CN113819854A - 一种极寒气候试验中飞机蒙皮变形测量装置及方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种极寒气候试验中飞机蒙皮变形测量装置及方法，该装置包括设置在飞机蒙皮的表面且用于测量飞机蒙皮变形的测量器和用于带动所述测量器移动的测量器移动架；该方法包括步骤：一、涂抹散斑；二、安装飞机蒙皮变形测量装置；三、设置被测试飞机所在的气候实验室的温度变化制度；四、设置飞机蒙皮变形数据采集制度；五、数据采集并构建待测试区域数据集；六、获取散斑在飞机蒙皮上所处的位置在每次采样后的变形量；七、获取散斑在飞机蒙皮上所处的位置的永久变形量。本发明设计新颖合理，实现飞机蒙皮自身变形量的测量，测量速度快，且测量精度高，便于推广使用。

Description

一种极寒气候试验中飞机蒙皮变形测量装置及方法

技术领域

本发明属于飞机气候试验技术领域，具体涉及一种极寒气候试验中飞机蒙皮变形测量装置及方法。

背景技术

现有的飞机气候试验是在气候实验舱内模拟环境条件下，例如高温、低温、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。气候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。气候试验中的极端温度环境，如在低至-50℃以下的极寒气候环境下，使飞机机体产生70℃左右的温差，由于材料的热胀冷缩效应，引起飞机蒙皮的变形，飞机蒙皮是构成飞机气动外形的关键零件，也是飞机机身结构中的重要承力构件，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，对飞机蒙皮的变形进行测量是非常必要的，具体体现在以下方面：飞机蒙皮结构由铝合金、钛合金和复合材料等不同材料组成，由于热膨胀系数不一致，使得飞机蒙皮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蒙皮在极端环境下的整体变形情况。目前，在对飞机蒙皮变形测量时常采用非接触式光学三维测量方法，非接触式光学三维测量方法主要是用照相机对飞机蒙皮空间外形和结构进行扫描，以获得飞机蒙皮表面空间坐标在极寒气候试验前和极寒气候试验后的变化量，进而得到极寒气候试验中飞机蒙皮变形量，在采用非接触式光学三维测量方法对飞机蒙皮变形进行测量的过程中，会因实际测量环境中的温度、光线、设备抖动等因素造成测量结果不准确，且采用飞机蒙皮变形方法测得的飞机蒙皮变形量包括温差引起的飞机蒙皮自身变形量和飞机姿态变化引起的飞机蒙皮刚体变形量，而考核飞机蒙皮变形所采用的信息为飞机蒙皮自身变形量，现有的光学三维测量方法无法实现飞机蒙皮自身变形量的测量。

发明内容

本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术中的不足，提供一种极寒气候试验中飞机蒙皮变形测量装置，其设计新颖合理，实现飞机蒙皮自身变形量的测量，测量速度快，且测量精度高，便于推广使用。

为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：一种极寒气候试验中飞机蒙皮变形测量装置，其特征在于：包括设置在飞机蒙皮的表面且用于测量飞机蒙皮变形的测量器和用于带动所述测量器移动的测量器移动架；

所述测量器移动架包括用于带动所述测量器左右移动的横向移动架、设置在所述横向移动架底部且用于带动所述测量器前后移动的竖向移动架，以及设置在所述竖向移动架底部且用于将所述竖向移动架固定在飞机蒙皮上的固定连接座。

上述的一种极寒气候试验中飞机蒙皮变形测量装置，其特征在于：所述竖向移动架包括平行布设的第一丝杆导轨和第二丝杆导轨，以及用于驱动第一丝杆导轨和第二丝杆导轨同步工作的丝杆导轨驱动器；

所述第一丝杆导轨和第二丝杆导轨的结构相同，所述第一丝杆导轨和第二丝杆导轨均包括竖向丝杆、竖向丝杆安装板、套装在竖向丝杆上的竖向滑块，以及对称设置在竖向丝杆两端的竖向固定座和竖向支撑座，所述竖向固定座和竖向支撑座均设置在竖向丝杆安装板上；

所述丝杆导轨驱动器包括竖向驱动电机和安装在竖向驱动电机的输出轴上的主动轮，以及安装在第一丝杆导轨的竖向丝杆上的第一从动轮和安装在第二丝杆导轨的竖向丝杆上的第二从动轮，所述第一从动轮通过第一皮带与主动轮传动连接，所述第二从动轮通过第二皮带与主动轮传动连接。

上述的一种极寒气候试验中飞机蒙皮变形测量装置，其特征在于：所述固定连接座包括第一连接板和第二连接板，所述第一连接板的底部和第二连接板的底部均设置有固定磁铁；

所述竖向丝杆安装板的一端安装在第一连接板上，所述竖向丝杆安装板的另一端安装在第二连接板上，所述第一连接板上设置有第一保温箱，所述丝杆导轨驱动器位于第一保温箱内；

所述固定磁铁包括上磁铁和与上磁铁配合的下磁铁，所述上磁铁安装在第一连接板和第二连接板的底部，所述下磁铁安装在飞机蒙皮的表面。

上述的一种极寒气候试验中飞机蒙皮变形测量装置，其特征在于：所述横向移动架包括横向丝杆、套装在横向丝杆上的横向滑块，对称设置在横向丝杆两端的横向固定座和横向支撑座，以及设置在横向丝杆端部且用于驱动横向丝杆的横向驱动电机；

所述测量器安装在横向滑块上，所述横向支撑座设置在第一丝杆导轨的竖向滑块上，所述横向固定座和横向驱动电机均设置在第二丝杆导轨的竖向滑块上。

上述的一种极寒气候试验中飞机蒙皮变形测量装置，其特征在于：所述第二丝杆导轨的竖向滑块上设置有第二保温箱，所述横向固定座和横向驱动电机均位于第二保温箱内。

上述的一种极寒气候试验中飞机蒙皮变形测量装置，其特征在于：所述测量器包括设置在横向滑块顶部的第三保温箱、均设置在第三保温箱内的电子线路板、测量杆、激光测距传感器和限位套筒，所述限位套筒沿第三保温箱的高度方向布设，所述测量杆和激光测距传感器均位于限位套筒内，且所述测量杆与激光测距传感器呈正对布设，所述测量杆的底端伸出横向滑块的底部；

所述测量杆包括圆柱段和设置在圆柱段部的倒圆台段，所述倒圆台段伸出横向滑块的底部；

所述电子线路板上集成有微控制器和与微控制器相接的无线通信模块，所述微控制器通过无线通信模块与计算机无线通信，所述激光测距传感器的输出端与微控制器的输入端连接。

同时，本发明还公开了一种方法步骤简单、设计合理的极寒气候试验中飞机蒙皮变形测量方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：

步骤一、涂抹散斑：

在被测试飞机的飞机蒙皮表面选取待测试区域，并在待测试区域内涂抹M×N个散斑；其中，待测试区域为矩形待测试区域，M×N个散斑呈阵列式布设在待测试区域内，M为待测试区域内所有散斑的总行数，N为待测试区域内所有散斑的总列数，M和N均为正整数；

步骤二、安装飞机蒙皮变形测量装置：

在待测试区域外侧安装飞机蒙皮变形测量装置，所述飞机蒙皮变形测量装置的第一丝杆导轨的竖向丝杆安装板、第一连接板、第二丝杆导轨的竖向丝杆安装板和第二连接板所围成的区域为测量器移动区域，所述测量器移动区域包括第一测量器移动区域和第二测量器移动区域，所述待测试区域位于所述第一测量器移动区域内，所述第二测量器移动区域位于飞机蒙皮的刚性区域内；其中，第一连接板和第二连接板均安装在飞机蒙皮的外表面，第一连接板和第二连接板的下方均为被测飞机的既有支撑梁，所述既有支撑梁位于飞机蒙皮内侧；所述测量器移动区域为矩形测量器移动区域，所述待测试区域沿长度方向的一边与矩形测量器移动区域的第一连接板呈平行布设；

步骤三、设置被测试飞机所在的气候实验室的温度变化制度：

对气候实验室温度从20℃下降至-55℃，再从-55℃上升至20℃的过程设置气候实验室温度变化制度，所述气候实验室温度变化制度包括

气候实验室温度从20℃开始以3℃/h～5℃/h的降温速率下降至-55℃的温度下降阶段；

气候实验室温度以-55℃保温十小时的温度保温阶段；

气候实验室温度从-55℃开始以3℃/h～5℃/h的升温速率上升至20℃的温度上升阶段；

步骤四、设置飞机蒙皮变形数据采集制度：

对温度下降阶段中温度每下降5℃进行一次数据采集，对温度保温阶段中每隔30min进行一次数据采集，对温度上升阶段中温度每上升5℃进行一次数据采集；

步骤五、数据采集并构建待测试区域数据集：

开启气候实验室温度调节之前，利用飞机蒙皮变形测量装置采集待测试区域内第(m,n)个散斑的中心与激光测距传感器的激光发射端之间的初始距离

；其中，m为待测试区域内第(m,n)个散斑所在行的编号且m=1,2，...，M，n为待测试区域内第(m,n)个散斑所在列的编号且n=1,2，...，N；

，

为气候实验室温度调节之前测量杆位于第(m,n)个散斑处时，激光测距传感器测得的激光测距传感器的激光发射端与测量杆的顶面之间的距离，

为测量杆的高度；

开启气候实验室温度调节，利用飞机蒙皮变形测量装置按照飞机蒙皮变形数据采集制度采集每个采样点下的待测试区域内的每个散斑的中心与激光测距传感器的激光发射端之间的实际距离，按照采样时间对多个采样点下采集到的数据进行排序，构建待测试区域数据集；并获取待测试区域数据集中第q个采样点下第(m,n)个散斑的中心与激光测距传感器的激光发射端之间的实际距离

；其中，

，

为第q个采样点下测量杆位于第(m,n)个散斑处时，激光测距传感器测得的激光测距传感器的激光发射端与测量杆的顶面之间的距离；

步骤六、获取散斑在飞机蒙皮上所处的位置在每次采样后的变形量：

利用第q个采样点下第(m,n)个散斑的中心与激光测距传感器的激光发射端之间的实际距离

，以及气候实验室温度调节之前第(m,n)个散斑的中心与激光测距传感器的激光发射端之间的初始距离

，获取(m,n)个散斑在飞机蒙皮上所处的位置在第q个采样点下的变形量

；其中，

；

步骤七、获取散斑在飞机蒙皮上所处的位置的永久变形量：

当q=Q时，第Q个采样点下第(m,n)个散斑的中心与激光测距传感器的激光发射端之间的最终距离

即为气候实验室温度上升至20℃时第(m,n)个散斑的中心与激光测距传感器的激光发射端之间的距离；

当

时，第(m,n)个散斑在飞机蒙皮上所处的位置不存在永久变形；

当

时，第(m,n)个散斑在飞机蒙皮上所处的位置存在永久变形，且第(m,n)个散斑在飞机蒙皮上所处的位置的永久变形量为

；其中，

。

上述的方法，其特征在于：步骤五中，开启气候实验室温度调节之前，利用飞机蒙皮变形测量装置采集待测试区域内第(m,n)个散斑的中心与激光测距传感器的激光发射端之间的初始距离

，具体过程如下：

步骤501、操作横向驱动电机工作，横向驱动电机工作带动横向滑块沿横向丝杆的长度方向移动，横向滑块移动带动测量器移动，直至测量器的测量杆移动至第n列散斑在飞机蒙皮上所处的位置，操作横向驱动电机停止工作；

步骤502、操作竖向驱动电机工作，竖向驱动电机的输出轴转动带动第一丝杆导轨的竖向滑块和第二丝杆导轨的竖向滑块同步移动，第一丝杆导轨的竖向滑块和第二丝杆导轨的竖向滑块同步移动带动横向移动架移动，所述横向移动架移动带动测量杆移动，直至测量杆移动至第m行散斑在飞机蒙皮上所处的位置，此时，测量杆的底面与第(m,n)个散斑在飞机蒙皮上所处的位置的外表面相贴合；

步骤503、利用激光测距传感器测量激光测距传感器的激光发射端与测量杆的顶面之间的距离，得到气候实验室温度调节之前测量杆位于第(m,n)个散斑处时，激光测距传感器的激光发射端与测量杆的顶面之间的距离

，进而得到气候实验室温度调节之前第(m,n)个散斑的中心与激光测距传感器的激光发射端之间的初始距离

。

本发明与现有技术相比具有以下优点：

1、本发明通过设置测量器移动架带动测量器在被测飞机的待测试区域内前后左右自由移动，横向移动架带动测量器左右移动，竖向移动架设置在横向移动架底部用于带动横向移动架前后移动，横向移动架前后移动带动测量器前后移动，进而实现竖向移动架带动测量器前后移动，便于测量器对待测试区域内的M×N个散斑中任意一个散斑在飞机蒙皮上所处的位置的变形量进行测量，测量速度快，且测量精度高，便于推广使用。

2、本发明通过设置固定连接座将竖向移动架底部安装在飞机蒙皮上，使该飞机蒙皮变形测量装置整体可拆卸安装在飞机蒙皮上，且该飞机蒙皮变形测量装置位于待测试区域的外侧，使该飞机蒙皮测量装置能够对待测试区域内所有散斑在飞机蒙皮上所处的位置进行测量，避免在该飞机蒙皮变形测量装置使用过程中需要工作人员将飞机蒙皮变形测量装置手动固定在飞机蒙皮上，省时省力，避免工作人员在极寒气候条件下工作，且安全性好。

3、本发明将飞机蒙皮变形测量装置直接安装在被测飞机的飞机蒙皮上，在极寒气候试验中对飞机蒙皮变形进行测量时，当被测飞机姿态变化引体被测飞机的刚体变形时，该飞机蒙皮变形测量装置随着被测飞机的姿态同时发生变化，使该飞机蒙皮变形测量装置测量到待测试区域的变形量均为自身变形量，无需考虑被测飞机的刚体变形量，测量方便，且测量精度高。

4、本发明所采用的方法步骤简单且测量方便，能够实现飞机蒙皮变形量的测量，并判断飞机蒙皮是否存在永久变形量，测量精度高，便于推广使用。

综上所述，本发明设计新颖合理，通过设置固定连接座将竖向移动架底部安装在飞机蒙皮上，使该飞机蒙皮变形测量装置整体可拆卸安装在飞机蒙皮上，并通过设置测量器移动架带动测量器在被测飞机的待测试区域内前后左右自由移动，对待测试区域内的M×N个散斑中任意一个散斑在飞机蒙皮上所处的位置的自身变形量进行测量，测量速度快，且测量精度高，便于推广使用。

下面通过附图和实施例，对本发明的技术方案做进一步的详细描述。

附图说明

图1为本发明采用的极寒气候试验中飞机蒙皮变形测量装置的结构连接示意图。

图2为图1的右视图。

图3为本发明的横向滑块和测量器的连接结构示意图。

图4为本发明采用的飞机蒙皮变形测量装置的电路原理框图。

图5为本发明的使用状态图。

图6为图5中的A处局部放大图。

图7为本发明采用的飞机蒙皮变形测量方法的流程框图。

附图标记说明:

1—飞机蒙皮； 2—第一丝杆导轨； 3—第二丝杆导轨；

4—竖向丝杆； 5—竖向丝杆安装板； 6—竖向滑块；

7—竖向固定座； 8—竖向支撑座； 9—竖向驱动电机；

10—主动轮； 11—第一从动轮； 12—第二从动轮；

13—第一皮带； 14—第二皮带； 15—第一连接板；

16—第二连接板； 17—第一保温箱； 18—上磁铁；

19—下磁铁； 20—横向丝杆； 21—横向滑块；

22—横向固定座； 23—横向支撑座； 24—横向驱动电机；

25—第二保温箱； 26—第三保温箱； 27—激光测距传感器；

28—限位套筒； 29—微控制器； 30—无线通信模块；

31—计算机； 32—测量杆； 33—散斑；

34—待测试区域。

具体实施方式

如图5所示，本发明所述的一种极寒气候试验中飞机蒙皮变形测量装置，包括设置在飞机蒙皮1的表面且用于测量飞机蒙皮1变形的测量器和用于带动所述测量器移动的测量器移动架；

所述测量器移动架包括用于带动所述测量器左右移动的横向移动架、设置在所述横向移动架底部且用于带动所述测量器前后移动的竖向移动架，以及设置在所述竖向移动架底部且用于将所述竖向移动架固定在飞机蒙皮1上的固定连接座。

本实施例中，需要说明的是，通过设置测量器移动架带动测量器在被测飞机的待测试区域34内前后左右自由移动，横向移动架带动测量器左右移动，竖向移动架设置在横向移动架底部用于带动横向移动架前后移动，横向移动架前后移动带动测量器前后移动，进而实现竖向移动架带动测量器前后移动，便于测量器对待测试区域34内的M×N个散斑33中任意一个散斑33在飞机蒙皮1上所处的位置的变形量进行测量；通过设置固定连接座将竖向移动架底部安装在飞机蒙皮1上，使该飞机蒙皮变形测量装置整体可拆卸安装在飞机蒙皮1上，且该飞机蒙皮变形测量装置位于待测试区域34的外侧，能够对待测试区域34内所有散斑33在飞机蒙皮1上所处的位置进行测量，避免在该飞机蒙皮变形测量装置使用过程中需要工作人员将飞机蒙皮变形测量装置手动固定在飞机蒙皮1上，省时省力，测量速度快，且测量效果好，避免工作人员在极寒气候条件下工作，且安全性好。

如图1所示，本实施例中，所述竖向移动架包括平行布设的第一丝杆导轨2和第二丝杆导轨3，以及用于驱动第一丝杆导轨2和第二丝杆导轨3同步工作的丝杆导轨驱动器；

所述第一丝杆导轨2和第二丝杆导轨3的结构相同，所述第一丝杆导轨2和第二丝杆导轨3均包括竖向丝杆4、竖向丝杆安装板5、套装在竖向丝杆4上的竖向滑块6，以及对称设置在竖向丝杆4两端的竖向固定座7和竖向支撑座8，所述竖向固定座7和竖向支撑座8均设置在竖向丝杆安装板5上；

所述丝杆导轨驱动器包括竖向驱动电机9和安装在竖向驱动电机9的输出轴上的主动轮10，以及安装在第一丝杆导轨2的竖向丝杆4上的第一从动轮11和安装在第二丝杆导轨3的竖向丝杆4上的第二从动轮12，所述第一从动轮11通过第一皮带13与主动轮10传动连接，所述第二从动轮12通过第二皮带14与主动轮10传动连接。

本实施例中，通过设置一个竖向驱动电机9驱动第一丝杆导轨2和第二丝杆导轨3同步工作，便于保证第一丝杆导轨2和第二丝杆导轨3动作的同步性，进而保证第一丝杆导轨2和第二丝杆导轨3能够带动所述横向移动架稳定移动，保证该飞机蒙皮变形测量装置的使用稳定性。

本实施例中，实际使用时，竖向驱动电机9位于第一丝杆导轨2的竖向丝杆4和第二丝杆导轨3的竖向丝杆4之间，主动轮10安装在竖向驱动电机9的输出轴上，第一从动轮11安装在第一丝杆导轨2的竖向丝杆4靠近竖向固定座7的端部，第二从动轮12安装在第二丝杆导轨3的竖向丝杆4靠近竖向固定座7的端部，操作竖向驱动电机9的输出轴正转，竖向驱动电机9的输出轴正转带动主动轮10正转，主动轮10正转带动第一从动轮11和第二从动轮12同时正转，第一从动轮11和第二从动轮12同时正转带动第一丝杆导轨2的竖向滑块6和第二丝杆导轨3的竖向滑块6同步向前移动，第一丝杆导轨2的竖向滑块6和第二丝杆导轨3的竖向滑块6同步向前移动带动所述横向移动架向前移动；操作竖向驱动电机9的输出轴反转，竖向驱动电机9的输出轴反转带动所述横向移动架向后移动。

如图1和图2所示，本实施例中，所述固定连接座包括第一连接板15和第二连接板16，所述第一连接板15的底部和第二连接板16的底部均设置有固定磁铁；

所述竖向丝杆安装板5的一端安装在第一连接板15上，所述竖向丝杆安装板5的另一端安装在第二连接板16上，所述第一连接板15上设置有第一保温箱17，所述丝杆导轨驱动器位于第一保温箱17内；

所述固定磁铁包括上磁铁18和与上磁铁18配合的下磁铁19，所述上磁铁18安装在第一连接板15和第二连接板16的底部，所述下磁铁19安装在飞机蒙皮1的表面。

本实施例中，通过设置第一连接板15和第二连接板16将第一丝杆导轨2和第二丝杆导轨3连接为一个整体，加强该飞机蒙皮变形测量装置整体性，且便于通过第一连接板15和第二连接板16底部的固定磁铁将该飞机蒙皮变形测量装置可拆卸安装在飞机蒙皮1的表面；第一连接板15的底部固定磁铁的数量为多个，第一连接板15底部的多个固定磁铁沿第一连接板15的长度方向布设；第二连接板16的底部固定磁铁的数量为多个，第二连接板16底部的多个固定磁铁沿第二连接板16的长度方向布设，每个固定磁铁均包括上磁铁18和下磁铁19，上磁铁18和下磁铁19的极性相反。

本实施例中，通过设置第一保温箱17对丝杆导轨驱动器进行保护，保证丝杆导轨驱动器中的竖向驱动电机9在极寒气候试验过程中能够正常工作，进而保证该飞机蒙皮变形测量装置的使用可靠性。

如图1和图2所示，本实施例中，所述横向移动架包括横向丝杆20、套装在横向丝杆20上的横向滑块21，对称设置在横向丝杆20两端的横向固定座22和横向支撑座23，以及设置在横向丝杆20端部且用于驱动横向丝杆20的横向驱动电机24；

所述测量器安装在横向滑块21上，所述横向支撑座23设置在第一丝杆导轨2的竖向滑块6上，所述横向固定座22和横向驱动电机24均设置在第二丝杆导轨3的竖向滑块6上。

本实施例中，所述第二丝杆导轨3的竖向滑块6上设置有第二保温箱25，所述横向固定座22和横向驱动电机24均位于第二保温箱25内。

本实施例中，通过设置第二保温箱25对横向驱动电机24进行保护，保证横向驱动电机24在极寒气候试验中能够正常工作，进而保证该飞机蒙皮变形测量装置的使用可靠性。

如图3和图4所示，本实施例中，所述测量器包括设置在横向滑块21顶部的第三保温箱26、均设置在第三保温箱26内的电子线路板、测量杆32、激光测距传感器27和限位套筒28，所述限位套筒28沿第三保温箱26的高度方向布设，所述测量杆32和激光测距传感器27均位于限位套筒28内，且所述测量杆32与激光测距传感器27呈正对布设，所述测量杆32的底端伸出横向滑块21的底部；

所述测量杆32包括圆柱段和设置在圆柱段部的倒圆台段，所述倒圆台段伸出横向滑块21的底部；

所述电子线路板上集成有微控制器29和与微控制器29相接的无线通信模块30，所述微控制器29通过无线通信模块30与计算机31无线通信，所述激光测距传感器27的输出端与微控制器29的输入端连接。

本实施例中，需要说明的是，通过设置限位套筒28对测量杆32进行限位，避免测量器移动架带动测量杆32移动时测量杆32发生倾斜，有效保证测量器的测量精度；通过设置激光测距传感器27测量激光测距传感器27的激光发射端与测量杆32的顶面之间的距离，进而实现飞机蒙皮1的变形测量；测量杆32包括圆柱段和设置在圆柱段部的倒圆台段，所述倒圆台段伸出横向滑块21的底部，且所述倒圆台段的底面与飞机蒙皮1的表面相贴合，能够避免测量杆32在测量过程中对飞机蒙皮1造成损坏，当飞机蒙皮1发生变形产生鼓包和凹陷时，测量杆32底部的倒圆台段的外侧面能够使测量杆32顺利上升至鼓包区域或顺利下降至凹陷区域，且不会对飞机蒙皮1表面造成损坏，使用效果好。

本实施例中，通过设置无线通信模块30将激光测距传感器27测量到的数据传输给计算机31，便于工作人员远程接收激光测距传感器27测量到的数据，避免工作人员实地测量飞机蒙皮1的变形，省时省力，且安全性好。

本实施例中，需要说明的是，第一保温箱17、第二保温箱25和第三保温箱26的结构相同，第一保温箱17、第二保温箱25和第三保温箱26均包括由外至内依次布设的箱体、保温层和加热板，第一保温箱17、第二保温箱25和第三保温箱26的温度均为20℃～25℃。

如图5至图7所示的一种极寒气候试验中飞机蒙皮变形测量方法，包括以下步骤：

步骤一、涂抹散斑：

在被测试飞机的飞机蒙皮1表面选取待测试区域34，并在待测试区域34内涂抹M×N个散斑33；其中，待测试区域34为矩形待测试区域，M×N个散斑33呈阵列式布设在待测试区域34内，M为待测试区域1内所有散斑33的总行数，N为待测试区域1内所有散斑33的总列数，M和N均为正整数；

步骤二、安装飞机蒙皮变形测量装置：

在待测试区域34外侧安装飞机蒙皮变形测量装置，所述飞机蒙皮变形测量装置的第一丝杆导轨2的竖向丝杆安装板5、第一连接板15、第二丝杆导轨3的竖向丝杆安装板5和第二连接板16所围成的区域为测量器移动区域，所述测量器移动区域包括第一测量器移动区域和第二测量器移动区域，所述待测试区域34位于所述第一测量器移动区域内，所述第二测量器移动区域位于飞机蒙皮1的刚性区域内；其中，第一连接板15和第二连接板16均安装在飞机蒙皮1的外表面，第一连接板15和第二连接板16的下方均为被测飞机的既有支撑梁，所述既有支撑梁位于飞机蒙皮1内侧；所述测量器移动区域为矩形测量器移动区域，所述待测试区域34沿长度方向的一边与矩形测量器移动区域的第一连接板15呈平行布设；

步骤三、设置被测试飞机所在的气候实验室的温度变化制度：

对气候实验室温度从20℃下降至-55℃，再从-55℃上升至20℃的过程设置气候实验室温度变化制度，所述气候实验室温度变化制度包括

气候实验室温度从20℃开始以3℃/h～5℃/h的降温速率下降至-55℃的温度下降阶段；

气候实验室温度以-55℃保温十小时的温度保温阶段；

气候实验室温度从-55℃开始以3℃/h～5℃/h的升温速率上升至20℃的温度上升阶段；

步骤四、设置飞机蒙皮变形数据采集制度：

对温度下降阶段中温度每下降5℃进行一次数据采集，对温度保温阶段中每隔30min进行一次数据采集，对温度上升阶段中温度每上升5℃进行一次数据采集；

步骤五、数据采集并构建待测试区域数据集：

开启气候实验室温度调节之前，利用飞机蒙皮变形测量装置采集待测试区域34内第(m,n)个散斑33的中心与激光测距传感器27的激光发射端之间的初始距离

；其中，m为待测试区域1内第(m,n)个散斑33所在行的编号且m=1,2，...，M，n为待测试区域1内第(m,n)个散斑33所在列的编号且n=1,2，...，N；

，

为气候实验室温度调节之前测量杆32位于第(m,n)个散斑33处时，激光测距传感器27测得的激光测距传感器27的激光发射端与测量杆32的顶面之间的距离，

为测量杆的高度；

开启气候实验室温度调节，利用飞机蒙皮变形测量装置按照飞机蒙皮变形数据采集制度采集每个采样点下的待测试区域34内的每个散斑33的中心与激光测距传感器27的激光发射端之间的实际距离，按照采样时间对多个采样点下采集到的数据进行排序，构建待测试区域数据集；并获取待测试区域数据集中第q个采样点下第(m,n)个散斑33的中心与激光测距传感器27的激光发射端之间的实际距离

；其中，

，

为第q个采样点下测量杆32位于第(m,n)个散斑33处时，激光测距传感器27测得的激光测距传感器27的激光发射端与测量杆32的顶面之间的距离；

步骤六、获取散斑在飞机蒙皮上所处的位置在每次采样后的变形量：

利用第q个采样点下第(m,n)个散斑33的中心与激光测距传感器27的激光发射端之间的实际距离

，以及气候实验室温度调节之前第(m,n)个散斑33的中心与激光测距传感器27的激光发射端之间的初始距离

，获取(m,n)个散斑33在飞机蒙皮1上所处的位置在第q个采样点下的变形量

；其中，

；

步骤七、获取散斑在飞机蒙皮上所处的位置的永久变形量：

当q=Q时，第Q个采样点下第(m,n)个散斑33的中心与激光测距传感器27的激光发射端之间的最终距离

即为气候实验室温度上升至20℃时第(m,n)个散斑33的中心与激光测距传感器27的激光发射端之间的距离；

当

时，第(m,n)个散斑33在飞机蒙皮1上所处的位置不存在永久变形；

当

时，第(m,n)个散斑33在飞机蒙皮1上所处的位置存在永久变形，且第(m,n)个散斑33在飞机蒙皮1上所处的位置的永久变形量为

；其中，

。

本实施例中，需要说明的是，本方法步骤简单且测量方便，能够实现飞机蒙皮1变形量的测量，并判断散斑33在飞机蒙皮1上所处的位置是否存在永久变形量，测量精度高，便于推广使用。

本实施例中，步骤二中在待测试区域34外侧安装飞机蒙皮变形测量装置时，将第一连接板15底部的多个固定磁铁的下磁铁19和第二连接板16底部的多个固定磁铁的下磁铁19均粘贴在飞机蒙皮1上，多个下磁铁19均位于待测试区域34的外侧，再将该蒙皮变形测量装置的多个上磁铁18与多个下磁铁19吸附，进而将该飞机蒙皮变形测量装置安装在待测试区域34外侧；

所述测量器移动区域包括第一测量器移动区域和第二测量器移动区域，第二测量器移动区域位于飞机蒙皮1的刚性区域内，所述刚性区域是指在70℃左右的温差影响下不易产生大的目视可见变形的区域，第一连接板15和第二连接板16的下方均为被测飞机的既有支撑梁，因此，所述刚性区域靠近第一连接板15和第二连接板16布设，所述第二测量器移动区域位于刚性移动区域内，第二测量器移动区域在极寒气候试验过程中几乎不发生变形，测量器在对第n列散斑33在飞机蒙皮1上所处的位置的变形量测量完成后，且需要测量器对第n+1列散斑33在飞机蒙皮1上所处的位置的变形量进行测量时，所述测量器移动架先带动测量杆32从第n列散斑33在飞机蒙皮1上所处的位置移动至第二测量器移动区域内，所述测量器移动架再带动测量杆32从第二测量器移动区域内移动至第n+1列散斑33在飞机蒙皮1上所处的位置，然后对第n+1列散斑33在飞机蒙皮1上所处的位置的变形量进行测量，第二测量器移动区域作为测量杆32由第n列散斑33在飞机蒙皮1上所处的位置移动至第n+1列散斑33在飞机蒙皮1上所处的位置的过渡位置，便于测量器移动架带动测量杆32由第n列散斑33在飞机蒙皮1上所处的位置移动至第n+1列散斑33在飞机蒙皮1上所处的位置，避免测量杆32被卡在待测试区域34内；

第一连接板15和第二连接板16的下方均为被测飞机的既有支撑梁，便于对第一连接板15和第二连接板16提供有效的支撑，当被测飞机姿态变化引体被测飞机的刚体变形时，该飞机蒙皮变形测量装置随着被测飞机的姿态同时发生变化，使该飞机蒙皮变形测量装置测量到的第(m,n)个散斑33在飞机蒙皮1上所处位置的变形量均为自身变形量，无需考虑被测飞机的刚体变形量，测量方便，且测量精度高。

本实施例中，步骤五中，开启气候实验室温度调节之前，利用飞机蒙皮变形测量装置采集待测试区域34内第(m,n)个散斑33的中心与激光测距传感器27的激光发射端之间的初始距离

，具体过程如下：

步骤501、操作横向驱动电机24工作，横向驱动电机24工作带动横向滑块21沿横向丝杆20的长度方向移动，横向滑块21移动带动测量器移动，直至测量器的测量杆32移动至第n列散斑33在飞机蒙皮1上所处的位置，操作横向驱动电机24停止工作；

步骤502、操作竖向驱动电机9工作，竖向驱动电机9的输出轴转动带动第一丝杆导轨2的竖向滑块6和第二丝杆导轨3的竖向滑块6同步移动，第一丝杆导轨2的竖向滑块6和第二丝杆导轨3的竖向滑块6同步移动带动横向移动架移动，所述横向移动架移动带动测量杆32移动，直至测量杆32移动至第m行散斑33在飞机蒙皮1上所处的位置，此时，测量杆32的底面与第(m,n)个散斑33在飞机蒙皮1上所处的位置的外表面相贴合；

步骤503、利用激光测距传感器27测量激光测距传感器27的激光发射端与测量杆32的顶面之间的距离，得到气候实验室温度调节之前测量杆32位于第(m,n)个散斑33处时，激光测距传感器27的激光发射端与测量杆32的顶面之间的距离

，进而得到气候实验室温度调节之前第(m,n)个散斑33的中心与激光测距传感器27的激光发射端之间的初始距离

。

本实施例中，实际使用时，横向驱动电机24和竖向驱动电机9的输出轴上均安装有编码器，通过控制横向驱动电机24和竖向驱动电机9的旋转圈数分别控制横向滑块21和竖向滑块6的移动距离，进而控制测量杆32向前、向后、向左和向右的移动距离。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明作任何限制，凡是根据本发明技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、变更以及等效结构变化，均仍属于本发明技术方案的保护范围内。

Claims (8)

1.一种极寒气候试验中飞机蒙皮变形测量装置，其特征在于：包括设置在飞机蒙皮（1）的表面且用于测量飞机蒙皮（1）变形的测量器和用于带动所述测量器移动的测量器移动架；

所述测量器移动架包括用于带动所述测量器左右移动的横向移动架、设置在所述横向移动架底部且用于带动所述测量器前后移动的竖向移动架，以及设置在所述竖向移动架底部且用于将所述竖向移动架固定在飞机蒙皮（1）上的固定连接座。

2.按照权利要求1所述的一种极寒气候试验中飞机蒙皮变形测量装置，其特征在于：所述竖向移动架包括平行布设的第一丝杆导轨（2）和第二丝杆导轨（3），以及用于驱动第一丝杆导轨（2）和第二丝杆导轨（3）同步工作的丝杆导轨驱动器；

所述第一丝杆导轨（2）和第二丝杆导轨（3）的结构相同，所述第一丝杆导轨（2）和第二丝杆导轨（3）均包括竖向丝杆（4）、竖向丝杆安装板（5）、套装在竖向丝杆（4）上的竖向滑块（6），以及对称设置在竖向丝杆（4）两端的竖向固定座（7）和竖向支撑座（8），所述竖向固定座（7）和竖向支撑座（8）均设置在竖向丝杆安装板（5）上；

所述丝杆导轨驱动器包括竖向驱动电机（9）和安装在竖向驱动电机（9）的输出轴上的主动轮（10），以及安装在第一丝杆导轨（2）的竖向丝杆（4）上的第一从动轮（11）和安装在第二丝杆导轨（3）的竖向丝杆（4）上的第二从动轮（12），所述第一从动轮（11）通过第一皮带（13）与主动轮（10）传动连接，所述第二从动轮（12）通过第二皮带（14）与主动轮（10）传动连接。

3.按照权利要求2所述的一种极寒气候试验中飞机蒙皮变形测量装置，其特征在于：所述固定连接座包括第一连接板（15）和第二连接板（16），所述第一连接板（15）的底部和第二连接板（16）的底部均设置有固定磁铁；

所述竖向丝杆安装板（5）的一端安装在第一连接板（15）上，所述竖向丝杆安装板（5）的另一端安装在第二连接板（16）上，所述第一连接板（15）上设置有第一保温箱（17），所述丝杆导轨驱动器位于第一保温箱（17）内；

所述固定磁铁包括上磁铁（18）和与上磁铁（18）配合的下磁铁（19），所述上磁铁（18）安装在第一连接板（15）和第二连接板（16）的底部，所述下磁铁（19）安装在飞机蒙皮（1）的表面。

4.按照权利要求3所述的一种极寒气候试验中飞机蒙皮变形测量装置，其特征在于：所述横向移动架包括横向丝杆（20）、套装在横向丝杆（20）上的横向滑块（21），对称设置在横向丝杆（20）两端的横向固定座（22）和横向支撑座（23），以及设置在横向丝杆（20）端部且用于驱动横向丝杆（20）的横向驱动电机（24）；

所述测量器安装在横向滑块（21）上，所述横向支撑座（23）设置在第一丝杆导轨（2）的竖向滑块（6）上，所述横向固定座（22）和横向驱动电机（24）均设置在第二丝杆导轨（3）的竖向滑块（6）上。

5.按照权利要求4所述的一种极寒气候试验中飞机蒙皮变形测量装置，其特征在于：所述第二丝杆导轨（3）的竖向滑块（6）上设置有第二保温箱（25），所述横向固定座（22）和横向驱动电机（24）均位于第二保温箱（25）内。

6.按照权利要求4所述的一种极寒气候试验中飞机蒙皮变形测量装置，其特征在于：所述测量器包括设置在横向滑块（21）顶部的第三保温箱（26）、均设置在第三保温箱（26）内的电子线路板、测量杆（32）、激光测距传感器（27）和限位套筒（28），所述限位套筒（28）沿第三保温箱（26）的高度方向布设，所述测量杆（32）和激光测距传感器（27）均位于限位套筒（28）内，且所述测量杆（32）与激光测距传感器（27）呈正对布设，所述测量杆（32）的底端伸出横向滑块（21）的底部；

所述测量杆（32）包括圆柱段和设置在圆柱段部的倒圆台段，所述倒圆台段伸出横向滑块（21）的底部；

所述电子线路板上集成有微控制器（29）和与微控制器（29）相接的无线通信模块（30），所述微控制器（29）通过无线通信模块（30）与计算机（31）无线通信，所述激光测距传感器（27）的输出端与微控制器（29）的输入端连接。

7.一种极寒气候试验中飞机蒙皮变形测量方法，利用如权利要求6所述的一种极寒气候试验中飞机蒙皮变形测量装置，其特征在于，该方法包括以下步骤：

步骤一、涂抹散斑：

在被测试飞机的飞机蒙皮（1）表面选取待测试区域（34），并在待测试区域（34）内涂抹M×N个散斑（33）；其中，待测试区域（34）为矩形待测试区域，M×N个散斑（33）呈阵列式布设在待测试区域（34）内，M为待测试区域（1）内所有散斑（33）的总行数，N为待测试区域（1）内所有散斑（33）的总列数，M和N均为正整数；

步骤二、安装飞机蒙皮变形测量装置：

在待测试区域（34）外侧安装飞机蒙皮变形测量装置，所述飞机蒙皮变形测量装置的第一丝杆导轨（2）的竖向丝杆安装板（5）、第一连接板（15）、第二丝杆导轨（3）的竖向丝杆安装板（5）和第二连接板（16）所围成的区域为测量器移动区域，所述测量器移动区域包括第一测量器移动区域和第二测量器移动区域，所述待测试区域（34）位于所述第一测量器移动区域内，所述第二测量器移动区域位于飞机蒙皮（1）的刚性区域内；其中，第一连接板（15）和第二连接板（16）均安装在飞机蒙皮（1）的外表面，第一连接板（15）和第二连接板（16）的下方均为被测飞机的既有支撑梁，所述既有支撑梁位于飞机蒙皮（1）内侧；所述测量器移动区域为矩形测量器移动区域，所述待测试区域（34）沿长度方向的一边与矩形测量器移动区域的第一连接板（15）呈平行布设；

步骤三、设置被测试飞机所在的气候实验室的温度变化制度：

对气候实验室温度从20℃下降至-55℃，再从-55℃上升至20℃的过程设置气候实验室温度变化制度，所述气候实验室温度变化制度包括

气候实验室温度从20℃开始以3℃/h～5℃/h的降温速率下降至-55℃的温度下降阶段；

气候实验室温度以-55℃保温十小时的温度保温阶段；

气候实验室温度从-55℃开始以3℃/h～5℃/h的升温速率上升至20℃的温度上升阶段；

步骤四、设置飞机蒙皮变形数据采集制度：

对温度下降阶段中温度每下降5℃进行一次数据采集，对温度保温阶段中每隔30min进行一次数据采集，对温度上升阶段中温度每上升5℃进行一次数据采集；

步骤五、数据采集并构建待测试区域数据集：

开启气候实验室温度调节之前，利用飞机蒙皮变形测量装置采集待测试区域（34）内第(m,n)个散斑（33）的中心与激光测距传感器（27）的激光发射端之间的初始距离

；其中，m为待测试区域（1）内第(m,n)个散斑（33）所在行的编号且m=1,2，...，M，n为待测试区域（1）内第(m,n)个散斑（33）所在列的编号且n=1,2，...，N；

，

为气候实验室温度调节之前测量杆（32）位于第(m,n)个散斑（33）处时，激光测距传感器（27）测得的激光测距传感器（27）的激光发射端与测量杆（32）的顶面之间的距离，

为测量杆的高度；

开启气候实验室温度调节，利用飞机蒙皮变形测量装置按照飞机蒙皮变形数据采集制度采集每个采样点下的待测试区域（34）内的每个散斑（33）的中心与激光测距传感器（27）的激光发射端之间的实际距离，按照采样时间对多个采样点下采集到的数据进行排序，构建待测试区域数据集；并获取待测试区域数据集中第q个采样点下第(m,n)个散斑（33）的中心与激光测距传感器（27）的激光发射端之间的实际距离

；其中，

，

为第q个采样点下测量杆（32）位于第(m,n)个散斑（33）处时，激光测距传感器（27）测得的激光测距传感器（27）的激光发射端与测量杆（32）的顶面之间的距离；

步骤六、获取散斑在飞机蒙皮上所处的位置在每次采样后的变形量：

利用第q个采样点下第(m,n)个散斑（33）的中心与激光测距传感器（27）的激光发射端之间的实际距离

，以及气候实验室温度调节之前第(m,n)个散斑（33）的中心与激光测距传感器（27）的激光发射端之间的初始距离

，获取(m,n)个散斑（33）在飞机蒙皮（1）上所处的位置在第q个采样点下的变形量

；其中，

；

步骤七、获取散斑在飞机蒙皮上所处的位置的永久变形量：

当q=Q时，第Q个采样点下第(m,n)个散斑（33）的中心与激光测距传感器（27）的激光发射端之间的最终距离

即为气候实验室温度上升至20℃时第(m,n)个散斑（33）的中心与激光测距传感器（27）的激光发射端之间的距离；

当

时，第(m,n)个散斑（33）在飞机蒙皮（1）上所处的位置不存在永久变形；

当

时，第(m,n)个散斑（33）在飞机蒙皮（1）上所处的位置存在永久变形，且第(m,n)个散斑（33）在飞机蒙皮（1）上所处的位置的永久变形量为

；其中，

。

8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于：步骤五中，开启气候实验室温度调节之前，利用飞机蒙皮变形测量装置采集待测试区域（34）内第(m,n)个散斑（33）的中心与激光测距传感器（27）的激光发射端之间的初始距离

，具体过程如下：

步骤501、操作横向驱动电机（24）工作，横向驱动电机（24）工作带动横向滑块（21）沿横向丝杆（20）的长度方向移动，横向滑块（21）移动带动测量器移动，直至测量器的测量杆（32）移动至第n列散斑（33）在飞机蒙皮（1）上所处的位置，操作横向驱动电机（24）停止工作；

步骤502、操作竖向驱动电机（9）工作，竖向驱动电机（9）的输出轴转动带动第一丝杆导轨（2）的竖向滑块（6）和第二丝杆导轨（3）的竖向滑块（6）同步移动，第一丝杆导轨（2）的竖向滑块（6）和第二丝杆导轨（3）的竖向滑块（6）同步移动带动横向移动架移动，所述横向移动架移动带动测量杆（32）移动，直至测量杆（32）移动至第m行散斑（33）在飞机蒙皮（1）上所处的位置，此时，测量杆（32）的底面与第(m,n)个散斑（33）在飞机蒙皮（1）上所处的位置的外表面相贴合；

步骤503、利用激光测距传感器（27）测量激光测距传感器（27）的激光发射端与测量杆（32）的顶面之间的距离，得到气候实验室温度调节之前测量杆（32）位于第(m,n)个散斑（33）处时，激光测距传感器（27）的激光发射端与测量杆（32）的顶面之间的距离

，进而得到气候实验室温度调节之前第(m,n)个散斑（33）的中心与激光测距传感器（27）的激光发射端之间的初始距离

。

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