CN113358007B - 一种飞机实验室气候试验中机体变形测量装置及方法 - Google Patents

Abstract

本申请属于飞机试验室气候试验技术领域，与飞机相关联的地面装置，特别涉及一种飞机实验室气候试验中机体变形测量装置及方法。装置包括：支撑底座、支撑杆、可伸缩杆、鹅颈管以及磁力线坠。支撑杆的一端固定安装在支撑底座上；可伸缩杆的一端配合长度调节器与支撑杆的另一端连接；鹅颈管呈鹅颈状，鹅颈管的一端安装在可伸缩杆的另一端，鹅颈管的另一端安装有锥形测点定位件，锥形测点定位件设置有锥形头，锥形头上开设有通孔；磁力线坠包括吊坠、线条以及磁性外壳，磁性外壳安装在支撑杆上，磁性外壳内部设置有线条自动回收器，线条的一端与吊坠连接，另一端穿过锥形头的通孔后与磁性外壳内部的线条自动回收器连接。

Description

一种飞机实验室气候试验中机体变形测量装置及方法

技术领域

本申请属于飞机试验室气候试验技术领域，与飞机相关联的地面装置，特别涉及一种飞机实验室气候试验中机体变形测量装置及方法。

背景技术

飞机实验室气候试验是在室内模拟环境条件下，例如高温、低温、温度-湿度、淋雨、降雾、降雪、冻雨/积冰和太阳辐照等典型气候环境，按照规定的条件和试验顺序，让测试飞机经受各种气候环境应力的作用，从而对其环境适应性进行考核。该试验一般以一架全状态飞机为试验对象，将飞机通过刹车、轮档或系留装置固定在实验室地面相应位置，通常需要飞机起动辅助动力装置，如APU或发动机，以进行工作性能检测。该试验中的极端温度环境，如低至-50℃以下的低温或高温和太阳辐射联合试验，使飞机机体产生70℃左右的温差，由于材料的热胀冷缩效应，引起飞机机体的变形。此外，在降雪试验中，飞机表面积雪产生的增重也会引起飞机姿态的变化。为了考核飞机整机结构在极端气候下的变形并保障试验安全性，对飞机进行变形测量是必要的，具体体现在以下方面：飞机结构组成中包括不同的材料，如铝合金、钛合金、复合材料等，由于热膨胀系数不一致，使得结构变形是一个复杂的过程，可能引起局部的曲翘、鼓包等现象。飞机设计方也会关注飞机在极端环境下沿航向、展向等整体变形情况等。此外，在需要进行飞机APU或发动机起动的试验科目中，由于飞机APU排气口或发动机尾喷管排放的高温尾气需要通过实验室的排气管道进行排出，因此排气管道和飞机的排气口需要保持位置的相对一致来最大限度的排放所有尾气，以保证试验的安全性和有效性。当环境因素使得飞机排气口位置变化时，需要对飞机的姿态进行测量为排气管道的调节提供数据。

目前，已有较多飞机变形测量技术，主要分为接触式和非接触式测量，比如位移传感器和光学测量技术。安装传感器需要对飞机表面进行粘贴等操作，不适用于全状态飞机。在光学测量技术方面，由于较为严酷的工作环境引起安装、调试等操作困难，而且需要特殊防护。此外，由于较高的成本使得该技术适用于飞机局部较小区域的变形测量。因此，以上方法均不适用于整机级飞机实验室气候试验测试工作。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本申请的目的是提供了一种飞机实验室气候试验中机体变形测量装置及方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。

本申请的技术方案是：

本申请的第一个方面提供了一种飞机实验室气候试验中机体变形测量装置，包括：

支撑底座；

支撑杆，所述支撑杆的一端固定安装在所述支撑底座上；

可伸缩杆，所述可伸缩杆的一端配合长度调节器与支撑杆的另一端连接，所述长度调节器用于调节所述可伸缩杆的伸出长度；

鹅颈管，呈鹅颈状，所述鹅颈管的一端安装在所述可伸缩杆的另一端，所述鹅颈管的另一端安装有锥形测点定位件，所述锥形测点定位件设置有锥形头，所述锥形头上开设有通孔；

磁力线坠，所述磁力线坠包括吊坠、线条以及磁性外壳，所述磁性外壳安装在所述支撑杆上，所述磁性外壳内部设置有线条自动回收器，所述线条的一端与所述吊坠连接，另一端穿过所述锥形头的通孔后与所述磁性外壳内部的线条自动回收器连接。

可选地，所述支撑底座的底部安装有万向轮，所述万向轮上设置有刹车机构。

可选地，所述支撑杆与所述支撑底座通过螺纹连接。

可选地，所述长度调节器与所述支撑杆通过螺栓连接，所述长度调节器通过旋钮调节所述可伸缩杆的长度。

可选地，所述线条上带有刻度。

可选地，所述磁性外壳通过磁性固定在所述支撑杆上。

可选地，所述支撑杆上安装有垂线辅助收集组件，所述线条的另一端依次穿过所述锥形头的通孔以及所述垂线辅助收集组件后与所述磁性外壳内部的线条自动回收器连接。

可选地，所述垂线辅助收集组件包括两个平行安装在所述支撑杆上的转轴以及安装在两个所述转轴端部的挡块，两个所述转轴之间设置有间隙，所述线条能够穿过两个所述转轴之间的间隙，并通过所述挡块防止其脱出。

本申请的第二个方面提供了一种飞机实验室气候试验中机体变形测量方法，基于如上所述的飞机实验室气候试验中机体变形测量装置，包括：

步骤一、断开支撑底座的万向轮的刹车机构，将测量装置移动至飞机测点附近进行刹车，将支撑底座固定；

步骤二、打开长度调节器旋钮，调节可伸缩杆的长度至合适高度；

步骤三、调节鹅颈管，使锥形测点定位件的锥形头接触到飞机的测点；

步骤四、手动调节磁力线坠处于锥形测点定位件和垂线辅助收集组件之间的线条，使得吊坠在稳定状态下近似接触地面；

步骤五、读取锥形测点定位件锥形头处线条对应的刻度值，并记录；

步骤六、通过在吊坠下方地面放置坐标纸，在坐标纸上标记吊坠的投影点，获取吊坠与地面的近似接触点，并标记；

步骤七、在下个工况中对飞机测点进行第二次测量，重复步骤一至步骤六；

步骤八、获取飞机测点在两种工况下的高度值和投影点的位置，计算得到该测点沿空间x方向、y方向以及z方向的变形情况。

可选地，步骤四中，所述手动调节磁力线坠处于锥形测点定位件和垂线辅助收集组件之间的线条，使得吊坠在稳定状态下近似接触地面包括：

手动拉回磁力线坠处于锥形测点定位件和垂线辅助收集组件之间的线条，线条自动回收器作用下，使得吊坠距地面有一定的距离；

缓慢将线条拉伸出磁性外壳，同时摆动吊坠，使得吊坠的最低点逐渐接触地面；

停止拉伸线条，待吊坠自由摆动停止。

发明至少存在以下有益技术效果：

本申请的飞机实验室气候试验中机体变形测量装置，能够在极端温度下工作，不需要额外保护措施，能够以简易的手段获取飞机不同高度、不同方位测点沿空间3个方向的变形情况，不需要对飞机进行额外改装，工作量少，安全可靠，结构简单、安装方便、成本低、节省空间。

附图说明

图1是本申请一个实施方式的飞机实验室气候试验中机体变形测量装置整体示意图；

图2是本申请一个实施方式的垂线辅助收集组件示意图；

图3是本申请一个实施方式的锥形测点定位件示意图。

其中：

1-支撑底座；2-支撑杆；3-垂线辅助收集组件；4-长度调节器；5-可伸缩杆；6-鹅颈管；7-锥形测点定位件；8-磁力线坠；801-吊坠；802-线条；803-磁性外壳。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。

下面结合附图1至图3对本申请做进一步详细说明。

本申请的第一个方面提供了一种飞机实验室气候试验中机体变形测量装置，包括：支撑底座1、支撑杆2、可伸缩杆5、鹅颈管6以及磁力线坠8。

具体的，支撑底座1作为整体装置的支撑安装座，优选在其底部安装有万向轮，在万向轮上设置有刹车机构。支撑底座1安装有带刹车功能的万向轮，可以实现该装置在实验室的运动和固定。

支撑杆2的一端固定安装在支撑底座1上，本实施例中，支撑杆2与支撑底座1通过螺纹连接。可伸缩杆5的一端配合长度调节器4与支撑杆2的另一端连接，长度调节器4用于调节可伸缩杆5的伸出长度，通过长度调节器4调节可伸缩杆5的长度，实现对飞机不同高度的测点进行测量。本实施例中，优选长度调节器4与支撑杆2通过螺栓连接，长度调节器4通过旋钮调节可伸缩杆5的长度。

进一步，鹅颈管6呈鹅颈状，鹅颈管6的一端安装在可伸缩杆5的另一端，鹅颈管6的另一端安装有锥形测点定位件7，锥形测点定位件7设置有锥形头，锥形头上开设有通孔；磁力线坠8包括吊坠801、线条802以及磁性外壳803，磁性外壳803安装在支撑杆2上，磁性外壳803内部设置有线条自动回收器，线条802的一端与吊坠801连接，另一端穿过锥形头的通孔后与磁性外壳803内部的线条自动回收器连接。鹅颈管6可以自由调节锥形测点定位件7，实现对空间中不同方位的测点进行测量，锥形测点定位件7的锥形头留有通孔，能够实现磁力线坠8的线条802的自由进出。

在本申请的优选实施方案中，磁力线坠8的线条802上带有刻度，可以读取测点的高度，磁性外壳803通过磁性固定在支撑杆2上。

在本申请的优选实施方案中，支撑杆2上安装有垂线辅助收集组件3，线条802的另一端依次穿过锥形头的通孔以及垂线辅助收集组件3后与磁性外壳803内部的线条自动回收器连接。本实施例中，垂线辅助收集组件3包括两个平行安装在支撑杆2上的转轴以及安装在两个转轴端部的挡块，两个转轴可自由转动，且两个转轴之间设置有间隙，线条802能够穿过两个转轴之间的间隙，并通过挡块防止其脱出。

本申请的飞机实验室气候试验中机体变形测量装置，锥形测点定位件7与垂线辅助收集组件3之间的线条802通过人工进行拉伸操作，进行线条802的收放，当吊坠801大致接触到地面时，待其稳定后读取和地面的接触点，实现飞机测点在地面的投影点的获取。

基于上述的飞机实验室气候试验中机体变形测量装置，本申请第二个方面提供了一种飞机实验室气候试验中机体变形测量方法，包括以下步骤：

步骤一、断开支撑底座1的万向轮的刹车机构，将测量装置移动至飞机测点附近进行刹车，将支撑底座1固定；

步骤二、打开长度调节器4旋钮，调节可伸缩杆5的长度至合适高度；

步骤三、调节鹅颈管6，使锥形测点定位件7的锥形头接触到飞机的测点；

步骤四、手动调节磁力线坠8处于锥形测点定位件7和垂线辅助收集组件3之间的线条802，使得吊坠801在稳定状态下近似接触地面；

步骤五、读取锥形测点定位件7锥形头处线条802对应的刻度值，并记录；

步骤六、通过在吊坠801下方地面放置坐标纸，在坐标纸上标记吊坠的投影点，获取吊坠801与地面的近似接触点，并标记；

步骤七、在下个工况中对飞机测点进行第二次测量，重复步骤一至步骤六；

步骤八、获取飞机测点在两种工况下的高度值和投影点的位置，计算得到该测点沿空间x方向、y方向以及z方向的变形情况。

在本申请的优选实施方案中，步骤四具体包括：

手动拉回磁力线坠8处于锥形测点定位件7和垂线辅助收集组件3之间的线条802，线条自动回收器作用下，使得吊坠801距地面有一定的距离；

缓慢将线条802拉伸出磁性外壳803，同时摆动吊坠801，使得吊坠801的最低点逐渐接触地面；

停止拉伸线条802，待吊坠801自由摆动停止。

本申请的飞机实验室气候试验中机体变形测量装置及方法，能够在极端温度下工作，不需要额外保护措施，能够以简易的手段获取飞机不同高度、不同方位测点沿空间3个方向的变形情况，不需要对飞机进行额外改装，工作量少，安全可靠，结构简单、安装方便、成本低、节省空间。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种飞机实验室气候试验中机体变形测量装置，其特征在于，包括：

支撑底座（1）；

支撑杆（2），所述支撑杆（2）的一端固定安装在所述支撑底座（1）上；

可伸缩杆（5），所述可伸缩杆（5）的一端配合长度调节器（4）与支撑杆（2）的另一端连接，所述长度调节器（4）用于调节所述可伸缩杆（5）的伸出长度；

鹅颈管（6），呈鹅颈状，所述鹅颈管（6）的一端安装在所述可伸缩杆（5）的另一端，所述鹅颈管（6）的另一端安装有锥形测点定位件（7），所述锥形测点定位件（7）设置有锥形头，所述锥形头上开设有通孔；

磁力线坠（8），所述磁力线坠（8）包括吊坠（801）、线条（802）以及磁性外壳（803），所述磁性外壳（803）安装在所述支撑杆（2）上，所述磁性外壳（803）内部设置有线条自动回收器，所述线条（802）的一端与所述吊坠（801）连接，另一端穿过所述锥形头的通孔后与所述磁性外壳（803）内部的线条自动回收器连接。

2.根据权利要求1所述的飞机实验室气候试验中机体变形测量装置，其特征在于，所述支撑底座（1）的底部安装有万向轮，所述万向轮上设置有刹车机构。

3.根据权利要求2所述的飞机实验室气候试验中机体变形测量装置，其特征在于，所述支撑杆（2）与所述支撑底座（1）通过螺纹连接。

4.根据权利要求3所述的飞机实验室气候试验中机体变形测量装置，其特征在于，所述长度调节器（4）与所述支撑杆（2）通过螺栓连接，所述长度调节器（4）通过旋钮调节所述可伸缩杆（5）的长度。

5.根据权利要求4所述的飞机实验室气候试验中机体变形测量装置，其特征在于，所述线条（802）上带有刻度。

6.根据权利要求5所述的飞机实验室气候试验中机体变形测量装置，其特征在于，所述磁性外壳（803）通过磁性固定在所述支撑杆（2）上。

7.根据权利要求6所述的飞机实验室气候试验中机体变形测量装置，其特征在于，所述支撑杆（2）上安装有垂线辅助收集组件（3），所述线条（802）的另一端依次穿过所述锥形头的通孔以及所述垂线辅助收集组件（3）后与所述磁性外壳（803）内部的线条自动回收器连接。

8.根据权利要求7所述的飞机实验室气候试验中机体变形测量装置，其特征在于，所述垂线辅助收集组件（3）包括两个平行安装在所述支撑杆（2）上的转轴以及安装在两个所述转轴端部的挡块，两个所述转轴之间设置有间隙，所述线条（802）能够穿过两个所述转轴之间的间隙，并通过所述挡块防止其脱出。

9.一种飞机实验室气候试验中机体变形测量方法，基于权利要求8所述的飞机实验室气候试验中机体变形测量装置，其特征在于，包括：

步骤一、断开支撑底座（1）的万向轮的刹车机构，将测量装置移动至飞机测点附近进行刹车，将支撑底座（1）固定；

步骤二、打开长度调节器（4）旋钮，调节可伸缩杆（5）的长度至合适高度；

步骤三、调节鹅颈管（6），使锥形测点定位件（7）的锥形头接触到飞机的测点；

步骤四、手动调节磁力线坠（8）处于锥形测点定位件（7）和垂线辅助收集组件（3）之间的线条（802），使得吊坠（801）在稳定状态下近似接触地面；

步骤五、读取锥形测点定位件（7）锥形头处线条（802）对应的刻度值，并记录；

步骤六、通过在吊坠（801）下方地面放置坐标纸，在坐标纸上标记吊坠的投影点，获取吊坠（801）与地面的近似接触点，并标记；

步骤七、在下个工况中对飞机测点进行第二次测量，重复步骤一至步骤六；

步骤八、获取飞机测点在两种工况下的高度值和投影点的位置，计算得到该测点沿空间x方向、y方向以及z方向的变形情况。

10.根据权利要求9所述的飞机实验室气候试验中机体变形测量方法，其特征在于，步骤四中，所述手动调节磁力线坠（8）处于锥形测点定位件（7）和垂线辅助收集组件（3）之间的线条（802），使得吊坠（801）在稳定状态下近似接触地面包括：

手动拉回磁力线坠（8）处于锥形测点定位件（7）和垂线辅助收集组件（3）之间的线条（802），线条自动回收器作用下，使得吊坠（801）距地面有一定的距离；

缓慢将线条（802）拉伸出磁性外壳（803），同时摆动吊坠（801），使得吊坠（801）的最低点逐渐接触地面；

停止拉伸线条（802），待吊坠（801）自由摆动停止。

Images