專利名稱：一種微小型飛行器結構靜力試驗系統的制作方法
技術領域：
本發明涉及一種小型飛行器結構靜力試驗系統的設計，屬于航空飛行器的結構設 計領域。
背景技術：
本發明主要應用于微小型飛行器機翼、尾翼等部件及整機的靜強度試驗中，因此 對背景技術的說明主要針對這一類型試驗展開。在軍用及民用飛機的設計過程中，都會對飛機各部件及整機進行多次靜強度試 驗，以驗證飛機的強度剛度能否達到要求，并根據實驗結果對設計做不同程度的改進。而在 微小型飛行器的設計制作過程中，對飛機結構的靜強度試驗做的不夠。目前沒有一種專門 用于測量微小型飛行器的靜強度試驗平臺，很多情況下都是憑借設計人員的工程經驗粗略 地設計出來，無法做到定量地分析，使得設計結果不能達到很高的精度，飛行器結構通常是 過強的，局部有一些重量是多余的。特別是對用于科研工作的飛行器，如果能夠將飛行器的 結構設計得更為合理，效率更高，其有效載荷將會顯著增大，對飛行器飛行性能的提高有幫 助。靜力試驗平臺還能夠對飛行器結構設計者的設計結果進行試驗，可以通過實驗結果很 直觀地看出設計的優劣，對工程師對飛行器結構設計與分析能力有很大提高。
發明內容
根據本發明的一個方面，提供了一種微小型飛行器結構靜力試驗系統，其特征在 于包括一個承力頂棚，其包括由多根支柱支撐的多條滑軌，所述滑軌用于吊掛試驗裝置 和/和實驗件；承力地坪包括多根縱軌和多條橫軌，其中所述橫軌在所述縱軌上的位置能夠任意 地改變。根據本發明的一個進一步的方面，提供了利用上述微小型飛行器結構靜力試驗系 統的測試方法，包括用吊線將位移傳感器吊掛在所述承力頂棚下方；用拉繩把所述位移傳感器的下表面與所述實驗件上的指定位移測量點連接。根據本發明的一個進一步的方面，提供了利用上述微小型飛行器結構靜力試驗系 統的測試方法，包括利用包括至少一根杠桿與吊線的分力機構，為所述實驗件上的各預定加載點施加 確定的載荷；借助一個安裝在承力地坪上的滑輪改變施加在所述實驗件上的總力的方向。
圖1是根據本發明的一個實施例的靜力試驗臺整體示圖。
圖2顯示了根據本發明的一個實施例的吊掛式固定與吊掛重物式加載。圖3顯示了根據本發明的一個實施例的懸臂式固定和杠桿分力式加載。圖4顯示了根據本發明的一個實施例的吊掛式位移測量布置。
具體實施例方式要試驗飛行器的靜強度，關鍵在于能夠測量結構各部件不同位置的應變和位移， 進而完成強度試驗。本發明主要是通過對加載試驗件不同位置處的應變、位移的測量來實現對試驗件 的靜強度的實驗。過程為將實驗件固定于承力墻(1)或承力頂棚(3)上，利用不同的加載 方式對實驗件施加確定的載荷，再通過位移和應變測量裝置將測量結果實時地反饋到電腦 上，得出實驗件的強度剛度數據。以下結合
本發明具體實施的技術方案。如圖1所示，根據本發明的一個實施例的試驗臺架包括承力墻⑴、承力地坪(2) 和承力頂棚(3)。承力墻(1)用來固定懸臂式的實驗件，其板上布置有很多固定孔位，依靠 這些孔來固定實驗件。承力地坪( 包括多根(圖1中顯示為兩根)縱軌(101)和多條 (圖1中顯示為兩條)橫軌(102)，其中橫軌(10 在縱軌(101)上的位置能夠任意地改變。 可以借助橫軌(102)固定各種試驗設備。承力頂棚C3)包括由多根(圖1中顯示為四根) 支柱(103)支撐的多條(圖1中顯示為六根)滑軌(104)，滑軌(104)上可以吊掛各種實 驗件和/或試驗裝置，如位移傳感器。實驗件的固定有兩種方式——吊掛式(用于例如平 尾)和懸臂式(用于例如機翼)。吊掛式固定方式利用吊線(如鋼索)等將實驗件吊掛在 承力頂棚C3)下方，如平尾的吊掛；懸臂式固定方式是利用螺栓等連接件將實驗件固定在 承力墻(1)的側板上，如機翼的固定。加載機構用于在實驗件的不同位置加載給定的載荷。本發明采用的加載方式分為 吊掛重物式和杠桿分力式，因此加載機構也相應地有兩套。吊掛重物式加載方式主要要求有掛鉤和重物，在如圖2所示的本發明實施例中， 重物(20 通過吊線Q02)與實驗件Q08)的相應載荷點(201)連接，給予加載點確定的 載荷。杠桿分力式加載裝置用于利用杠桿原理將一個確定的總載荷通過幾根桿的傳遞， 變為不同位置的不同載荷。在如圖3所示的本發明實施例中，杠桿分力式加載裝置包括一 個安裝在承力地坪( 上的滑輪006)，用于改變總力的方向；一個可選的、串聯連接的拉 力測量器005)，用于顯示載荷值；包括至少一根杠桿(204)與吊線Q02)的分力機構，用 于為各加載點施加確定的載荷。位移測量裝置根據本發明的一個實施例，通過吊掛精密拉繩式位移傳感器(30 來實現位移的 測量。位移傳感器(302)用吊線(301)吊掛于實驗件(308)上方，傳感器(302)下表面連 接有突出的拉繩(303)，與實驗件(308)上的指定位置即位移測量點(304)連接。當實驗件 (308)發生扭轉彎曲變形時，位移測量點(304)會發生沿豎直方向的上下位移，帶動拉繩的 伸長和縮短，從而得到位移改變值。應變測量裝置
實驗件不同位置應變的測量是通過應變測量儀(未顯示)來實現的。利用應變測 試系統能夠將應變片的位移改變轉換為電信號的測量方式，得到不同位置的應變值。以機翼為例，根據選定適當的過載系數計算出機翼應該受的總載荷和各加載點的 確定載荷大小，然后通過加載機構將載荷分散到各個加載點(201)上，通過測量總載荷大 小、各位置應變和位移來驗證機翼的靜強度。若經過試驗，機翼可承受預定(如1. 25倍) 過載，則表明機翼設計可靠合理。如圖3和4的實施例所示，機翼Q08，308)的根部有與機身連接的金屬耳片(未 顯示)，利用螺栓將配有金屬耳片的機翼懸臂式地與承力墻(1)固定。在機翼上方利用承力 頂棚(3)的滑軌(104)(圖1)吊裝位移傳感器(302)；下方用已經連接在承力地坪(2)上 的杠桿分力機構連接各加載點001)，并與如圖3所示的總載荷加載裝置相連。總載荷加載 裝置中串聯一個拉力測量器Ο05)，顯示總載荷值。機翼內部事先在要測量的點粘貼應變片 (未顯示)，引出的導線與應變儀(未顯示)相連。位移傳感器(30 和應變儀都與電腦相 連，以便實時采集數據。系統通電后檢查數據無誤，將數據清零，按預定載荷加載，觀察總載荷顯示的值， 當到達預定值時停止加載，記錄此時機翼各個測量點的應變和位移值。載荷逐漸增大加載。以平尾為例，吊掛式固定方式采用吊繩將試驗件吊掛在承力頂棚C3)下方，確定 質量的重物(20 通過吊繩(20 與平尾上的加載點(201)相連。位移傳感器(30 位于 平尾上方，吊掛于承力頂棚(3)下，伸出拉繩(303)與平尾上要測量位移值的各點(304)相 連。系統通電后檢查各項數據無誤，將數據清零，按預定載荷加載，記錄各測量點的應 變和位移值。完成后將重物取下并將數據清零，更換為更大載荷加載。這樣載荷逐漸增大 的方式直到達到預定試驗載荷。本發明的優點包括1)提供了一種微小型飛行器的靜力試驗平臺，為這類飛行器 的設計制作提供了一種簡單實用的實驗平臺；2)為教學實驗提供了良好的實驗平臺，便于 學生對小型飛行器的結構強度有初步了解；3)為設計人員的提供了一種設計結構的試驗 工具，有助于提高結構設計與分析能力。應當理解的是，在以上敘述和說明中對本發明所進行的描述只是說明而非限定性 的，且在不脫離如所附權利要求書所限定的本發明的前提下，可以對上述實施例進行各種 改變、變形、和/或修正。
權利要求
1. 一種微小型飛行器結構靜力試驗系統，其特征在于包括一個承力頂棚(3)，其包括由多根支柱(103)支撐的多條滑軌(104)，所述滑軌(104) 用于吊掛試驗裝置和/或實驗件；承力地坪(2)包括多根縱軌(101)和多條橫軌(102)，其中所述橫軌在所述縱軌上的位 置能夠任意地改變。
2.根據權利要求1的微小型飛行器結構靜力試驗系統，其特征在于進一步包括 承力墻(1)，用于固定實驗件，其中所述承力墻(1)的板上布置有多個固定孔位，依靠這些孔來固定實驗件。
3.根據權利要求1或2的微小型飛行器結構靜力試驗系統，其特征在于進一步包括 位移傳感器(302)；吊線(301)，用于將所述位移傳感器(302)吊掛在所述承力頂棚(3)下方； 拉繩(303)，其把位移傳感器(302)的下表面與所述實驗件(308)上的指定位移測量點 (304)連接。
4.根據權利要求1或2的微小型飛行器結構靜力試驗系統，其特征在于進一步包括杠 桿分力式加載裝置，所述杠桿分力式加載裝置包括一個安裝在承力地坪(2)上的滑輪(206)，用于改變施加在所述實驗件(208)上的總力 的方向和作用點位置；包括至少一根杠桿(204)與吊線(202)的分力機構，用于為所述實驗件(208)上的各 預定加載點(201)施加確定的載荷。
5.根據權利要求4的微小型飛行器結構靜力試驗系統，其特征在于進一步包括 一個串聯連接在所述滑輪(206)與所述分力機構之間的拉力測量器(205)，用于顯示載荷值。
6.利用一種微小型飛行器結構靜力試驗系統的測試方法，所述微小型飛行器結構靜力 試驗系統包括一個承力頂棚(3)，其包括由多根支柱(103)支撐的多條滑軌(104)，所述滑軌(104) 用于吊掛試驗裝置和/或實驗件(208，308)；承力地坪(2)包括多根縱軌(101)和多條橫軌(102)，其中所述橫軌在所述縱軌上的位 置能夠任意地改變，所述測試方法的特征在于包括用吊線(301)將位移傳感器(302)吊掛在所述承力頂棚(3)下方； 用拉繩(303)把所述位移傳感器(302)的下表面與所述實驗件(308)上的指定位移測 量點(304)連接。
7.利用一種微小型飛行器結構靜力試驗系統的測試方法，所述微小型飛行器結構靜力 試驗系統包括一個承力頂棚(3)，其包括由多根支柱(103)支撐的多條滑軌(104)，所述滑軌(104) 用于吊掛試驗裝置和/和實驗件(208，308)；承力地坪(2)包括多根縱軌(101)和多條橫軌(102)，其中所述橫軌在所述縱軌上的位 置能夠任意地改變，所述測試方法的特征在于包括利用包括至少一根杠桿(204)與吊線Q02)的分力機構，為所述實驗件(208)上的各 預定加載點(201)施加確定的載荷；借助一個安裝在承力地坪( 上的滑輪(206)改變施加在所述實驗件(208)上的總力 的方向。
8.根據權利要求7的測試方法，其特征在于進一步包括利用一個串聯連接在所述滑輪(206)與所述分力機構之間的拉力測量器(20 顯示載荷值。
全文摘要
本發明涉及一種微小型飛行器結構靜力試驗系統，包括承力頂棚(3)，其包括由多根支柱(103)支撐的多條滑軌(104)，所述滑軌(104)用于吊掛試驗裝置和/或實驗件；承力地坪(2)包括多根縱軌(101)和多條橫軌(102)，其中所述橫軌在所述縱軌上的位置能夠任意地改變。本發明的優點包括1)提供了一種微小型飛行器的靜力試驗平臺，為這類飛行器的設計制作提供了一種簡單實用的實驗平臺；2)為教學實驗提供了良好的實驗平臺，便于學生對小型飛行器的結構強度有初步了解；3)為設計人員的提供了一種設計結構的試驗工具，有助于提高結構設計與分析能力。
文檔編號G01N3/08GK102147342SQ201010199168
公開日2011年8月10日 申請日期2010年6月12日 優先權日2010年6月12日
發明者丁未龍, 萬志強, 喬玉梁, 黃 俊 申請人:北京航空航天大學