CN114506472A - 一种结构应力关键点处应力的评估方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种结构应力关键点处应力的评估方法，包括以下步骤：飞机处于地面状态时，在结构应力关键点处粘贴应变片和在结构变形拟合点处放置位移传感器；施加载荷后通过应变片记录结构应力关键点处应力，同时记录结构变形拟合点处的位移；根据测得的数据建立这种结构变形拟合点处位移和结构应力关键点处应力的关系曲线；对交付使用的飞机，机翼受载时仅需要测量结构变形拟合点处的位移量，然后根据多个结构变形拟合点的位移量拟合出机翼的变形情况，将该变形情况与对应的关系曲线相结合，就能评估出结构应力关键点处的应力大小。本发明传感器测量点可远少于原方案中应变片粘贴数量，结构形式简单，可为飞机的使用维护提供依据。

Description

一种结构应力关键点处应力的评估方法
技术领域
本发明属于结构设计及强度试验技术领域，具体涉及一种结构应力关键点处应力的评估方法。
背景技术
对飞机结构的寿命进行评估需要知道飞机使用过程中的受载情况，一般对飞机结构成百上千的关键部位受载情况进行跟踪是通过在相应点处粘贴应变片进行测量记录的，通过应变片测量应力的优点是可以精确测量某个点处的结构应力，但粘贴应变片使用的胶在经过一定年限后会失效，一般远低于飞机结构的使用寿命，失效后需重新粘贴应变片，工作量较大，同时有些部位的应变片是在飞机组装过程中粘贴的，飞机交付后无法再对这些部位进行应变片的更换，固在需要针对机体全寿命进行结构受载监控的情况下，粘贴应变片的方法就显得不太实用。
发明内容
针对上述问题，本发明的目的在于，提供一种通过位移量评估结构应力的方法，该方法通过传感器测量结构变形来评估机体结构的受载情况，传感器测量点可远少于原方案中应变片粘贴数量。
一种结构应力关键点处应力的评估方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1.在飞机机翼结构关键部位按需选定结构应力关键点，同时在机翼上设置结构变形拟合点；
S2.飞机处于地面状态时，在结构应力关键点处粘贴应变片和在结构变形拟合点处放置位移传感器；施加载荷后通过应变片记录结构应力关键点处应力，同时记录结构变形拟合点处的位移；在弹性阶段，测得的结构应力关键点处应力和结构变形拟合点处拟合出来的机翼变形有特定的对应关系，根据测得的数据建立这种结构变形拟合点处位移和结构应力关键点处应力的关系曲线；
S3.对交付使用的飞机，机翼受载时仅需要测量结构变形拟合点处的位移量（变形量），然后根据多个结构变形拟合点的位移量（变形量）拟合出机翼的变形情况，将该变形情况与步骤S2中所对应的关系曲线相结合，就能评估出结构应力关键点处的应力大小。
进一步的，结构应力关键点处粘贴的应变片仅在地面状态用于精确记录结构载荷；在实际交付的飞机上不再需要粘贴应变片，结构应力关键点处的应力通过结构变形拟合点的位移量来评估。
进一步的，结构应力关键点的数量由结构关键部位数量确定，数量可远远多于结构变形拟合点的数量。
进一步的，结构变形拟合点用于通过算法拟合出结构变形情况，数量远少于结构应力关键点，在地面状态和交付使用的飞机上都需要在该点处安置传感器。结构变形拟合点的数量需满足能通过算法拟合出结构变形情况，数量由精度决定，当需要较高精度时，可布置较多结构变形拟合点。
进一步的，地面状态时需确定结构应力关键点应力和结构变形的对应关系。
本发明通过传感器测量结构变形来评估机体结构的受载情况，传感器测量点可远少于原方案中应变片粘贴数量，结构形式简单，可为飞机的使用维护提供依据。
附图说明
下面结合附图对本发明做进一步详细说明。
图1为地面状态结构应力关键点和拟合点的位置示意图；
图2为使用阶段拟合点的位置示意图；
图中所示：1-结构变形拟合点、2-结构应力关键点、3-机翼。
具体实施方式
下面由特定的具体实施例说明本发明的实施方式，熟悉此技术的人士可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点及功效。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他实施例，都属于本发明保护的范围。
须知，本说明书附图所绘的结构、比例、大小等，均仅用以配合说明书所揭示的内容，以供熟悉此技术的人士了解与阅读，并非用以限定本发明可实施的限定条件，故不具技术上的实质意义，任何结构的修饰、比例关系的改变或大小的调整，在不影响本发明所能产生的功效及所能达成的目的下，均应仍落在本发明所揭示的技术内容能涵盖的范围内。同时，本说明书中所引用的如“上”、“下”、“左”、“右”、“中间”等的用语，亦仅为便于叙述明了，而非用以限定本发明可实施的范围，其相对关系的改变或调整，在无实质变更技术内容下，当亦视为本发明可实施的范畴。
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
如图1或2所示本发明所述一种结构应力关键点处应力的评估方法，包括以下步骤：
S1.在飞机机翼3结构关键部位按需选定结构应力关键点2，同时在机翼上设置结构变形拟合点1。
结构应力关键点2的位置和结构变形拟合点1的位置没有对应关系。结构应力关键点2的数量由结构关键部位数量确定，数量可远远多于结构变形拟合点1的数量。
结构变形拟合点1用于通过算法拟合出结构变形情况，数量远少于结构应力关键点2，在地面状态和交付使用的飞机上都需要在该点处安置传感器。结构变形拟合点1的数量需满足能通过算法拟合出结构变形情况，数量由精度决定，当需要较高精度时，可布置较多结构变形拟合点1。
S2.飞机处于地面状态时，在结构应力关键点2处粘贴应变片和在结构变形拟合点1处放置位移传感器，位移传感器选用激光位移传感器；施加载荷后通过应变片记录结构应力关键点2处应力，同时记录结构变形拟合点1处的位移（变形量）；在弹性阶段，测得的结构应力关键点2处应力和结构变形拟合点1处拟合出来的机翼变形有特定的对应关系，根据测得的数据建立这种结构变形拟合点1处位移和结构应力关键点1处应力的关系曲。结构应力关键点2处粘贴的应变片仅在地面状态用于精确记录结构载荷；在实际交付的飞机上不再需要粘贴应变片，此时结构应力关键点2处的应力通过结构变形拟合点1的位移量来评估。地面状态时需确定结构应力关键点应力和结构变形的对应关系。
S3.对交付使用的飞机，机翼受载时仅需要测量结构变形拟合点1处的位移量（变形量），然后根据多个结构变形拟合点1的位移量（变形量）拟合出机翼的变形情况，将该变形情况与步骤S2中所对应的关系曲线相结合，就能评估出结构应力关键点处的应力大小。
飞行过程中，机翼受气动载荷后变形，然后根据地面状态确定的变形和应力的关系曲线，可评估结构应力关键点2处的应力。通过多个变形拟合点1确定结构的应力情况，这种对应关系不是高度精确的，是一种结构应力的评估方法，存在一定的误差。
需要说明的是，术语“包括”、“包含”或者任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包含一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。
本发明的保护范围不限于具体实施方式所公开的技术方案，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同替换、改进等，均落入本发明的保护范围。

Claims (5)

1.一种结构应力关键点处应力的评估方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1.在飞机机翼结构关键部位按需选定结构应力关键点，同时在机翼上设置结构变形拟合点；
S2.飞机处于地面状态时，在结构应力关键点处粘贴应变片和在结构变形拟合点处放置位移传感器；施加载荷后通过应变片记录结构应力关键点处应力，同时记录结构变形拟合点处的位移；根据测得的数据建立这种结构变形拟合点处位移和结构应力关键点处应力的关系曲线；
S3.对交付使用的飞机，机翼受载时仅需要测量结构变形拟合点处的位移量，然后根据多个结构变形拟合点的位移量拟合出机翼的变形情况，将该变形情况与步骤S2中所对应的关系曲线相结合，就能评估出结构应力关键点处的应力大小。
2.根据权利要求1所述结构应力关键点处应力的评估方法，其特征在于：结构应力关键点处粘贴的应变片仅在地面状态用于精确记录结构载荷，在实际交付的飞机上不再需要应变片，结构应力关键点处的应力通过结构变形拟合点的位移量来评估。
3.根据权利要求1所述结构应力关键点处应力的评估方法，其特征在于：结构应力关键点的数量由结构关键部位数量确定。
4.根据权利要求1所述结构应力关键点处应力的评估方法，其特征在于：结构变形拟合点用于通过算法拟合出结构变形情况，数量少于结构应力关键点。
5.根据权利要求1所述结构应力关键点处应力的评估方法，其特征在于：地面状态确定结构应力关键点应力和结构变形的对应关系。
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Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103018054A (zh) * 2012-12-07 2013-04-03 清华大学 一种汽车车桥桥壳静刚度和静强度测试系统
US20150019177A1 (en) * 2012-04-04 2015-01-15 China Aviation Planning And Construction Development Co., Ltd. Method of Determining Prestressing Force of Cable Dome Based on Whole Process Analysis of Cable Dome Tensioning and Bearing
CN105403344A (zh) * 2015-12-16 2016-03-16 浙江大学 管道实时应力的获取方法
KR101668788B1 (ko) * 2016-03-15 2016-10-25 연세대학교 산학협력단 강체링크를 고려한 구조물 안전성 평가방법 및 그 평가 시스템
CN107324214A (zh) * 2017-06-29 2017-11-07 天津大学 海洋平台起重机智能状态监测方法
CN107478370A (zh) * 2017-08-23 2017-12-15 铜陵市力凡自动化设备有限责任公司 一种整体巷道位移、应变应力的监测装置及方法
CN108263639A (zh) * 2018-01-28 2018-07-10 北京工业大学 谱载下基于间接测量应变的飞机结构关键部位疲劳寿命在线监测方法

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20150019177A1 (en) * 2012-04-04 2015-01-15 China Aviation Planning And Construction Development Co., Ltd. Method of Determining Prestressing Force of Cable Dome Based on Whole Process Analysis of Cable Dome Tensioning and Bearing
CN103018054A (zh) * 2012-12-07 2013-04-03 清华大学 一种汽车车桥桥壳静刚度和静强度测试系统
CN105403344A (zh) * 2015-12-16 2016-03-16 浙江大学 管道实时应力的获取方法
KR101668788B1 (ko) * 2016-03-15 2016-10-25 연세대학교 산학협력단 강체링크를 고려한 구조물 안전성 평가방법 및 그 평가 시스템
CN107324214A (zh) * 2017-06-29 2017-11-07 天津大学 海洋平台起重机智能状态监测方法
CN107478370A (zh) * 2017-08-23 2017-12-15 铜陵市力凡自动化设备有限责任公司 一种整体巷道位移、应变应力的监测装置及方法
CN108263639A (zh) * 2018-01-28 2018-07-10 北京工业大学 谱载下基于间接测量应变的飞机结构关键部位疲劳寿命在线监测方法

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