元回归算法建立差量载荷方程：
步骤6，利用风洞试验方法进行载荷方程校验：将六分量应变天平安装于机翼模型3根部，测量机翼模型3外表面受到的整体气动力；天平坐标系与机翼坐标系空间位置关系已知，将测量结果等效至各测载剖面，获得各测载点的等效载荷L天平；通过风洞试验得到的应变电桥的测量输出ε风洞，确定待测载荷剖面的载荷L风洞＝K·ε风洞；当L天平与L风洞的差值不满足精度要求时，对载荷方程进行修正或重新进行机翼载荷标定。
对于方法实施例而言，由于其与系统实施例相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见系统实施例部分的说明即可。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。
Claims (4)
1.一种机翼载荷高精度地面标定系统，其特征在于，包括：载荷支撑架(1)、机翼固定架(2)、机翼模型(3)、加载系统(5)和光学测量系统(6)；
机翼固定架(2)安装在载荷支撑架(1)底部，机翼模型(3)通过机翼固定架(2)固定；加载系统(5)安装在载荷支撑架(1)顶部，一端与机翼模型(3)连接，一端用于施加载荷；光学测量系统(6)设置在载荷支撑架(1)侧面，用于对加载系统(5)上的标识点进行识别，解算出加载偏角，得到实际输入载荷；
加载系统(5)由多组加载机构组成；加载机构包括：标识点(4)、加载布带组件(7)、拉力传感器(8)、钢丝绳(9)、加载方位调整机构(10)、砝码托架(11)和砝码(12)；其中，加载方位调整机构(10)固定在载荷支撑架(1)顶部；钢丝绳(9)的一端与拉力传感器(8)的一端连接，钢丝绳(9)的另一端穿过加载方位调整机构(10)上的滑轮后与砝码托架(11)连接；砝码托架(11)用于承载砝码(12)；加载布带组件(7)一端与机翼模型(3)上的待测载荷剖面连接，另一端与拉力传感器(8)的另一端连接；加载布带组件(7)，用于将基于承载砝码(12)加载的点载荷转换为面载荷，施加于机翼模型(3)上的待测载荷剖面；标识点(4)固定在拉力传感器(8)上方的钢丝绳(9)上，表征输入载荷方向；
加载布带组件(7)包括：柔性布带层(13)和吊钩(14)；其中，柔性布带层(13)由多层柔性布通过布料胶粘和而成；吊钩(14)的横向圆柱端埋于柔性布带层(13)间；
加载方位调整机构(10)包括：轴向调整梁(15)和两个侧向调整机构(16)；其中，轴向调整梁(15)横跨安装在载荷支撑架(1)顶部，两个侧向调整机构(16)分别悬挂安装在轴向调整梁(15)上；
侧向调整机构(16)包括：支撑座(17)、锁死螺母(18)和滑轮(19)；其中，支撑座(17)悬挂安装在轴向调整梁(15)上，并通过锁死螺母(18)紧固；滑轮(19)通过支撑座(17)底部的安装槽安装；
加载机构上的各标识点均位于光学测量系统(6)的测量视场内，光学测量系统(6)，用于测量得到标识点在世界坐标系中的坐标；则加载外载荷l后，根据标识点在世界坐标系中的坐标解算得到加载偏角θ，进而确定实际输入载荷L＝l·cosθ；
机翼模型(3)上划分有多个待测载荷剖面，各待测载荷剖面的肋板上分别粘贴有应变电桥，用于测量待测载荷剖面的弯矩、扭矩和剪力；各待测载荷剖面的应变电桥的测量输出ε与实际输入载荷L满足如下载荷方程：
其中，M、Q和T表示实际输入载荷L的弯矩、剪力和扭矩三个分量；
表示是一个3x3的载荷矩阵；
εM表示弯矩对应的应变电桥测量输出值，εQ表示剪力对应的应变电桥测量输出值，εT表示扭矩对应的应变电桥测量输出值；
则，每次施加载荷后，差量载荷方程如下：
其中，ΔL表示施加载荷前后实际输入载荷的差量，ΔM、ΔQ和ΔT表示ΔL的弯矩、剪力和扭矩三个分量；ΔεM、ΔεQ和ΔεT分别表示施加载荷前后弯矩、剪力和扭矩对应应变电桥测量输出值的差量；
根据式(2)，解算得到载荷矩阵K；
当L天平与L风洞的差值不满足精度要求时，对载荷方程进行修正或重新进行机翼载荷标定；其中，L天平表示风洞试验中利用天平直接测量得到的载荷；L风洞＝K·ε风洞，L风洞表示风洞试验中根据应变电桥的输出值ε风洞和载荷矩阵K确定的载荷。
2.根据权利要求1所述的机翼载荷高精度地面标定系统，其特征在于，加载机构的数量根据机翼模型(3)上的待测载荷剖面的数量确定；其中，一个加载机构用于对一个待测载荷剖面施加载荷。
3.根据权利要求2所述的机翼载荷高精度地面标定系统，其特征在于，加载机构的数量不少于2个，各加载机构上的各标识点的中心连线与钢丝绳中心线平行。
4.一种基于权利要求1～3任一项所述的机翼载荷高精度地面标定系统的机翼载荷高精度地面标定方法，其特征在于，包括：
步骤1，将机翼模型(3)固定于机翼固定架(2)，将加载布带组件(7)粘贴于机翼各待测载荷剖面，加载布带组件(7)上的吊钩(14)的位置与理论加载点位置重合；
步骤2，分别在XW方向和YW方向调整轴向调整梁(15)和支撑座(17)的位置，使吊钩(14)和滑轮(19)在XWOWYW面的投影位置重合；其中，XWOWYW面为载荷支撑架(1)所在平面；
步骤3，调整光学测量系统(6)的位置，使所有加载工况下标识点在光学测量系统(6)的测量视场内；
步骤4，逐次加载砝码(12)，分别读取每次加载前后，粘贴在各待测载荷剖面的肋板上的应变电桥的测量输出，并计算得到每次加载前后弯矩的差量ΔεM、剪力的差量ΔεQ和扭矩的差量ΔεT；
步骤5，利用光学测量系统(6)测量各标识点在OWXWYWZW坐标系中的坐标，解算得到加载偏角θ，并读取拉力传感器(8)测量得到的外载荷l，计算得到实际输入载荷L＝l·cosθ；进而得到每次加载前后实际输入载荷的差量ΔL；
步骤6，在各加载点重复步骤4和步骤5，得到应变电压差量矩阵[ΔεMΔεQΔεT]T和载荷差量矩阵[ΔMΔQΔT]T，利用多元回归算法建立差量载荷方程：
步骤7，利用风洞试验方法进行载荷方程校验：将六分量应变天平安装于机翼模型(3)根部，测量机翼模型(3)外表面受到的整体气动力；天平坐标系与机翼坐标系空间位置关系已知，将测量结果等效至各测载剖面，获得各测载点的等效载荷L天平；通过风洞试验得到的应变电桥的测量输出ε风洞，确定待测载荷剖面的载荷L风洞＝K·ε风洞；当L天平与L风洞的差值不满足精度要求时，对载荷方程进行修正或重新进行机翼载荷标定。
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