CN114413780A - 一种用于飞机测试的结构热应变测量方法 - Google Patents

一种用于飞机测试的结构热应变测量方法 Download PDF

Info

Publication number
CN114413780A
CN114413780A CN202210318252.3A CN202210318252A CN114413780A CN 114413780 A CN114413780 A CN 114413780A CN 202210318252 A CN202210318252 A CN 202210318252A CN 114413780 A CN114413780 A CN 114413780A
Authority
CN
China
Prior art keywords
strain
temperature
fbg
order
formula
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202210318252.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN114413780B (zh
Inventor
李闯勤
任战鹏
孟姝君
白泽瑞
吴相甫
杜文辉
李红贤
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AVIC Aircraft Strength Research Institute
Original Assignee
AVIC Aircraft Strength Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AVIC Aircraft Strength Research Institute filed Critical AVIC Aircraft Strength Research Institute
Priority to CN202210318252.3A priority Critical patent/CN114413780B/zh
Publication of CN114413780A publication Critical patent/CN114413780A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN114413780B publication Critical patent/CN114413780B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01B—MEASURING LENGTH, THICKNESS OR SIMILAR LINEAR DIMENSIONS; MEASURING ANGLES; MEASURING AREAS; MEASURING IRREGULARITIES OF SURFACES OR CONTOURS
    • G01B11/00—Measuring arrangements characterised by the use of optical techniques
    • G01B11/16—Measuring arrangements characterised by the use of optical techniques for measuring the deformation in a solid, e.g. optical strain gauge
    • G01B11/18—Measuring arrangements characterised by the use of optical techniques for measuring the deformation in a solid, e.g. optical strain gauge using photoelastic elements
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01B—MEASURING LENGTH, THICKNESS OR SIMILAR LINEAR DIMENSIONS; MEASURING ANGLES; MEASURING AREAS; MEASURING IRREGULARITIES OF SURFACES OR CONTOURS
    • G01B21/00—Measuring arrangements or details thereof, where the measuring technique is not covered by the other groups of this subclass, unspecified or not relevant
    • G01B21/02—Measuring arrangements or details thereof, where the measuring technique is not covered by the other groups of this subclass, unspecified or not relevant for measuring length, width, or thickness
    • G01B21/04—Measuring arrangements or details thereof, where the measuring technique is not covered by the other groups of this subclass, unspecified or not relevant for measuring length, width, or thickness by measuring coordinates of points
    • G01B21/042—Calibration or calibration artifacts
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01K—MEASURING TEMPERATURE; MEASURING QUANTITY OF HEAT; THERMALLY-SENSITIVE ELEMENTS NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01K11/00—Measuring temperature based upon physical or chemical changes not covered by groups G01K3/00, G01K5/00, G01K7/00 or G01K9/00
    • G01K11/32—Measuring temperature based upon physical or chemical changes not covered by groups G01K3/00, G01K5/00, G01K7/00 or G01K9/00 using changes in transmittance, scattering or luminescence in optical fibres
    • G01K11/3206—Measuring temperature based upon physical or chemical changes not covered by groups G01K3/00, G01K5/00, G01K7/00 or G01K9/00 using changes in transmittance, scattering or luminescence in optical fibres at discrete locations in the fibre, e.g. using Bragg scattering

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)
  • Length Measuring Devices By Optical Means (AREA)

Abstract

本发明提供了一种用于飞机测试的结构热应变测量方法，属于飞机测试技术领域。结构热应变测量方法包括以下步骤：S1、建立FBG温度测量模型；S2、建立FBG应变测量模型；S3、建立温度‑热应力作用下的FBG传感模型；S4、建立FBG应变温度解耦传感模型；S5、实现FBG应变灵敏系数在线标定；S6、进行热应变数据处理。本发明解决了常规应变传感模型不适用于飞机气候环境测试中结构热应变测量场景的问题，具有对结构热应变测量精度高的优点。

Description

一种用于飞机测试的结构热应变测量方法
技术领域
本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及一种用于飞机测试的结构热应变测量方法。
背景技术
用于飞机测试的飞机气候环境实验室是我国首个可模拟高温、低温、太阳辐照、温度/湿度、淋雨、降雪、冻雨、结冰等典型气候环境的超大型飞机气候环境模拟设施，用于满足飞机、导弹武器系统等装备的室内气候环境试验，填补了国内在飞机气候环境试验领域的空白。
在气候环境实验室开展飞机试验时，为了考核极端环境对飞机结构的影响，需要对飞机关键结构的环境响应进行测量，特别是获取极端温度下飞机关键结构部位的应变响应数据，以用于分析、评估飞机结构设计是否满足设计要求、是否存在设计缺陷。
对于飞机结构或部件的应变测量，通常采用应变电测法、激光散斑法、光纤光栅法。由于光纤光栅传感器具有体积小、抗电磁干扰强、响应时间短的优点，已成为工程结构设计、可靠性试验中测量结构应变的一种传感器技术。光纤光栅传感技术是利用光纤光栅对温度、应力的敏感特性来探测温度或应变的变化。在常规应变测量中，由于环境温度为常温，温差变化较小，或温度环境保持恒定时，通常可忽略温度对应变测量的影响，或根据测量要求在载荷施加前进行对数据采集仪执行清零，以避免温度对应变测量的影响。但是，对于极端环境下的飞机结构热应变测试，1）由于光纤光栅对温度和应变均比较敏感，当温度和应变变化会同时引起光纤光栅的波长产生变化，导致结构应变测量失真；2）当环境温度变化时，光纤光栅与结构之间的胶粘层弹性模量会发生变化，导致应变传递率降低，进而导致光纤光栅应变灵敏系数发生变化，影响测量结果。3）整机飞机气候中对关键结构的热应变测试规模大，要求FBG（光纤布拉格光栅传感器）的补偿方法必须简单高效且可靠。
因此，针对常规应变传感模型不适用于飞机气候环境测试中结构热应变测量场景的问题，本发明提出了一种用于飞机测试的结构热应变测量方法。
发明内容
本发明解决的技术问题是：常规应变传感模型不适用于飞机气候环境测试中结构热应变测量场景。
为解决上述问题，本发明的技术方案如下：
一种用于飞机测试的结构热应变测量方法，包括以下步骤：
S1、建立FBG温度测量模型；
S2、建立FBG应变测量模型；
S3、建立温度-热应力作用下的FBG传感模型；
S4、建立FBG应变温度解耦传感模型：
FBG应变温度解耦传感模型采用以下解耦补偿方法：采用与飞机结构同材料且不受约束的补偿试块，补偿试块上粘贴有
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE002
（
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE004
，表示FBG数量）个与飞机结构上的FBG同类型的FBG，并在补偿试块的FBG布置部位粘贴有
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE006
（
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE008
，表示传感器数量）个温度传感器，通过多个FBG相对波长变化量的平均值、以及温度传感器的平均值来保证实现热应变测量解耦过程的可靠性和精度，
当飞机结构温度相对于初始结构的温度变化量为
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE010
时，飞机结构上测量应变的FBG中心波长的相对变化量为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE012
（6）
式（6）中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE014
为飞机结构上FBG中心波长的相对变化量，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE016
为应变灵敏度系数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE018
为热应力产生的应变，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE020
为飞机结构材料的热膨胀系数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE022
为光纤热膨胀系数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE024
为温度灵敏系数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE026
为温度变化量，
当补偿试块上测点的平均温度达到初始结构的温度变化量
Figure 270352DEST_PATH_IMAGE010
时，由于补偿试块不受约束，其热应力为0，由热应力引起的应变同样为0，补偿试块上每个FBG中心波长的相对变化量为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE028
（7）
式（8）描述了
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE030
个FBG光纤波长相对变化量平均值：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE032
（8）
式（7）、式（8）中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE034
为补偿试块上FBG中心波长相对变化量的平均值，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE036
为补偿试块上第
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE038
个FBG中心波长相对变化量，
Figure 59929DEST_PATH_IMAGE016
为应变灵敏度系数，
Figure 839666DEST_PATH_IMAGE020
为飞机结构材料的热膨胀系数，
Figure 766033DEST_PATH_IMAGE022
为光纤热膨胀系数，
Figure 580406DEST_PATH_IMAGE024
为温度灵敏系数，
Figure 950338DEST_PATH_IMAGE026
为温度变化量，
由式（6）、（7）、（8）可建立如下用于飞机气候试验的FBG应变温度解耦传感模型：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE040
（9）
式（9）中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE042
为热应力产生的应变，
Figure 748530DEST_PATH_IMAGE016
为应变灵敏度系数，
Figure 947430DEST_PATH_IMAGE014
为飞机结构上FBG中心波长的相对变化量，
Figure 413047DEST_PATH_IMAGE036
为补偿试块上第
Figure 406410DEST_PATH_IMAGE038
个FBG中心波长相对变化量；
S5、实现FBG应变灵敏系数在线标定
应变灵敏系数通过等强度梁进行测定，在等强度梁的上下表面粘贴一定数量的FBG和温度传感器，等强度梁上标准应变的计算通过下式进行：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE044
（10）
式（10）中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE046
为要求的环境温度，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE048
为当温度是
Figure 239368DEST_PATH_IMAGE046
时等强度梁上产生的标准应变，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE050
为载荷，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE052
为等强度梁的弹性模量，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE054
为梁有效长度段斜率，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE056
为梁厚度，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE058
（11）
式（11）中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE060
为编号为
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE062
的FBG的加载
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE064
次平均应变值，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE066
为编号为
Figure 382905DEST_PATH_IMAGE062
的FBG的第
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE068
次加载前后的应变读数差值，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE069
为编号为
Figure 981989DEST_PATH_IMAGE062
的FBG的
Figure 411833DEST_PATH_IMAGE064
次加载前后的应变读数差值之和，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE071
（12）
式（12）中，
Figure 450196DEST_PATH_IMAGE046
为要求的环境温度，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE073
为当温度是
Figure 256478DEST_PATH_IMAGE046
时编号为
Figure 899949DEST_PATH_IMAGE062
的FBG应变灵敏系数，
Figure 782586DEST_PATH_IMAGE016
为应变灵敏度系数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE075
为当温度是
Figure 511507DEST_PATH_IMAGE046
时编号为
Figure 387059DEST_PATH_IMAGE062
的FBG的
Figure 885037DEST_PATH_IMAGE064
次加载平均应变值，
Figure 187842DEST_PATH_IMAGE048
为当温度是
Figure 138481DEST_PATH_IMAGE046
时等强度梁上产生的标准应变，
式（13）描述了
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE077
个FBG的平均应变灵敏系数：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE079
（13）
式（13）中，
Figure 568456DEST_PATH_IMAGE046
为要求的环境温度，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE081
为
Figure 452099DEST_PATH_IMAGE077
个FBG的平均应变灵敏系数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE083
为当温度是
Figure 191384DEST_PATH_IMAGE046
时编号为
Figure 629319DEST_PATH_IMAGE062
的FBG应变灵敏系数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE085
为
Figure 331827DEST_PATH_IMAGE077
个FBG的应变灵敏系数之和；
S6、进行热应变数据处理。
进一步地，步骤S1具体包括以下内容：
基于如下假设：无应力施加于光纤光栅，光纤光栅处于均匀温度场，忽略光纤光栅各个位置之间的温差效应，在波长变化范围内以及工作温度范围内，光纤光栅的热光系数恒定，建立如式（1）所示的光纤布拉格光栅温度传感模型：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE087
（1）
式（1）中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE089
为中心波长相对变化量，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE091
为光纤热膨胀系数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE093
为光纤光栅的热光系数，
Figure 132293DEST_PATH_IMAGE026
为温度变化量，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE095
为温度灵敏系数。
进一步地，步骤S2具体包括以下内容：
基于如下假设：光纤光栅完全粘接于飞机结构表面，光纤光栅处于恒定温度场，光纤光栅为理想的弹性体，遵循胡克定律且内部无横向应变，建立如式（2）所示的FBG波长相对变化量与应变的传感模型：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE097
（2）
式（2）中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE099
为中心波长相对变化量，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE101
为光纤的弹光系数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE103
为应力载荷引起的应变，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE105
为应变灵敏度系数。
进一步地，步骤S3具体包括以下内容：
飞机高低温试验与常温下的静力试验存在区别，对于飞机结构的热应力测试中，应力载荷引起的应变
Figure 118179DEST_PATH_IMAGE103
的产生来源包括：热应力产生的应变
Figure 43409DEST_PATH_IMAGE018
、材料线膨胀引起的应变
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE107
，由以下公式计算应力载荷引起的应变
Figure 815187DEST_PATH_IMAGE103
：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE109
（3）
材料线膨胀引起的应变
Figure 407843DEST_PATH_IMAGE107
由式（4）决定：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE111
（4）
式（4）中，
Figure 692194DEST_PATH_IMAGE020
为飞机结构材料的热膨胀系数，
Figure 901458DEST_PATH_IMAGE022
为光纤热膨胀系数，
Figure 929457DEST_PATH_IMAGE010
为温度变化量。
进一步地，步骤S3还包括以下内容：
基于如下假设：光纤光栅完全粘接于试验件结构表面，光纤光栅处于均匀温度场，光纤光栅为理想的弹性体且内部无横向应变，温度、应变对光纤光栅中心波长的影响相互独立并且符合线性规律，当光纤光栅仅受轴向应力而无横向应力并且温度发生变化时，可建立光纤光栅中心波长的相对变化量与温度、应变的传感模型：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE113
（5）
式（5）中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE115
为中心波长相对变化量，
Figure 642198DEST_PATH_IMAGE103
为应力载荷引起的应变，
Figure 379341DEST_PATH_IMAGE018
为热应力产生的应变，
Figure 279164DEST_PATH_IMAGE020
为飞机结构材料的热膨胀系数，
Figure 376433DEST_PATH_IMAGE022
为光纤热膨胀系数，
Figure 678101DEST_PATH_IMAGE016
为应变灵敏度系数，
Figure 835413DEST_PATH_IMAGE024
为温度灵敏系数。
更进一步地，步骤S5中，应变灵敏系数的标定过程为：
S5-1、判断等强度梁上布置的温度传感器所测得的温度是否均到达要求的环境温度
Figure 222532DEST_PATH_IMAGE046
，
S5-2、对光纤光栅解调仪进行参数设定，
Figure 139804DEST_PATH_IMAGE016
设置为1，
S5-3、对光纤光栅解调仪进行调零，
S5-4、通过砝码施加载荷，载荷为30N，读取每个FBG的应变，然后将载荷卸载到零，再读取指示应变，重复加、卸载
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE117
次后，取每个FBG的前后指示应变读数差值
Figure DEST_PATH_IMAGE119
，按照式（11）计算每个FBG的
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE120
次平均应变值
Figure DEST_PATH_IMAGE122
，其中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE123
，表示测量次数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE125
，表示FBG编号，
S5-5、根据FBG的平均应变值，按照式（12）计算每个FBG的灵敏系数，
S5-6、按照式（13）计算所有FBG的平均应变灵敏系数。
优选地，步骤S5的式（10）中，
Figure 637257DEST_PATH_IMAGE050
取值为30N，
Figure 434311DEST_PATH_IMAGE052
取值为2.06×1011，
Figure 839885DEST_PATH_IMAGE054
取值为0.0526，
Figure 13377DEST_PATH_IMAGE056
取值为3×10-3m。
优选地，步骤S5的式（12）中，
Figure DEST_PATH_IMAGE126
取值为1。
进一步优选地，步骤S6具体包括以下内容：
利用式（13）获得的应变灵敏系数以及式（9）对试验温度为
Figure DEST_PATH_IMAGE127
时FBG的测试数据进行处理，获得飞机结构在该温度下的热应变数据。
本发明的有益效果是：
（1）提出了一种用于飞机气候试验的FBG应变温度解耦传感模型，解决了温度与应变的交叉耦合问题，实现了对结构热应变的高精度测量；
（2）提出了一种极端温度下的FBG应变灵敏系数在线标定方法，解决了极端温度下应变测量中应变传递率改变导致FBG应变灵敏系数变化引起测量结果失真的问题；
（3）提出的用于飞机高低温试验结构热应变测量解耦方法，实现了对整机气候试验大规模结构热应变的可靠高效测量。
附图说明
图1是实施例的流程图。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明作进一步地详细描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。
在本发明实施例中使用的术语是仅仅出于描述特定实施例的目的，而非旨在限制本发明。在本发明实施例和所附权利要求书中所使用的单数形式的“一种”、“所述”和“该”也旨在包括多数形式，除非上下文清楚地表示其他含义，“多种”一般包含至少两种。
实施例
一种用于飞机测试的结构热应变测量方法，其特征在于，如图1所示，包括以下步骤：
S1、建立FBG温度测量模型
基于如下假设：无应力施加于光纤光栅，光纤光栅处于均匀温度场，忽略光纤光栅各个位置之间的温差效应，在波长变化范围内以及工作温度范围内，光纤光栅的热光系数恒定，建立如式（1）所示的光纤布拉格光栅温度传感模型：
Figure DEST_PATH_IMAGE128
（1）
式（1）中，
Figure 102687DEST_PATH_IMAGE089
为中心波长相对变化量，
Figure 70643DEST_PATH_IMAGE091
为光纤热膨胀系数，
Figure 963513DEST_PATH_IMAGE093
为光纤光栅的热光系数，
Figure 675117DEST_PATH_IMAGE026
为温度变化量，
Figure 540305DEST_PATH_IMAGE095
为温度灵敏系数；
S2、建立FBG应变测量模型
基于如下假设：光纤光栅完全粘接于飞机结构表面，光纤光栅处于恒定温度场，光纤光栅为理想的弹性体，遵循胡克定律且内部无横向应变，建立如式（2）所示的FBG波长相对变化量与应变的传感模型：
Figure DEST_PATH_IMAGE129
（2）
式（2）中，
Figure 210320DEST_PATH_IMAGE099
为中心波长相对变化量，
Figure 341219DEST_PATH_IMAGE101
为光纤的弹光系数，
Figure 590934DEST_PATH_IMAGE103
为应力载荷引起的应变，
Figure 576208DEST_PATH_IMAGE105
为应变灵敏度系数；
S3、建立温度-热应力作用下的FBG传感模型
飞机高低温试验与常温下的静力试验存在区别，对于飞机结构的热应力测试中，应力载荷引起的应变
Figure 417125DEST_PATH_IMAGE103
的产生来源包括：热应力产生的应变
Figure 487849DEST_PATH_IMAGE018
、材料线膨胀引起的应变
Figure 337993DEST_PATH_IMAGE107
，由以下公式计算应力载荷引起的应变
Figure 177773DEST_PATH_IMAGE103
：
Figure 940324DEST_PATH_IMAGE109
（3）
材料线膨胀引起的应变
Figure 232765DEST_PATH_IMAGE107
由式（4）决定：
Figure DEST_PATH_IMAGE130
（4）
式（4）中，
Figure 886600DEST_PATH_IMAGE020
为飞机结构材料的热膨胀系数，
Figure 580887DEST_PATH_IMAGE022
为光纤热膨胀系数，
Figure 763607DEST_PATH_IMAGE010
为温度变化量，
基于如下假设：光纤光栅完全粘接于试验件结构表面，光纤光栅处于均匀温度场，光纤光栅为理想的弹性体且内部无横向应变，温度、应变对光纤光栅中心波长的影响相互独立并且符合线性规律，当光纤光栅仅受轴向应力而无横向应力并且温度发生变化时，可建立光纤光栅中心波长的相对变化量与温度、应变的传感模型：
Figure DEST_PATH_IMAGE131
（5）
式（5）中，
Figure 353463DEST_PATH_IMAGE115
为中心波长相对变化量，
Figure 748673DEST_PATH_IMAGE018
为热应力产生的应变，
Figure 297466DEST_PATH_IMAGE020
为飞机结构材料的热膨胀系数，
Figure 182245DEST_PATH_IMAGE022
为光纤热膨胀系数，
Figure 449278DEST_PATH_IMAGE016
为应变灵敏度系数，
Figure 179337DEST_PATH_IMAGE024
为温度灵敏系数；
S4、建立FBG应变温度解耦传感模型：
FBG应变温度解耦传感模型采用以下解耦补偿方法：采用与飞机结构同材料且不受约束的补偿试块，补偿试块上粘贴有
Figure 582637DEST_PATH_IMAGE002
（
Figure 841580DEST_PATH_IMAGE004
，表示FBG数量）个与飞机结构上的FBG同类型的FBG，并在补偿试块的FBG布置部位粘贴有
Figure 143379DEST_PATH_IMAGE006
（
Figure 880391DEST_PATH_IMAGE008
，表示传感器数量）个温度传感器，通过多个FBG相对波长变化量的平均值、以及温度传感器的平均值来保证实现热应变测量解耦过程的可靠性和精度，
根据步骤S3可知当飞机结构温度相对于初始结构的温度变化量为
Figure 934935DEST_PATH_IMAGE010
时，飞机结构上测量应变的FBG中心波长的相对变化量为：
Figure DEST_PATH_IMAGE132
（6）
式（6）中，
Figure 364779DEST_PATH_IMAGE014
为飞机结构上FBG中心波长的相对变化量，
Figure 137563DEST_PATH_IMAGE016
为应变灵敏度系数，
Figure 678266DEST_PATH_IMAGE018
为热应力产生的应变，
Figure 852895DEST_PATH_IMAGE020
为飞机结构材料的热膨胀系数，
Figure 188061DEST_PATH_IMAGE022
为光纤热膨胀系数，
Figure 464453DEST_PATH_IMAGE024
为温度灵敏系数，
Figure 543267DEST_PATH_IMAGE026
为温度变化量，
当补偿试块上测点的平均温度相对于初始结构的温度变化量
Figure 572403DEST_PATH_IMAGE010
时，补偿试块上每个FBG中心波长的相对变化量为：
Figure DEST_PATH_IMAGE133
（7）
式（8）描述了
Figure 78471DEST_PATH_IMAGE030
个FBG光纤波长相对变化量平均值：
Figure DEST_PATH_IMAGE134
（8）
式（7）、式（8）中，
Figure 170055DEST_PATH_IMAGE034
为补偿试块上FBG中心波长相对变化量的平均值，
Figure 52560DEST_PATH_IMAGE036
为补偿试块上第
Figure 215164DEST_PATH_IMAGE038
个FBG中心波长相对变化量，
Figure 423291DEST_PATH_IMAGE016
为应变灵敏度系数，
Figure 126805DEST_PATH_IMAGE020
为飞机结构材料的热膨胀系数，
Figure 219526DEST_PATH_IMAGE022
为光纤热膨胀系数，
Figure 957675DEST_PATH_IMAGE024
为温度灵敏系数，
Figure 71124DEST_PATH_IMAGE026
为温度变化量，
由式（6）、（7）、（8）可建立如下用于飞机气候试验的FBG应变温度解耦传感模型：
Figure DEST_PATH_IMAGE135
（9）
式（9）中，
Figure 278246DEST_PATH_IMAGE042
为热应力产生的应变，
Figure 768133DEST_PATH_IMAGE016
为应变灵敏度系数，
Figure 360789DEST_PATH_IMAGE014
为飞机结构上FBG中心波长的相对变化量，
Figure 910719DEST_PATH_IMAGE036
为补偿试块上第
Figure 854404DEST_PATH_IMAGE038
个FBG中心波长相对变化量；
S5、实现FBG应变灵敏系数在线标定
应变灵敏系数通过等强度梁进行测定，在等强度梁的上下表面粘贴一定数量的FBG和温度传感器，等强度梁上标准应变计算通过下式进行：
Figure DEST_PATH_IMAGE136
（10）
式（10）中，
Figure 122484DEST_PATH_IMAGE046
为要求的环境温度，
Figure 569646DEST_PATH_IMAGE048
为当温度是
Figure 290478DEST_PATH_IMAGE046
时等强度梁上产生的标准应变，
Figure 206612DEST_PATH_IMAGE050
为载荷，取值为30N，
Figure 38302DEST_PATH_IMAGE052
为等强度梁的弹性模量，取值为2.06×1011，
Figure 339970DEST_PATH_IMAGE054
为梁有效长度段斜率，取值为0.0526，
Figure 231703DEST_PATH_IMAGE056
为梁厚度，取值为3×10-3m，
Figure DEST_PATH_IMAGE137
（11）
式（11）中，
Figure 149980DEST_PATH_IMAGE060
为编号为
Figure 519782DEST_PATH_IMAGE062
的FBG的加载
Figure 941536DEST_PATH_IMAGE064
次平均应变值，
Figure 754902DEST_PATH_IMAGE066
为编号为
Figure 629317DEST_PATH_IMAGE062
的FBG的第
Figure 68389DEST_PATH_IMAGE068
次加载前后的应变读数差值，
Figure DEST_PATH_IMAGE138
为编号为
Figure 610229DEST_PATH_IMAGE062
的FBG的
Figure 843764DEST_PATH_IMAGE064
次加载前后的应变读数差值之和，
Figure 205475DEST_PATH_IMAGE071
（12）
式（12）中，
Figure 933391DEST_PATH_IMAGE046
为要求的环境温度，
Figure 329737DEST_PATH_IMAGE073
为当温度是
Figure 468594DEST_PATH_IMAGE046
时编号为
Figure 583181DEST_PATH_IMAGE062
的FBG应变灵敏系数，
Figure 98476DEST_PATH_IMAGE016
为应变灵敏度系数，取值为1，
Figure 349329DEST_PATH_IMAGE075
为当温度是
Figure 924667DEST_PATH_IMAGE046
时编号为
Figure 71090DEST_PATH_IMAGE062
的FBG的
Figure 390075DEST_PATH_IMAGE064
次加载平均应变值，
Figure 495435DEST_PATH_IMAGE048
为当温度是
Figure 241674DEST_PATH_IMAGE046
时等强度梁上产生的标准应变，
Figure 799694DEST_PATH_IMAGE079
（13）
式（13）中，
Figure 673103DEST_PATH_IMAGE046
为要求的环境温度，
Figure 632969DEST_PATH_IMAGE081
为
Figure 550110DEST_PATH_IMAGE077
个FBG的平均应变灵敏系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE139
为
Figure 126584DEST_PATH_IMAGE077
个FBG的应变灵敏系数之和，
应变灵敏系数的标定过程为：
S5-1、判断等强度梁上布置的温度传感器所测得的温度是否均到达要求的环境温度
Figure 787373DEST_PATH_IMAGE046
，
S5-2、对光纤光栅解调仪进行参数设定，
Figure 601745DEST_PATH_IMAGE016
设置为1，
S5-3、对光纤光栅解调仪进行调零，
S5-4、通过砝码施加载荷，载荷为30N，读取每个FBG的应变，然后将载荷卸载到零，再读取指示应变，重复加、卸载
Figure 955366DEST_PATH_IMAGE117
次后，取每个FBG的前后指示应变读数差值
Figure 238711DEST_PATH_IMAGE119
，按照式（11）计算每个FBG的
Figure 437611DEST_PATH_IMAGE120
次平均应变值
Figure 637648DEST_PATH_IMAGE122
，其中，
Figure 896591DEST_PATH_IMAGE123
，表示测量次数，
Figure 650921DEST_PATH_IMAGE125
，表示FBG编号，
S5-5、根据FBG的平均应变值，按照式（12）计算每个FBG的灵敏系数，
S5-6、按照式（13）计算所有FBG的平均应变灵敏系数；
S6、进行热应变数据处理
利用式（13）获得的应变灵敏系数以及式（9）对试验温度为
Figure 184670DEST_PATH_IMAGE046
时FBG的测试数据进行处理，获得飞机结构在该温度下的热应变数据。

Claims (9)

1.一种用于飞机测试的结构热应变测量方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、建立FBG温度测量模型；
S2、建立FBG应变测量模型；
S3、建立温度-热应力作用下的FBG传感模型；
S4、建立FBG应变温度解耦传感模型：
FBG应变温度解耦传感模型采用以下解耦补偿方法：采用与飞机结构同材料且不受约束的补偿试块，补偿试块上粘贴有
Figure DEST_PATH_IMAGE002
（
Figure DEST_PATH_IMAGE004
，表示FBG数量）个与飞机结构上的FBG同类型的FBG，并在补偿试块的FBG布置部位粘贴有
Figure DEST_PATH_IMAGE006
（
Figure DEST_PATH_IMAGE008
，表示传感器数量）个温度传感器，通过多个FBG相对波长变化量的平均值、以及温度传感器的平均值来保证实现热应变测量解耦过程的可靠性和精度，
当飞机结构温度相对于初始结构的温度变化量为
Figure DEST_PATH_IMAGE010
时，飞机结构上测量应变的FBG中心波长的相对变化量为：
Figure DEST_PATH_IMAGE012
（6）
式（6）中，
Figure DEST_PATH_IMAGE014
为飞机结构上FBG中心波长的相对变化量，
Figure DEST_PATH_IMAGE016
为应变灵敏度系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE018
为热应力产生的应变，
Figure DEST_PATH_IMAGE020
为飞机结构材料的热膨胀系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE022
为光纤热膨胀系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE024
为温度灵敏系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE026
为温度变化量，
当补偿试块上测点的平均温度达到初始结构的温度变化量
Figure 906338DEST_PATH_IMAGE010
时，由于补偿试块不受约束，其热应力为0，由热应力引起的应变同样为0，补偿试块上每个FBG中心波长的相对变化量为：
Figure DEST_PATH_IMAGE028
（7）
式（8）描述了
Figure DEST_PATH_IMAGE030
个FBG光纤波长相对变化量平均值：
Figure DEST_PATH_IMAGE032
（8）
式（7）、式（8）中，
Figure DEST_PATH_IMAGE034
为补偿试块上FBG中心波长相对变化量的平均值，
Figure DEST_PATH_IMAGE036
为补偿试块上第
Figure DEST_PATH_IMAGE038
个FBG中心波长相对变化量，
Figure 682533DEST_PATH_IMAGE016
为应变灵敏度系数，
Figure 727849DEST_PATH_IMAGE020
为飞机结构材料的热膨胀系数，
Figure 14736DEST_PATH_IMAGE022
为光纤热膨胀系数，
Figure 94688DEST_PATH_IMAGE024
为温度灵敏系数，
Figure 182730DEST_PATH_IMAGE026
为温度变化量，
由式（6）、（7）、（8）可建立如下用于飞机气候试验的FBG应变温度解耦传感模型：
Figure DEST_PATH_IMAGE040
（9）
式（9）中，
Figure DEST_PATH_IMAGE042
为热应力产生的应变，
Figure 121867DEST_PATH_IMAGE016
为应变灵敏度系数，
Figure 586346DEST_PATH_IMAGE014
为飞机结构上FBG中心波长的相对变化量，
Figure 520804DEST_PATH_IMAGE036
为补偿试块上第
Figure 904381DEST_PATH_IMAGE038
个FBG中心波长相对变化量；
S5、实现FBG应变灵敏系数在线标定
应变灵敏系数通过等强度梁进行测定，在等强度梁的上下表面粘贴一定数量的FBG和温度传感器，等强度梁上标准应变的计算通过下式进行：
Figure DEST_PATH_IMAGE044
（10）
式（10）中，
Figure DEST_PATH_IMAGE046
为要求的环境温度，
Figure DEST_PATH_IMAGE048
为当温度是
Figure 596393DEST_PATH_IMAGE046
时等强度梁上产生的标准应变，
Figure DEST_PATH_IMAGE050
为载荷，
Figure DEST_PATH_IMAGE052
为等强度梁的弹性模量，
Figure DEST_PATH_IMAGE054
为梁有效长度段斜率，
Figure DEST_PATH_IMAGE056
为梁厚度，
Figure DEST_PATH_IMAGE058
（11）
式（11）中，
Figure DEST_PATH_IMAGE060
为编号为
Figure DEST_PATH_IMAGE062
的FBG的加载
Figure DEST_PATH_IMAGE064
次平均应变值，
Figure DEST_PATH_IMAGE066
为编号为
Figure 216294DEST_PATH_IMAGE062
的FBG的第
Figure DEST_PATH_IMAGE068
次加载前后的应变读数差值，
Figure DEST_PATH_IMAGE069
为编号为
Figure 661051DEST_PATH_IMAGE062
的FBG的
Figure 90895DEST_PATH_IMAGE064
次加载前后的应变读数差值之和，
Figure DEST_PATH_IMAGE071
（12）
式（12）中，
Figure 863679DEST_PATH_IMAGE046
为要求的环境温度，
Figure DEST_PATH_IMAGE073
为当温度是
Figure 545327DEST_PATH_IMAGE046
时编号为
Figure 454377DEST_PATH_IMAGE062
的FBG应变灵敏系数，
Figure 55123DEST_PATH_IMAGE016
为应变灵敏度系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE075
为当温度是
Figure 941302DEST_PATH_IMAGE046
时编号为
Figure 285695DEST_PATH_IMAGE062
的FBG的
Figure 49252DEST_PATH_IMAGE064
次加载平均应变值，
Figure 820899DEST_PATH_IMAGE048
为当温度是
Figure 37117DEST_PATH_IMAGE046
时等强度梁上产生的标准应变，
式（13）描述了
Figure DEST_PATH_IMAGE077
个FBG的平均应变灵敏系数：
Figure DEST_PATH_IMAGE079
（13）
式（13）中，
Figure 591726DEST_PATH_IMAGE046
为要求的环境温度，
Figure DEST_PATH_IMAGE081
为
Figure 600002DEST_PATH_IMAGE077
个FBG的平均应变灵敏系数，
Figure 808129DEST_PATH_IMAGE073
为当温度是
Figure 511643DEST_PATH_IMAGE046
时编号为
Figure 197839DEST_PATH_IMAGE062
的FBG应变灵敏系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE083
为
Figure 811355DEST_PATH_IMAGE077
个FBG的应变灵敏系数之和；
S6、进行热应变数据处理。
2.如权利要求1所述的一种用于飞机测试的结构热应变测量方法，其特征在于，所述步骤S1具体包括以下内容：
基于如下假设：无应力施加于光纤光栅，光纤光栅处于均匀温度场，忽略光纤光栅各个位置之间的温差效应，在波长变化范围内以及工作温度范围内，光纤光栅的热光系数恒定，建立如式（1）所示的光纤布拉格光栅温度传感模型：
Figure DEST_PATH_IMAGE085
（1）
式（1）中，
Figure DEST_PATH_IMAGE087
为中心波长相对变化量，
Figure DEST_PATH_IMAGE089
为光纤热膨胀系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE091
为光纤光栅的热光系数，
Figure 875869DEST_PATH_IMAGE026
为温度变化量，
Figure DEST_PATH_IMAGE093
为温度灵敏系数。
3.如权利要求2所述的一种用于飞机测试的结构热应变测量方法，其特征在于，所述步骤S2具体包括以下内容：
基于如下假设：光纤光栅完全粘接于飞机结构表面，光纤光栅处于恒定温度场，光纤光栅为理想的弹性体，遵循胡克定律且内部无横向应变，建立如式（2）所示的FBG波长相对变化量与应变的传感模型：
Figure DEST_PATH_IMAGE095
（2）
式（2）中，
Figure DEST_PATH_IMAGE097
为中心波长相对变化量，
Figure DEST_PATH_IMAGE099
为光纤的弹光系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE101
为应力载荷引起的应变，
Figure DEST_PATH_IMAGE103
为应变灵敏度系数。
4.如权利要求3所述的一种用于飞机测试的结构热应变测量方法，其特征在于，所述步骤S3具体包括以下内容：
飞机高低温试验与常温下的静力试验存在区别，对于飞机结构的热应力测试中，应力载荷引起的应变
Figure 269941DEST_PATH_IMAGE101
的产生来源包括：热应力产生的应变
Figure 884462DEST_PATH_IMAGE018
、材料线膨胀引起的应变
Figure DEST_PATH_IMAGE105
，由以下公式计算应力载荷引起的应变
Figure 477118DEST_PATH_IMAGE101
：
Figure DEST_PATH_IMAGE107
（3）
材料线膨胀引起的应变
Figure 167993DEST_PATH_IMAGE105
由式（4）决定：
Figure DEST_PATH_IMAGE109
（4）
式（4）中，
Figure 846099DEST_PATH_IMAGE020
为飞机结构材料的热膨胀系数，
Figure 139677DEST_PATH_IMAGE022
为光纤热膨胀系数，
Figure 586839DEST_PATH_IMAGE010
为温度变化量。
5.如权利要求4所述的一种用于飞机测试的结构热应变测量方法，其特征在于，所述步骤S3还包括以下内容：
基于如下假设：光纤光栅完全粘接于试验件结构表面，光纤光栅处于均匀温度场，光纤光栅为理想的弹性体且内部无横向应变，温度、应变对光纤光栅中心波长的影响相互独立并且符合线性规律，当光纤光栅仅受轴向应力而无横向应力并且温度发生变化时，可建立光纤光栅中心波长的相对变化量与温度、应变的传感模型：
Figure DEST_PATH_IMAGE111
（5）
式（5）中，
Figure DEST_PATH_IMAGE113
为中心波长相对变化量，
Figure 199348DEST_PATH_IMAGE101
为应力载荷引起的应变，
Figure 364750DEST_PATH_IMAGE018
为热应力产生的应变，
Figure 930861DEST_PATH_IMAGE020
为飞机结构材料的热膨胀系数，
Figure 373475DEST_PATH_IMAGE022
为光纤热膨胀系数，
Figure 265207DEST_PATH_IMAGE016
为应变灵敏度系数，
Figure 917906DEST_PATH_IMAGE024
为温度灵敏系数。
6.如权利要求1所述的一种用于飞机测试的结构热应变测量方法，其特征在于，所述步骤S5中，应变灵敏系数的标定过程为：
S5-1、判断等强度梁上布置的温度传感器所测得的温度是否均到达要求的环境温度
Figure 677920DEST_PATH_IMAGE046
，
S5-2、对光纤光栅解调仪进行参数设定，
Figure 834095DEST_PATH_IMAGE016
设置为1，
S5-3、对光纤光栅解调仪进行调零，
S5-4、通过砝码施加载荷，载荷为30N，读取每个FBG的应变，然后将载荷卸载到零，再读取指示应变，重复加、卸载
Figure DEST_PATH_IMAGE115
次后，取每个FBG的前后指示应变读数差值
Figure DEST_PATH_IMAGE117
，按照式（11）计算每个FBG的
Figure DEST_PATH_IMAGE118
次平均应变值
Figure DEST_PATH_IMAGE120
，其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE121
，表示测量次数，
Figure DEST_PATH_IMAGE123
，表示FBG编号，
S5-5、根据FBG的平均应变值，按照式（12）计算每个FBG的灵敏系数，
S5-6、按照式（13）计算所有FBG的平均应变灵敏系数。
7.如权利要求1所述的一种用于飞机测试的结构热应变测量方法，其特征在于，所述步骤S5的式（10）中，
Figure 99991DEST_PATH_IMAGE050
取值为30N，
Figure 603435DEST_PATH_IMAGE052
取值为2.06×1011，
Figure 42506DEST_PATH_IMAGE054
取值为0.0526，
Figure 318767DEST_PATH_IMAGE056
取值为3×10-3m。
8.如权利要求1所述的一种用于飞机测试的结构热应变测量方法，其特征在于，所述步骤S5的式（12）中，
Figure DEST_PATH_IMAGE124
取值为1。
9.如权利要求1所述的一种用于飞机测试的结构热应变测量方法，其特征在于，所述步骤S6具体包括以下内容：
利用式（13）获得的应变灵敏系数以及式（9）对试验温度为
Figure DEST_PATH_IMAGE125
时FBG的测试数据进行处理，获得飞机结构在该温度下的热应变数据。
CN202210318252.3A 2022-03-29 2022-03-29 一种用于飞机测试的结构热应变测量方法 Active CN114413780B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210318252.3A CN114413780B (zh) 2022-03-29 2022-03-29 一种用于飞机测试的结构热应变测量方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210318252.3A CN114413780B (zh) 2022-03-29 2022-03-29 一种用于飞机测试的结构热应变测量方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN114413780A true CN114413780A (zh) 2022-04-29
CN114413780B CN114413780B (zh) 2022-06-24

Family

ID=81264050

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202210318252.3A Active CN114413780B (zh) 2022-03-29 2022-03-29 一种用于飞机测试的结构热应变测量方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN114413780B (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116358435A (zh) * 2023-03-20 2023-06-30 湖南大学 一种惯性器件用热固性胶粘剂固化应变实时测量与分析方法
CN117685898A (zh) * 2024-02-02 2024-03-12 北京理工大学 复合材料固化成型原位检测的数据处理方法及装置

Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0390117A2 (en) * 1989-03-30 1990-10-03 Hitachi Metals, Ltd. Method of estimating thermal stress of heat-resistant member
US5205750A (en) * 1991-12-06 1993-04-27 International Business Machines Corporation Temperature compensating strain relief connection for flexible electrical circuits
CN102089618A (zh) * 2008-07-22 2011-06-08 香港理工大学 温度补偿光纤应变仪
CN102789524A (zh) * 2012-07-06 2012-11-21 中冶南方(武汉)威仕工业炉有限公司 一种马弗抗高温截面变形能力的计算和预测方法
CN103575331A (zh) * 2013-10-16 2014-02-12 哈尔滨工业大学 一种高温结构温度和应变的同时测试方法及标定装置
CN104809291A (zh) * 2015-04-27 2015-07-29 江苏金通灵流体机械科技股份有限公司 一种基于ansys的双相不锈钢与异种钢焊接变形预测方法
CN105783751A (zh) * 2014-12-17 2016-07-20 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种多场耦合状态下支点矢量变形测试方法
CN106053222A (zh) * 2016-06-07 2016-10-26 大连理工大学 一种铝硅合金ADC12材料Johnson‑Cook本构模型的拟合方法
CN106198611A (zh) * 2016-06-24 2016-12-07 南京航空航天大学 基于光纤应变转换矩阵的复合材料板热膨胀系数计算方法
CN106813592A (zh) * 2017-03-24 2017-06-09 同济大学 一种利用光纤光栅在超低温下测量材料应变的方法
CN107367523A (zh) * 2017-08-28 2017-11-21 武汉理工大学 一种实时监测热固性复合材料有效化学收缩率的方法
CN107917674A (zh) * 2017-12-25 2018-04-17 北京信息科技大学 用于高温应变测量的fp与ⅱ型fbg复合传感器

Patent Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0390117A2 (en) * 1989-03-30 1990-10-03 Hitachi Metals, Ltd. Method of estimating thermal stress of heat-resistant member
US5205750A (en) * 1991-12-06 1993-04-27 International Business Machines Corporation Temperature compensating strain relief connection for flexible electrical circuits
CN102089618A (zh) * 2008-07-22 2011-06-08 香港理工大学 温度补偿光纤应变仪
CN102789524A (zh) * 2012-07-06 2012-11-21 中冶南方(武汉)威仕工业炉有限公司 一种马弗抗高温截面变形能力的计算和预测方法
CN103575331A (zh) * 2013-10-16 2014-02-12 哈尔滨工业大学 一种高温结构温度和应变的同时测试方法及标定装置
CN105783751A (zh) * 2014-12-17 2016-07-20 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种多场耦合状态下支点矢量变形测试方法
CN104809291A (zh) * 2015-04-27 2015-07-29 江苏金通灵流体机械科技股份有限公司 一种基于ansys的双相不锈钢与异种钢焊接变形预测方法
CN106053222A (zh) * 2016-06-07 2016-10-26 大连理工大学 一种铝硅合金ADC12材料Johnson‑Cook本构模型的拟合方法
CN106198611A (zh) * 2016-06-24 2016-12-07 南京航空航天大学 基于光纤应变转换矩阵的复合材料板热膨胀系数计算方法
CN106813592A (zh) * 2017-03-24 2017-06-09 同济大学 一种利用光纤光栅在超低温下测量材料应变的方法
CN107367523A (zh) * 2017-08-28 2017-11-21 武汉理工大学 一种实时监测热固性复合材料有效化学收缩率的方法
CN107917674A (zh) * 2017-12-25 2018-04-17 北京信息科技大学 用于高温应变测量的fp与ⅱ型fbg复合传感器

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
刘红耘: "热试验中温环境应变测量技术研究", 《自动化应用》 *

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116358435A (zh) * 2023-03-20 2023-06-30 湖南大学 一种惯性器件用热固性胶粘剂固化应变实时测量与分析方法
CN116358435B (zh) * 2023-03-20 2024-01-02 湖南大学 一种惯性器件用热固性胶粘剂固化应变实时测量与分析方法
CN117685898A (zh) * 2024-02-02 2024-03-12 北京理工大学 复合材料固化成型原位检测的数据处理方法及装置
CN117685898B (zh) * 2024-02-02 2024-04-12 北京理工大学 复合材料固化成型原位检测的数据处理方法及装置

Also Published As

Publication number Publication date
CN114413780B (zh) 2022-06-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN114413780B (zh) 一种用于飞机测试的结构热应变测量方法
JP6728500B2 (ja) 力／トルクセンサの温度補償
CN108519175B (zh) 基于布拉格光纤光栅的可变量程的土体压力测量方法
CN114674520B (zh) 用于测力风洞试验应变天平的灵敏度温度效应修正方法
Montero et al. Uncertainties associated with strain-measuring systems using resistance strain gauges
CN105115438A (zh) 一种光纤传感系统温度补偿方法
CN111735714B (zh) 一种基于光纤的高温全应力-应变曲线测试方法及装置
Takeda et al. Simultaneous measurement of strain and temperature using a tilted fiber Bragg grating
CN113970298A (zh) 一种基于fbg的大型航天柔性结构的整体变形检测方法
CN109737999B (zh) 在热力耦合环境下获取结构中的复材筋温度和应变的方法
Baoxi et al. Humidity influence on embedded fiber Bragg grating strain sensors
Mitra et al. Development and Validation of Experimental Setup for Flexural Formula of Cantilever Beam Using NI-LabVIEW
RU2307997C1 (ru) Косвенный способ настройки тензорезисторных датчиков с мостовой измерительной цепью по мультипликативной температурной погрешности
Brüge Influence of humidity on torque transducers–Estimation methods for calibration laboratories
CN105115440B (zh) 一种基于光纤光栅传感器的局部位移测量方法
CN110162860B (zh) 一种星用光纤光栅应变传感器在轨超长寿命预测方法
CN114526851B (zh) 一种飞机用金属-复合材料混合结构的热应力的测量方法
TWI684764B (zh) 可消除溫度效應之混凝土梁應變量測方法
US3460378A (en) Strain gauge measuring techniques
Qin et al. Development of a high-sensitivity and adjustable FBG strain sensor for structural monitoring
Kleckers Fibre Bragg sensors compared with electrical strain gauges for use in force measurement-Prospects and potentials
Peres et al. FBG Optical Load Cell Immune to Temperature Variation for Overhead Transmission Lines Ampacity Monitoring
RU2267756C1 (ru) Способ компенсации аддитивной температурной погрешности тензорезисторных датчиков относительного давления с герметичной внутренней полостью и мостовой измерительной цепью
Hufnagel Strain Measurement
CN116429001A (zh) 一种宽温度范围内光纤光栅应变灵敏度的测量装置和方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant