专利名称：一种微小型飞行器结构静力试验系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种小型飞行器结构静力试验系统的设计，属于航空飞行器的结构设 计领域。
背景技术：
本发明主要应用于微小型飞行器机翼、尾翼等部件及整机的静强度试验中，因此 对背景技术的说明主要针对这一类型试验展开。在军用及民用飞机的设计过程中，都会对飞机各部件及整机进行多次静强度试 验，以验证飞机的强度刚度能否达到要求，并根据实验结果对设计做不同程度的改进。而在 微小型飞行器的设计制作过程中，对飞机结构的静强度试验做的不够。目前没有一种专门 用于测量微小型飞行器的静强度试验平台，很多情况下都是凭借设计人员的工程经验粗略 地设计出来，无法做到定量地分析，使得设计结果不能达到很高的精度，飞行器结构通常是 过强的，局部有一些重量是多余的。特别是对用于科研工作的飞行器，如果能够将飞行器的 结构设计得更为合理，效率更高，其有效载荷将会显著增大，对飞行器飞行性能的提高有帮 助。静力试验平台还能够对飞行器结构设计者的设计结果进行试验，可以通过实验结果很 直观地看出设计的优劣，对工程师对飞行器结构设计与分析能力有很大提高。

发明内容
根据本发明的一个方面，提供了一种微小型飞行器结构静力试验系统，其特征在 于包括一个承力顶棚，其包括由多根支柱支撑的多条滑轨，所述滑轨用于吊挂试验装置 和/和实验件；承力地坪包括多根纵轨和多条横轨，其中所述横轨在所述纵轨上的位置能够任意 地改变。根据本发明的一个进一步的方面，提供了利用上述微小型飞行器结构静力试验系 统的测试方法，包括用吊线将位移传感器吊挂在所述承力顶棚下方；用拉绳把所述位移传感器的下表面与所述实验件上的指定位移测量点连接。根据本发明的一个进一步的方面，提供了利用上述微小型飞行器结构静力试验系 统的测试方法，包括利用包括至少一根杠杆与吊线的分力机构，为所述实验件上的各预定加载点施加 确定的载荷；借助一个安装在承力地坪上的滑轮改变施加在所述实验件上的总力的方向。


图1是根据本发明的一个实施例的静力试验台整体示图。
图2显示了根据本发明的一个实施例的吊挂式固定与吊挂重物式加载。图3显示了根据本发明的一个实施例的悬臂式固定和杠杆分力式加载。图4显示了根据本发明的一个实施例的吊挂式位移测量布置。
具体实施例方式要试验飞行器的静强度，关键在于能够测量结构各部件不同位置的应变和位移， 进而完成强度试验。本发明主要是通过对加载试验件不同位置处的应变、位移的测量来实现对试验件 的静强度的实验。过程为将实验件固定于承力墙(1)或承力顶棚(3)上，利用不同的加载 方式对实验件施加确定的载荷，再通过位移和应变测量装置将测量结果实时地反馈到电脑 上，得出实验件的强度刚度数据。以下结合

本发明具体实施的技术方案。如图1所示，根据本发明的一个实施例的试验台架包括承力墙⑴、承力地坪(2) 和承力顶棚(3)。承力墙(1)用来固定悬臂式的实验件，其板上布置有很多固定孔位，依靠 这些孔来固定实验件。承力地坪( 包括多根(图1中显示为两根)纵轨(101)和多条 (图1中显示为两条)横轨(102)，其中横轨(10 在纵轨(101)上的位置能够任意地改变。 可以借助横轨(102)固定各种试验设备。承力顶棚C3)包括由多根(图1中显示为四根) 支柱(103)支撑的多条(图1中显示为六根)滑轨(104)，滑轨(104)上可以吊挂各种实 验件和/或试验装置，如位移传感器。实验件的固定有两种方式——吊挂式(用于例如平 尾)和悬臂式(用于例如机翼)。吊挂式固定方式利用吊线(如钢索)等将实验件吊挂在 承力顶棚C3)下方，如平尾的吊挂；悬臂式固定方式是利用螺栓等连接件将实验件固定在 承力墙(1)的侧板上，如机翼的固定。加载机构用于在实验件的不同位置加载给定的载荷。本发明采用的加载方式分为 吊挂重物式和杠杆分力式，因此加载机构也相应地有两套。吊挂重物式加载方式主要要求有挂钩和重物，在如图2所示的本发明实施例中， 重物(20 通过吊线Q02)与实验件Q08)的相应载荷点(201)连接，给予加载点确定的 载荷。杠杆分力式加载装置用于利用杠杆原理将一个确定的总载荷通过几根杆的传递， 变为不同位置的不同载荷。在如图3所示的本发明实施例中，杠杆分力式加载装置包括一 个安装在承力地坪( 上的滑轮006)，用于改变总力的方向；一个可选的、串联连接的拉 力测量器005)，用于显示载荷值；包括至少一根杠杆(204)与吊线Q02)的分力机构，用 于为各加载点施加确定的载荷。位移测量装置根据本发明的一个实施例，通过吊挂精密拉绳式位移传感器(30 来实现位移的 测量。位移传感器(302)用吊线(301)吊挂于实验件(308)上方，传感器(302)下表面连 接有突出的拉绳(303)，与实验件(308)上的指定位置即位移测量点(304)连接。当实验件 (308)发生扭转弯曲变形时，位移测量点(304)会发生沿竖直方向的上下位移，带动拉绳的 伸长和缩短，从而得到位移改变值。应变测量装置
实验件不同位置应变的测量是通过应变测量仪(未显示)来实现的。利用应变测 试系统能够将应变片的位移改变转换为电信号的测量方式，得到不同位置的应变值。以机翼为例，根据选定适当的过载系数计算出机翼应该受的总载荷和各加载点的 确定载荷大小，然后通过加载机构将载荷分散到各个加载点(201)上，通过测量总载荷大 小、各位置应变和位移来验证机翼的静强度。若经过试验，机翼可承受预定(如1. 25倍) 过载，则表明机翼设计可靠合理。如图3和4的实施例所示，机翼Q08，308)的根部有与机身连接的金属耳片(未 显示)，利用螺栓将配有金属耳片的机翼悬臂式地与承力墙(1)固定。在机翼上方利用承力 顶棚(3)的滑轨(104)(图1)吊装位移传感器(302)；下方用已经连接在承力地坪(2)上 的杠杆分力机构连接各加载点001)，并与如图3所示的总载荷加载装置相连。总载荷加载 装置中串联一个拉力测量器Ο05)，显示总载荷值。机翼内部事先在要测量的点粘贴应变片 (未显示)，引出的导线与应变仪(未显示)相连。位移传感器(30 和应变仪都与电脑相 连，以便实时采集数据。系统通电后检查数据无误，将数据清零，按预定载荷加载，观察总载荷显示的值， 当到达预定值时停止加载，记录此时机翼各个测量点的应变和位移值。载荷逐渐增大加载。以平尾为例，吊挂式固定方式采用吊绳将试验件吊挂在承力顶棚C3)下方，确定 质量的重物(20 通过吊绳(20 与平尾上的加载点(201)相连。位移传感器(30 位于 平尾上方，吊挂于承力顶棚(3)下，伸出拉绳(303)与平尾上要测量位移值的各点(304)相 连。系统通电后检查各项数据无误，将数据清零，按预定载荷加载，记录各测量点的应 变和位移值。完成后将重物取下并将数据清零，更换为更大载荷加载。这样载荷逐渐增大 的方式直到达到预定试验载荷。本发明的优点包括1)提供了一种微小型飞行器的静力试验平台，为这类飞行器 的设计制作提供了一种简单实用的实验平台；2)为教学实验提供了良好的实验平台，便于 学生对小型飞行器的结构强度有初步了解；3)为设计人员的提供了一种设计结构的试验 工具，有助于提高结构设计与分析能力。应当理解的是，在以上叙述和说明中对本发明所进行的描述只是说明而非限定性 的，且在不脱离如所附权利要求书所限定的本发明的前提下，可以对上述实施例进行各种 改变、变形、和/或修正。
权利要求
1. 一种微小型飞行器结构静力试验系统，其特征在于包括一个承力顶棚(3)，其包括由多根支柱(103)支撑的多条滑轨(104)，所述滑轨(104) 用于吊挂试验装置和/或实验件；承力地坪(2)包括多根纵轨(101)和多条横轨(102)，其中所述横轨在所述纵轨上的位 置能够任意地改变。
2.根据权利要求1的微小型飞行器结构静力试验系统，其特征在于进一步包括 承力墙(1)，用于固定实验件，其中所述承力墙(1)的板上布置有多个固定孔位，依靠这些孔来固定实验件。
3.根据权利要求1或2的微小型飞行器结构静力试验系统，其特征在于进一步包括 位移传感器(302)；吊线(301)，用于将所述位移传感器(302)吊挂在所述承力顶棚(3)下方； 拉绳(303)，其把位移传感器(302)的下表面与所述实验件(308)上的指定位移测量点 (304)连接。
4.根据权利要求1或2的微小型飞行器结构静力试验系统，其特征在于进一步包括杠 杆分力式加载装置，所述杠杆分力式加载装置包括一个安装在承力地坪(2)上的滑轮(206)，用于改变施加在所述实验件(208)上的总力 的方向和作用点位置；包括至少一根杠杆(204)与吊线(202)的分力机构，用于为所述实验件(208)上的各 预定加载点(201)施加确定的载荷。
5.根据权利要求4的微小型飞行器结构静力试验系统，其特征在于进一步包括 一个串联连接在所述滑轮(206)与所述分力机构之间的拉力测量器(205)，用于显示载荷值。
6.利用一种微小型飞行器结构静力试验系统的测试方法，所述微小型飞行器结构静力 试验系统包括一个承力顶棚(3)，其包括由多根支柱(103)支撑的多条滑轨(104)，所述滑轨(104) 用于吊挂试验装置和/或实验件(208，308)；承力地坪(2)包括多根纵轨(101)和多条横轨(102)，其中所述横轨在所述纵轨上的位 置能够任意地改变，所述测试方法的特征在于包括用吊线(301)将位移传感器(302)吊挂在所述承力顶棚(3)下方； 用拉绳(303)把所述位移传感器(302)的下表面与所述实验件(308)上的指定位移测 量点(304)连接。
7.利用一种微小型飞行器结构静力试验系统的测试方法，所述微小型飞行器结构静力 试验系统包括一个承力顶棚(3)，其包括由多根支柱(103)支撑的多条滑轨(104)，所述滑轨(104) 用于吊挂试验装置和/和实验件(208，308)；承力地坪(2)包括多根纵轨(101)和多条横轨(102)，其中所述横轨在所述纵轨上的位 置能够任意地改变，所述测试方法的特征在于包括利用包括至少一根杠杆(204)与吊线Q02)的分力机构，为所述实验件(208)上的各 预定加载点(201)施加确定的载荷；借助一个安装在承力地坪( 上的滑轮(206)改变施加在所述实验件(208)上的总力 的方向。
8.根据权利要求7的测试方法，其特征在于进一步包括利用一个串联连接在所述滑轮(206)与所述分力机构之间的拉力测量器(20 显示载荷值。
全文摘要
本发明涉及一种微小型飞行器结构静力试验系统，包括承力顶棚(3)，其包括由多根支柱(103)支撑的多条滑轨(104)，所述滑轨(104)用于吊挂试验装置和/或实验件；承力地坪(2)包括多根纵轨(101)和多条横轨(102)，其中所述横轨在所述纵轨上的位置能够任意地改变。本发明的优点包括1)提供了一种微小型飞行器的静力试验平台，为这类飞行器的设计制作提供了一种简单实用的实验平台；2)为教学实验提供了良好的实验平台，便于学生对小型飞行器的结构强度有初步了解；3)为设计人员的提供了一种设计结构的试验工具，有助于提高结构设计与分析能力。
文档编号G01N3/08GK102147342SQ201010199168
公开日2011年8月10日 申请日期2010年6月12日 优先权日2010年6月12日
发明者丁未龙, 万志强, 乔玉梁, 黄 俊 申请人:北京航空航天大学