一种消除剖面内载荷影响的飞行载荷测量方法技术

本发明专利技术属于飞行载荷测量技术，具体涉及一种消除剖面内载荷影响的飞行载荷测量方法，工程试验中发现剖面内载荷可引起应变计有较大响应，与剖面外载荷引起的应变计响应混淆在一起，不能测量到单纯的剖面外载荷。传统载荷测量方法没有考虑该问题，本发明专利技术给出了一种可消除剖面内载荷影响的飞行载荷测量方法，具体包括步骤1：加装应变计；步骤2：执行地面校准试验；步骤3：建立可消除剖面内载荷影响的载荷方程；步骤4：执行飞行试验进行飞行试验。本发明专利技术理论上可保证消除剖面内载荷影响，实际工程应用中本发明专利技术建立的载荷方程比传统方法建立的载荷方程精度高。

A measurement method of flight load to eliminate the influence of load in section

The invention belongs to the flight measurement technology, in particular relates to a method to eliminate the influence of section load flight measurement, engineering test found that section load can cause the strain gauge has a larger response caused by the load profile and strain gauge response to confusion together, not to simply load profile measurement. The traditional load measurement method does not consider the problem, the invention provides a can eliminate the influence of section load method of flight load measurement, including 1 steps: installing strain gauge; step 2: implementation of the calibration test; step 3: establish load equation can eliminate the influence of load profile; step 4: the implementation of flight test flight test. The invention can theoretically guarantee the elimination of the influence of the load in the section, and the load equation established by the invention in the actual engineering application has higher accuracy than the load equation established by the traditional method.

【技术实现步骤摘要】

：本专利技术属于飞行载荷测量技术，涉及消除剖面内载荷的影响。
技术介绍
：使用应变法进行飞行载荷测量时,对于非翼面根部的应变剖面，目前的测量方法只考虑应变剖面外的加载，没有考虑应变剖面内的加载，但在应变剖面内进行地面校准加载时，该剖面的部分应变计响应较大，说明其不只感受该剖面外侧的载荷，还感受了较大的内部载荷，将导致剖面内外载荷混淆在一起，不能测量到单纯的剖面外载荷，降低载荷测量精度。
技术实现思路
：本专利技术创造的目的是提供一种可消除应变剖面内加载影响的飞行载荷测量方法，提高载荷测量才精度。本专利技术创造的是通过下述步骤实现的：步骤1：加装应变计在飞机翼面结构上加装应变计，弯矩应变计加装在梁的缘条，剪力应变计加装在梁的腹板，扭矩应变计安装在翼盒对应的蒙皮上；步骤2：执行地面校准试验使用液压作动器，在改装的应变剖面外部和内部加载已知的校准力，记录下其对应的应变计响应，形成地面校准载荷和应变数据；步骤3：建立可消除剖面内载荷影响的载荷方程通常使用式(1)建立载荷方程，L为弯矩、剪力或扭矩的一种，k1,k2,…,kn为待求解的载荷方程系数，μ1,μ2,…μn为步骤2获得的剖面应变计响应数据，n为应变计序号；L＝k1μ1+k2μ2+…+knμn(1)同时考虑剖面内外加载时，依据线性叠加原理，载荷L为应变剖面内外的载荷总和，应变计响应值为剖面内外载荷引起的应变总和，即L＝L外+L内(2)式(2)和(3)中L外、L内分别为应变剖面外侧和内侧载荷；μ1,外,μ2,外,…μn，外为L外引起的应变响应；μ1,内,μ2,内,…μn，内为L内引起的应变响应；将式(2)和(3)代入式(1)，则(4)式成立；L外+L内＝k1(μ1，外+μ1，内)+k2(μ2，外+μ2，内)+…+kn(μn，外+μ2，内)(4)将(4)式右端改写，则有(5)式成立；L外+L内＝(k1μ1，外+k2μ2，外+…+knμn，外)+(k1μ1，内+k2μ2，内+…+knμn，内)(5)(5)式左端L外为目标载荷，L内为引入的误差，希望其为0，(5)式右端第一项为目标应变线性组合，第二项为引入的误差，希望其为0，因此可得到满足式(5)成立的一个充分条件，即(6)式；若公式(6)成立，式(6.1)和式(6.2)相加，则有L外＝k1(μ1，外+μ1，内)+k2(μ2，外+μ2，内)+…+kn(μn，外+μ2，内)(7)虽然应变计感受到了剖面内侧载荷，μ1，内≠0,μ2，内≠0,…,μn，内≠0，但由于(6.2)式成立，仍然可以测量到准确的应变剖面外部载荷，即(7)式成立；式(6.2)为消除应变剖面内加载影响的公式；式(6)为本专利技术建立载荷方程的模型；式(6.1)为传统载荷方程建立模型；使用最小二乘法求解公式(6)，得到方程系数；步骤4：执行飞行试验进行飞行试验，记录下机动过程中应变计的响应，将其代入载荷方程，得到飞行载荷。本专利技术创造的优点是理论上可消除剖面内加载的影响，实际工程应用中可得到更加精确的载荷方程，见图2，本专利技术建立的载荷方程比传统方法的建立的载荷方程的检验误差均小。附图说明图1是地面校准加载点分布示意图2是本专利技术方法与传统方法的检验误差图3是某对称拉起机动下测量的飞行剪力具体实施方式：(1)加装应变计在某三梁机翼的非根部剖面加装6个应变计。(2)地面校准试验如图1所示，在该剖面外侧进行9个单点加载，剖面内侧进行2个单点加载，记录上述加载下的应变响应。组合加载为上述11个点的组合，依据单点加载，使用叠加原理得到其校准数据，以供载荷方程检验使用。9个剖面外校准载荷为L1,外，L2,外，…，L9,外，9个加载下对应的6个应变计响应分别为：μ外1,,1μ外1,,…2,外μ、1,6μ外2,1,μ外2,2,…μ外2,6、…、μ外9,1,μ外9,2,…μ外9,6；剖面内2个载荷为L1,内,L2,内，2个加载下对应的6个应变计响应分别为：μ内1,1,μ内1,2,…μ内1,6、μ内2,1,μ内2,2,…μ内2,6，2个内部加载点既不能离剖面太近也不能太远。(3)建立可消除剖面内载荷影响的载荷方程依据式(6)，建立求解载荷方程的表达式如下:在列出方程组(7)时，需要事先确定建立方程使用的应变计组合，(7)式以6个应变计全用为例进行说明。记使用最小二乘法求线性方程组式(7)，即可得到方程系数K＝(ATA)-1ATL(11)分别使用传统法(6.1)与本专利技术方法(6)建立剪力方程，方程见表1，其对应的检验误差见图2，本专利技术方法建立的载荷方程均比传统方法建立载荷方程的检验误差小。5个方程是互为备份的关系。表1本专利技术方法与传统方法建立载荷方程对比(4)执行飞行试验在空中某高度、某马赫数下执行对称拉起机动，记录下应变计响应，将应变计响应代入表1的方程，即可得到飞行剪力，表1中方程号为3的方程测量的飞行剪力如图3所示。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种消除剖面内载荷影响的飞行载荷测量方法，其特征在于：本专利技术是通过下述的步骤实现的：步骤1：加装应变计在飞机翼面结构上加装应变计，弯矩应变计加装在梁的缘条，剪力应变计加装在梁的腹板，扭矩应变计安装在翼盒对应的蒙皮上；步骤2：执行地面校准试验使用液压作动器，在改装的应变剖面外部和内部加载已知的校准力，记录下其对应的应变计响应，形成地面校准载荷和应变数据；步骤3：建立可消除剖面内载荷影响的载荷方程通常使用式(1)建立载荷方程，L为弯矩、剪力或扭矩的一种，k1,k2,…,kn为待求解的载荷方程系数，μ1,μ2,…μn为步骤2获得的剖面应变计响应数据，n为应变计序号；L＝k1μ1+k2μ2+…+knμn  (1)同时考虑剖面内外加载时，依据线性叠加原理，载荷L为应变剖面内外的载荷总和，应变计响应值为剖面内外载荷引起的应变总和，即L＝L外+L内  (2)式(2)和(3)中L外、L内分别为应变剖面外侧和内侧载荷；μ1,外,μ2，外,…μn，外为L外引起的应变响应；μ1,内,μ2，内,…μn，内为L内引起的应变响应；将式(2)和(3)代入式(1)，则(4)式成立；L外+L内＝k1(μ1，外+μ1，内)+k2(μ2，外+μ2，内)+…+kn(μn，外+μ2，内)  (4)将(4)式右端改写，则有(5)式成立；L外+L内＝(k1μ1，外+k2μ2，外+…+knμn，外)+(k1μ1，内+k2μ2，内+…+knμn，内)  (5)(5)式左端L外为目标载荷，L内为引入的误差，希望其为0，(5)式右端第一项为目标应变线性组合，第二项为引入的误差，希望其为0，因此可得到满足式(5)成立的一个充分条件，即(6)式；若公式(6)成立，式(6.1)和式(6.2)相加，则有L外＝k1(μ1，外+μ1，内)+k2(μ2，外+μ2，内)+…+kn(μn，外+μ2，内)  (7)虽然应变计感受到了剖面内侧载荷，μ1，内≠0,μ2，内≠0,…,μn，内≠0，但由于(6.2)式成立，仍然可以测量到准确的应变剖面外部载荷，即(7)式成立；式(6.2)为消除应变剖面内加载影响的公式；式(6)为本专利技术建立载荷方程的模型；式(6.1)为传统载荷方程建立模型；使用最小二乘法求解公式(6)，得到方程系数；步骤4：执行飞行试验进行飞行试验，记录下机动过程中应变计的响应，将其代入载荷方程，得到飞行载荷。...

【技术特征摘要】
1.一种消除剖面内载荷影响的飞行载荷测量方法，其特征在于：本发明是通过下述的步骤实现的：步骤1：加装应变计在飞机翼面结构上加装应变计，弯矩应变计加装在梁的缘条，剪力应变计加装在梁的腹板，扭矩应变计安装在翼盒对应的蒙皮上；步骤2：执行地面校准试验使用液压作动器，在改装的应变剖面外部和内部加载已知的校准力，记录下其对应的应变计响应，形成地面校准载荷和应变数据；步骤3：建立可消除剖面内载荷影响的载荷方程通常使用式(1)建立载荷方程，L为弯矩、剪力或扭矩的一种，k1,k2,…,kn为待求解的载荷方程系数，μ1,μ2,…μn为步骤2获得的剖面应变计响应数据，n为应变计序号；L＝k1μ1+k2μ2+…+knμn(1)同时考虑剖面内外加载时，依据线性叠加原理，载荷L为应变剖面内外的载荷总和，应变计响应值为剖面内外载荷引起的应变总和，即L＝L外+L内(2)式(2)和(3)中L外、L内分别为应变剖面外侧和内侧载荷；μ1,外,μ2，外,…μn，外为L外引起的应变响应；μ1,内,μ2，内,…μn，内为L内引起的应变响应；将式(2)和(3)代入式(1)，则(4)式成立；L外+L内＝k1(μ1...

【专利技术属性】
技术研发人员：赵燕，余建虎，李少鹏，何发东，范华飞，
申请(专利权)人：中国飞行试验研究院，
类型：发明
国别省市：陕西;61