一種飛機(jī)結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件防彎及測(cè)量裝置及其測(cè)量方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)件防彎及測(cè)量裝置，包括多個(gè)防彎及測(cè)量機(jī)構(gòu)，通過多個(gè)所述防彎及測(cè)量機(jī)構(gòu)夾持試驗(yàn)件；其中，所述防彎及測(cè)量機(jī)構(gòu)包括球形滾輪、滑輪支架、第一絲杠、第二絲杠和傳感器，所述球形滾輪置于滑輪支架球面內(nèi)，且所述球形滾輪壓在試驗(yàn)件表面與試驗(yàn)件接觸，滑輪支架通過第一絲杠與傳感器一端連接，傳感器另一端通過第二絲杠固定于承力墻上。本發(fā)明的飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)件防彎及測(cè)量裝置通過設(shè)置球形滾輪及在球形滾輪連接處布置載荷傳感器，達(dá)到了既能有效防彎、又能對(duì)防彎進(jìn)行定量控制的目的。
【專利說明】
-種飛機(jī)結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件防彎及測(cè)量裝置及其測(cè)量方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明屬于航空疲勞損傷試驗(yàn)領(lǐng)域，尤其設(shè)及一種飛機(jī)結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件防彎及測(cè)量裝 置及其測(cè)量方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 在飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)中，經(jīng)常遇到外載荷與試驗(yàn)件剖面形屯、不重合、需要對(duì)試驗(yàn) 件進(jìn)行防彎約束的情況。最常見的防彎措施是在試驗(yàn)件接觸面上安裝圓柱型滾輪，保證試 驗(yàn)件不發(fā)生面外彎曲又不會(huì)引起載荷丟失，如圖1及圖2所示，目前的防彎裝置由圓柱滾輪 1'、圓柱滾輪支架2'及絲杠3'等組成，其中絲杠3'兩端分別與圓柱滾輪支架2'和承力墻5' 連接，圓柱滾輪1'又固定安裝于圓柱滾輪支架2'上，使用時(shí)調(diào)整絲杠3'長度，使圓柱滾輪1' 的側(cè)面壓緊試驗(yàn)件。然而，在疲勞試驗(yàn)過程中，由于防彎約束點(diǎn)載荷大、試驗(yàn)周期長，連接圓 柱滾輪1'的螺栓經(jīng)常出現(xiàn)松動(dòng)現(xiàn)象，導(dǎo)致每個(gè)圓柱滾輪松緊程度不一致，由于圓柱滾輪1' 側(cè)面為平面且作用于試驗(yàn)件6便會(huì)使圓柱滾輪1'對(duì)試驗(yàn)件6的加緊力不同，因而采用運(yùn)種防 彎裝置無法對(duì)滾輪進(jìn)行有效的支持及定量控制。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003] 本發(fā)明的目的是提供一種飛機(jī)結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件防彎及測(cè)量裝置及其測(cè)量方法，解決目 前上述問題。
[0004] 為達(dá)到上述目的，本發(fā)明采用的技術(shù)方案是:一種飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)件防彎及測(cè) 量裝置，包括多個(gè)防彎及測(cè)量機(jī)構(gòu)，通過多個(gè)所述防彎及測(cè)量機(jī)構(gòu)夾持試驗(yàn)件;其中，所述 防彎及測(cè)量機(jī)構(gòu)包括球形滾輪、滑輪支架、第一絲杠、第二絲杠和傳感器，所述球形滾輪置 于滑輪支架球面內(nèi)，且所述球形滾輪壓在試驗(yàn)件表面與試驗(yàn)件接觸，滑輪支架通過第一絲 杠與傳感器一端連接，傳感器另一端通過第二絲杠固定于承力墻上。
[0005] 進(jìn)一步地，所述傳感器為載荷傳感器。
[0006] 進(jìn)一步地，所述防彎及測(cè)量機(jī)構(gòu)成對(duì)使用，對(duì)稱布置于試驗(yàn)件的兩側(cè)。
[0007] 另外，本發(fā)明還提供了一種飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)件定量測(cè)量方法，包括
[000引步驟一:根據(jù)試驗(yàn)要求，確定防彎約束點(diǎn)位置、防彎約束點(diǎn)載荷方向、防彎約束點(diǎn) 個(gè)數(shù)n、疲勞載荷譜中峰谷值點(diǎn)個(gè)數(shù)m;
[0009] 步驟二:根據(jù)試驗(yàn)方案，按照試驗(yàn)件真實(shí)結(jié)構(gòu)、載荷及約束狀態(tài)，建立力學(xué)分析有 限元模型，在防彎約束點(diǎn)位置處，建立桿元素模擬防彎支持；
[0010] 步驟將步驟二所建立的有限元模型進(jìn)行求解，計(jì)算各個(gè)峰谷值點(diǎn)載荷下所有 防彎約束點(diǎn)位置處桿元素的載荷值
[0011] N'ij(i = l，2,3......，m;j = l，2,3......，n);
[0012] 步驟四：根據(jù)載荷值N'u的正負(fù)進(jìn)行約束點(diǎn)有效性判斷并重新施加約束后進(jìn)行所 有峰值點(diǎn)載荷下所有約束點(diǎn)載荷計(jì)算；
[0013] 若在第i峰谷值載荷下，N'u(j = l，2,3……，n)〉0,則取消該桿元素約束;若在第i 峰谷值載荷下，N'ij( j = l，2,3......，n)<0,則施加該桿元素的約束;通過重新施加約束并進(jìn) 行有限元計(jì)算可W得到第i峰谷值載荷下所有約束點(diǎn)的約束載荷值N'u(j = l，2,3……，n);
[0014] 依次，可W得到疲勞載荷譜中所有峰谷值點(diǎn)下所有約束點(diǎn)的約束載荷值N'u(i = 1,2,3......，m; j = l，2,3......，n);
[0015] 步驟五:針對(duì)任意一個(gè)約束點(diǎn)j，從所有峰谷值點(diǎn)載荷工況中選出該約束點(diǎn)的最大 值Fj,Fj=Kiax(Nij)Q = I，2,3......，m);
[0016] 依次，可W得到所有約束點(diǎn)在所有峰谷值點(diǎn)載荷工況下的最大值Fj = Hiax(Nij)Q = 1,2,3......，m; j = l，2,3......，n);
[0017] 步驟六、按照3門選取各個(gè)約束點(diǎn)處作動(dòng)筒的量程，并按照滾輪約束定量控制系統(tǒng) 示意圖進(jìn)行試驗(yàn)件安裝；
[0018] 步驟屯、在疲勞試驗(yàn)過程中，對(duì)n個(gè)防彎約束點(diǎn)進(jìn)行全程跟蹤測(cè)量，得到峰谷值點(diǎn) 處所有防彎約束點(diǎn)的定量載荷值。
[0019] 本發(fā)明的一種飛機(jī)結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件防彎及測(cè)量裝置及其測(cè)量方法，通過設(shè)置球形滾輪 及在球形滾輪連接處布置載荷傳感器，達(dá)到了既能有效防彎、又能對(duì)防彎進(jìn)行定量控制的 目的。本發(fā)明的定量控制實(shí)施原理正確、實(shí)施步驟簡(jiǎn)單、理論分析依據(jù)充分，便于對(duì)疲勞試 驗(yàn)件防彎進(jìn)行定量控制，解決了飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)中防彎約束狀態(tài)難W定量控制運(yùn)一難 題。
【附圖說明】
[0020] 此處的附圖被并入說明書中并構(gòu)成本說明書的一部分，示出了符合本發(fā)明的實(shí)施 例，并與說明書一起用于解釋本發(fā)明的原理。
[0021 ]圖1為現(xiàn)有技術(shù)的防彎裝置結(jié)構(gòu)示意圖；
[0022] 圖2為現(xiàn)有技術(shù)的防彎裝置安裝示意圖；
[0023] 圖3為本發(fā)明的防彎及測(cè)量機(jī)構(gòu)示意圖；
[0024] 圖4為本發(fā)明的飛機(jī)結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件防彎及測(cè)量裝置示意圖；
[0025] 其中，
[0026]

【具體實(shí)施方式】
[0027]為使本發(fā)明實(shí)施的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點(diǎn)更加清楚，下面將結(jié)合本發(fā)明實(shí)施例中 的附圖，對(duì)本發(fā)明實(shí)施例中的技術(shù)方案進(jìn)行更加詳細(xì)的描述。在附圖中，自始至終相同或類 似的標(biāo)號(hào)表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實(shí)施例是本發(fā)明 一部分實(shí)施例，而不是全部的實(shí)施例。下面通過參考附圖描述的實(shí)施例是示例型的，旨在用 于解釋本發(fā)明，而不能理解為對(duì)本發(fā)明的限制?；诒景l(fā)明中的實(shí)施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人 員在沒有作出創(chuàng)造型勞動(dòng)前提下所獲得的所有其他實(shí)施例，都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。下 面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明的實(shí)施例進(jìn)行詳細(xì)說明。
[002引在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術(shù)語"中屯、"、"縱向"、"橫向"、"前"、"后"、 "左"、"右"、"豎直"、"水平"、"頂"、"底"、"內(nèi)"、"外"等指示的方位或位置關(guān)系為基于附圖所 示的方位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡(jiǎn)化描述，而不是指示或暗示所指的裝 置或元件必須具有特定的方位、W特定的方位構(gòu)造和操作，因此不能理解為對(duì)本發(fā)明保護(hù) 范圍的限制。
[0029] 如圖3及圖4所示，本發(fā)明的飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)件防彎及測(cè)量裝置包括多個(gè)防彎及 測(cè)量機(jī)構(gòu)101，防彎及測(cè)量機(jī)構(gòu)101排列在試驗(yàn)件6的兩側(cè)，既可W是對(duì)稱的排列，也可W按 照一定的規(guī)則交叉排列在試驗(yàn)件6的兩側(cè)。防彎及測(cè)量機(jī)構(gòu)101具體包括球形滾輪1、滾輪支 架2、第一絲杠3、傳感器4和第二絲杠5,球形滾輪1置于滾輪支架2的球腔內(nèi)，用第一絲杠3連 接滾輪支架2與傳感器4,用第二絲杠5連接傳感器4與承力墻5'，為減少振動(dòng)對(duì)承力墻5'的 影響，在第二絲杠5與承力墻5'連接的部分還有墊板4'，球形滾輪1接觸作用于試驗(yàn)件6的表 面，至此完成一個(gè)防彎及測(cè)量機(jī)構(gòu)101的安裝，根據(jù)試驗(yàn)件要求或受力情況，在試驗(yàn)件6周圍 上布置多個(gè)防彎及測(cè)量機(jī)構(gòu)101。需要說明的是，傳感器4是載荷傳感器，用于測(cè)量防彎及測(cè) 量機(jī)構(gòu)101對(duì)試驗(yàn)件6的作用力的大小。下面結(jié)合附圖3和圖4,具體介紹本發(fā)明的飛機(jī)結(jié)構(gòu) 疲勞試驗(yàn)件防彎及測(cè)量裝置的工作過程，當(dāng)把試驗(yàn)件6通過本發(fā)明的防彎及測(cè)量機(jī)構(gòu)101夾 持之后，可使試驗(yàn)件6在試驗(yàn)過程中避免因受力不均發(fā)生彎曲；此外，試驗(yàn)件6在試驗(yàn)過程中 還會(huì)產(chǎn)生一些振動(dòng)，其可能會(huì)產(chǎn)生垂直于防彎及測(cè)量機(jī)構(gòu)101方向的力，而采用球形滾輪1 夾持可有效避免因力的方向變換致使球形滾輪1與滾輪支架2產(chǎn)生松動(dòng)的問題，而且在防彎 及測(cè)量機(jī)構(gòu)101中還加裝了載荷傳感器實(shí)時(shí)測(cè)量與監(jiān)控防彎及測(cè)量機(jī)構(gòu)101對(duì)試驗(yàn)件6產(chǎn)生 的力的大小，實(shí)現(xiàn)定量控制。
[0030] 另外，本發(fā)明還提供了一種飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)件定量測(cè)量方法，其使用的是本發(fā) 明的飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)件防彎及測(cè)量裝置(準(zhǔn)確的說是其有限元模型），下面W某一具體實(shí) 例對(duì)本發(fā)明做進(jìn)一步詳細(xì)說明。
[0031] 已知：防彎約束點(diǎn)載荷方向與試驗(yàn)件表面垂直，防彎約束點(diǎn)共4個(gè)，疲勞載荷譜中 峰谷值點(diǎn)個(gè)數(shù)為6,本發(fā)明的飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)件定量測(cè)量方法包括：
[0032] 步驟一:根據(jù)試驗(yàn)要求，確定防彎約束點(diǎn)位置、防彎約束點(diǎn)載荷方向、防彎約束點(diǎn)n =4，疲勞載荷譜中峰谷值點(diǎn)個(gè)數(shù)m = 6;
[0033] 步驟二:根據(jù)試驗(yàn)方案，按照試驗(yàn)件真實(shí)結(jié)構(gòu)、載荷及約束狀態(tài)，建立力學(xué)分析有 限元模型，在防彎約束點(diǎn)位置處，建立桿元素模擬防彎支持；
[0034] 步驟通過有限元模型進(jìn)行求解，初步計(jì)算各個(gè)峰谷值點(diǎn)載荷下所有防彎約束 點(diǎn)位置處桿元素的載荷值
[0035] N'u(i = l，2,3......，m;j = l，2,3......，n)，
[0036] 例如在本實(shí)施例中，在第2個(gè)峰谷值點(diǎn)載荷工況下，N' 21 = 2600N，N' 22 = -8 5 6N，N' 23 = 1069N，N'24 = -4602N;
[0037] 步驟四：根據(jù)載荷值N'u正負(fù)進(jìn)行約束點(diǎn)有效性判斷并重新施加約束后進(jìn)行所有 峰值點(diǎn)載荷下所有約束點(diǎn)載荷計(jì)算；
[0038] 若在第i峰谷值載荷下，N'u(j = l，2,3,......，n)>0,則取消該桿元素約束;若在 第i峰谷值載荷下，N'ij( j = l，2,3,......，n)<0,則施加該桿元素的約束;通過重新施加約 束并進(jìn)行有限元計(jì)算可W得到第i峰谷值載荷下所有約束點(diǎn)的約束載荷值Nu(j = l，2， 3,......，n);
[0039] 依次方法，可W得到疲勞載荷譜中所有峰谷值點(diǎn)下所有約束點(diǎn)的約束載荷值Nij(i = 1,2,3......,m； j = l ,2,3,......,n)；
[0040] 在進(jìn)行第2工況計(jì)算時(shí)，由于N'21 = 2600N>0，N'23 = 106 9N>0，在有限元模型中只 需施加第2個(gè)、第4個(gè)約束點(diǎn)并進(jìn)行計(jì)算;得到第2工況下，N'2i = 0N，N'22 = -186 5N，N'23 = 0N， N'2i = -902N;
[0041] 步驟五:針對(duì)任意一個(gè)約束點(diǎn)j，從所有峰谷值點(diǎn)載荷工況中選出該約束點(diǎn)的最大 值Fj,Fj=Kiax(Nij)Q = 1，2,3......，m);
[0042] 依次方法，可W得到所有約束點(diǎn)在所有峰谷值點(diǎn)載荷工況下的最大值Fj = Hiax (Nij)Q = I，2,3......,m, j = l ,2,3......，n);通過計(jì)算，得到第I個(gè)約束點(diǎn)在所有載荷工 況下的最大值為4608N;
[0043] 步驟六:按照3Fj = 3 X 4608 = 13824N選取相應(yīng)的載荷傳感器量程，并按照?qǐng)D3及圖 4給出的防彎及測(cè)量機(jī)構(gòu)的安裝位置示意圖進(jìn)行試驗(yàn)件的安裝(圖中防彎約束點(diǎn)n = 4);
[0044] 步驟屯:在疲勞試驗(yàn)過程中，對(duì)4個(gè)防彎約束點(diǎn)進(jìn)行全程跟蹤測(cè)量，即可得到各個(gè) 峰谷值點(diǎn)載荷下防彎約束點(diǎn)處的定量載荷值。
[0045] 本發(fā)明的飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)件防彎及測(cè)量裝置及其測(cè)量方法針對(duì)試驗(yàn)中防彎約 束狀態(tài)難W定量控制運(yùn)一難題，通過使用球形滾輪1、并在約束點(diǎn)處增加載荷傳感器的方 法，實(shí)現(xiàn)了對(duì)約束點(diǎn)載荷定量控制的目的。本發(fā)明緊緊圍繞飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)中防彎約束 狀態(tài)難W定量控制運(yùn)一事實(shí)，在建立試驗(yàn)件加載與支持狀態(tài)力學(xué)有限元模型的基礎(chǔ)上，通 過理論計(jì)算及載荷傳感器測(cè)量，并根據(jù)球形滾輪1約束定量控制系統(tǒng)安裝試驗(yàn)件6,給出了 飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)防彎的定量控制實(shí)施過程，達(dá)到對(duì)約束點(diǎn)載荷定量控制的實(shí)施目的。本 發(fā)明給出的定量控制實(shí)施原理正確、實(shí)施步驟簡(jiǎn)單、理論分析依據(jù)充分，便于對(duì)疲勞試驗(yàn)件 防彎進(jìn)行定量控制，解決了飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)中防彎約束狀態(tài)難W定量控制運(yùn)一難題。
[0046] W上所述，僅為本發(fā)明的最優(yōu)【具體實(shí)施方式】，但本發(fā)明的保護(hù)范圍并不局限于此， 任何熟悉本技術(shù)領(lǐng)域的技術(shù)人員在本發(fā)明掲露的技術(shù)范圍內(nèi)，可輕易想到的變化或替換， 都應(yīng)涵蓋在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。因此，本發(fā)明的保護(hù)范圍應(yīng)W所述權(quán)利要求的保護(hù)范 圍為準(zhǔn)。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)件防彎及測(cè)量裝置，其特征在于，包括多個(gè)防彎及測(cè)量機(jī)構(gòu) (101)，通過多個(gè)所述防彎及測(cè)量機(jī)構(gòu)（101)夾持試驗(yàn)件（6);其中，所述防彎及測(cè)量機(jī)構(gòu) (101)包括球形滾輪（1)、滑輪支架(2)、第一絲杠(3)、第二絲杠(5)和傳感器(4)，所述球形 滾輪（1)置于滑輪支架(2)球面內(nèi)，且所述球形滾輪（1)壓在試驗(yàn)件(6)表面與試驗(yàn)件接觸， 滑輪支架（2)通過第一絲杠(3)與傳感器(4) 一端連接，傳感器(4)另一端通過第二絲杠(5) 固定于承力墻(5'）上。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)件防彎及測(cè)量裝置，其特征在于，所述傳感 器(4)為載荷傳感器。3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)件防彎及測(cè)量裝置，其特征在于，所述防彎 及測(cè)量機(jī)構(gòu)（101)成對(duì)使用，對(duì)稱布置于試驗(yàn)件(6)的兩側(cè)。4. 一種飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)件定量測(cè)量方法，其特征在于，包括 步驟一:根據(jù)試驗(yàn)要求，確定防彎約束點(diǎn)位置、防彎約束點(diǎn)載荷方向、防彎約束點(diǎn)個(gè)數(shù) η、疲勞載荷譜中峰谷值點(diǎn)個(gè)數(shù)m; 步驟二:根據(jù)試驗(yàn)方案，按照試驗(yàn)件真實(shí)結(jié)構(gòu)、載荷及約束狀態(tài)，建立力學(xué)分析有限元 模型，在防彎約束點(diǎn)位置處，建立桿元素模擬防彎支持； 步驟三:將步驟二所建立的有限元模型進(jìn)行求解，計(jì)算各個(gè)峰谷值點(diǎn)載荷下所有防彎 約束點(diǎn)位置處桿元素的載荷值 N'ij，（i = l，2,3......，m;j = l，2,3......，n); 步驟四：根據(jù)載荷值N'u的正負(fù)進(jìn)行約束點(diǎn)有效性判斷并重新施加約束后進(jìn)行所有峰 值點(diǎn)載荷下所有約束點(diǎn)載荷計(jì)算； 若在第i峰谷值載荷下，N\(j = l，2,3……，n)>0,則取消該桿元素約束;若在第i峰谷 值載荷下，N\(j = l，2,3……，n)〈0,則施加該桿元素的約束;通過重新施加約束并進(jìn)行有 限元計(jì)算可以得到第i峰谷值載荷下所有約束點(diǎn)的約束載荷值N' ij (j = 1，2，3......，η); 依次，可以得到疲勞載荷譜中所有峰谷值點(diǎn)下所有約束點(diǎn)的約束載荷值Ν ' ij (i = 1，2， 3......，m; j = l，2,3......，n); 步驟五:針對(duì)任意一個(gè)約束點(diǎn)j，從所有峰谷值點(diǎn)載荷工況中選出該約束點(diǎn)的最大值Fj， Fj=max(Nij) (i = 1，2,3......，m); 依次，可以得到所有約束點(diǎn)在所有峰谷值點(diǎn)載荷工況下的最大值Fj = max (Nij) (i = 1， 2,3......，m; j = l，2,3......，n); 步驟六、按照3R選取各個(gè)約束點(diǎn)處作動(dòng)筒的量程，并按照滾輪約束定量控制系統(tǒng)示意 圖進(jìn)行試驗(yàn)件安裝； 步驟七、在疲勞試驗(yàn)過程中，對(duì)η個(gè)防彎約束點(diǎn)進(jìn)行全程跟蹤測(cè)量，得到峰谷值點(diǎn)處所 有防彎約束點(diǎn)的定量載荷值。
【文檔編號(hào)】G06F17/50GK106021776SQ201610374212
【公開日】2016年10月12日
【申請(qǐng)日】2016年5月31日
【發(fā)明人】翟新康, 王新波, 秦建波
【申請(qǐng)人】中國航空工業(yè)集團(tuán)公司西安飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所