[发明专利]一种测量大展弦比翼面静刚度的装置和方法

说明书

本发明提供一种测量大展弦比翼面静刚度的装置和方法，包括试验架、翼面固定工装、加载装置和测量设备。所述试验架包括A、B、C梁；翼面固定工装包括底板、顶板和垫圈；加载装置包括花篮螺栓、杠杆、翼面加载夹具、底部万向铰、顶部万向铰、底部连接板；测量设备包括载荷传感器、载荷数显仪、三脚架、高度尺和水平仪。测量时，通过翼面固定工装将翼面根部固定在A梁顶部，通过夹具在翼面翼面上分配为两截面进行加载，加载前，用高度尺测量翼稍位置，加载时，缓慢旋转花篮螺母，产生竖直向下的拉力，从载荷数显仪读取载荷值，加载至预定载荷后，用高度尺测量翼稍位移，根据载荷与位移值计算静刚度。该装置及方法可以简单实现翼面静刚度的测量。

技术领域

本发明涉及一种测量大展弦比翼面静刚度的装置和方法，适用于无需对翼面打孔或者粘贴帆布加载点的情况下对翼面静刚度进行测量，并兼容左右对称的两种翼面。

背景技术

大展弦比翼面是飞行器飞行时提供升力的主要部件。由于翼面横截面为异形面，一般

为NACA翼型，整体采用复合材料蒙皮及夹芯结构等一体成型制造技术，左右翼面的变形容易存在一定的差异。在飞行器飞行过程中，左右翼面的变形差异将导致飞行器产生绕弹体轴向的附加滚转力矩，从而增加控制系统的设计难度，而在装配前通过测定翼面的变形，可以掌握一副翼面的刚度及其差异性，淘汰不合格翼面，最终有利于提高飞行器的结构对称性，对飞行器的控制系统设计和总体战术指标有着重要意义。

目前，获得翼面静刚度的方法主要分为理论计算方法和试验测量方法。理论计算方法主要通过经验公式或者采用软件建模计算，但是这两种计算方法均难以有效得出翼面随载荷增加而产生的非线性变化，也无法得出左右翼面的差异。目前的试验测量方法，在不损坏翼面结构和表面质量的前提下，采用厚帆布带缠绕翼面，然后在帆布带下面加载砝码，再测量翼面变形。这种方法存在以下问题，首先帆布带在翼面上无法完全固定和定位，并且随着加载载荷的增加，翼面产生变形，帆布带存在随机性滑移，造成试验误差；其次加载砝码重量很大，一般情况下，达到最大设计载荷，需要增加几百千克的砝码，手动加载有一定的操作难度。

QJ2882-1997提供了采用液压作动筒加载的方式，目前，国内外强度研究机构普遍采用多通道液压作动系统实现对大型机翼进行静力试验的方法。该方法可以达到较高的加载精度，并且可以自动化加载，但液压作动器的加载与卸载需要比较复杂的控制系统和油源系统，需要专业的操作人员进行系统维护和操作。对于大批量生产的小型翼面，如果采用液压作动筒来进行加载，需要投入成本较高，效费比可能反而较低。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种低成本、易操作的测量大展弦比翼面静刚度的装置。

本发明的另一个目的在于提供一种使用上述装置测量大展弦比翼面静刚度的方法，该方法易操作、精度高。

本发明的上述目的是通过如下技术方案予以实现的：

本发明提供一种测量大展弦比翼面静刚度的装置，其包括试验架、翼面固定工装、加载装置和测量设备；其特征在于，所述加载装置采用翼面加载夹具(31a、31b)夹持翼面，采用花篮螺栓(36)作为加力装置，采用杠杆(34)作为载荷分配装置。

根据本发明所述的测量大展弦比翼面静刚度的装置，所述杠杆(34)通过连接配件分别与所述翼面加载夹具(31a、31b)和所述花篮螺栓(36)连接。

根据本发明所述的测量大展弦比翼面静刚度的装置，所述花篮螺栓(36)包括螺纹杆A(361)、花篮螺母(362)、螺纹杆B(363)；所述螺纹杆A(361)和螺纹杆B(363)的螺纹直径为8mm～20mm，所述花篮螺母(362)与所述螺纹杆A(361)连接的螺纹孔的深度为所述螺纹杆A(361)螺纹直径的2～5倍；所述花篮螺母(362)与所述螺纹杆B(363)连接的螺纹孔的深度为所述螺纹杆B(363)螺纹直径的2～5倍；所述螺纹杆A(361)和螺纹杆B(363)的螺纹长度的行程范围为0mm～500mm。