一種靜力試驗(yàn)界面載荷測(cè)量傳感器設(shè)計(jì)

陳立++顧劍鋒++夏貴芬++王月

摘要：為準(zhǔn)確測(cè)量超靜定式吊掛與機(jī)翼/發(fā)動(dòng)連接界面在靜力試驗(yàn)中的載荷，針對(duì)吊掛靜力試驗(yàn)對(duì)界面載荷傳感器的量程和精度要求，提出了一種新的傳感器設(shè)計(jì)方案，通過實(shí)心式構(gòu)型和承力支點(diǎn)的設(shè)計(jì)提高量程和精度。強(qiáng)度校核證實(shí)該傳感器具有足夠的量程。通過測(cè)試靜態(tài)特性和不同耳片間隙、安裝角度對(duì)測(cè)量結(jié)果的影響，對(duì)該構(gòu)型進(jìn)行了可行性分析，結(jié)果表明，該構(gòu)型傳感器具有較好的靜態(tài)特性和測(cè)量精度，同時(shí)安裝位置對(duì)其測(cè)量結(jié)果的影響可以忽略。

關(guān)鍵詞：靜力試驗(yàn)；載荷傳感器；構(gòu)型設(shè)計(jì)；靜態(tài)特性

中圖分類號(hào)： TP212.1 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1009-3044（2016）17-0217-03

現(xiàn)有的翼吊布局連接方式中，超靜定式是承受懸掛發(fā)動(dòng)機(jī)載荷的最好結(jié)構(gòu)，可以進(jìn)一步減輕結(jié)構(gòu)重量，并且具有結(jié)構(gòu)破損安全性[1]。但同時(shí)，超靜定結(jié)構(gòu)決定了其載荷的分配更為復(fù)雜，為了驗(yàn)證吊掛結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的準(zhǔn)確性，需對(duì)其進(jìn)行地面靜力試驗(yàn) [2-3]，通過試驗(yàn)測(cè)量吊掛與機(jī)翼/發(fā)動(dòng)機(jī)連接界面的載荷。

在飛機(jī)地面結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)中，應(yīng)變法被認(rèn)為是標(biāo)準(zhǔn)的，唯一通用的載荷測(cè)量方法[4]。測(cè)量界面載荷，可將外形尺寸與保險(xiǎn)銷一致的測(cè)力銷替代保險(xiǎn)銷安裝在吊掛與機(jī)翼發(fā)動(dòng)機(jī)界面中，將應(yīng)變片粘貼在銷體上測(cè)量載荷。同時(shí)，載荷傳感器還需滿足測(cè)量量程和測(cè)量精度要求。經(jīng)調(diào)研分析，市面上符合界面尺寸的載荷傳感器的量程遠(yuǎn)不能滿足試驗(yàn)要求[5]。

為滿足實(shí)際試驗(yàn)要求，在對(duì)現(xiàn)有的傳感器研究的基礎(chǔ)上，本文設(shè)計(jì)了一種實(shí)心點(diǎn)接觸式傳感器。

1 界面載荷傳感器構(gòu)型設(shè)計(jì)方案

1.1 界面載荷測(cè)量位置

超靜定結(jié)構(gòu)吊掛如圖1所示，上連桿、中接頭和斜撐桿與機(jī)翼的連接，構(gòu)成一個(gè)超靜定連接，前、后安裝節(jié)與發(fā)動(dòng)機(jī)連接，為靜定連接。為了分析載荷傳遞路徑，需要測(cè)量連接界面的傳遞的載荷，故連接接頭即為界面載荷的測(cè)量位置。如圖1標(biāo)注的數(shù)字所示。

1.2 界面?zhèn)鞲衅鳂?gòu)型設(shè)計(jì)

設(shè)計(jì)的實(shí)心點(diǎn)接觸傳感器構(gòu)型如圖2所示。主要有銷體、承力支點(diǎn)、導(dǎo)線槽、傳感部分和銷座組成。實(shí)心結(jié)構(gòu)提高了其結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，從而增加測(cè)量量程。承力支點(diǎn)采用弧形凸臺(tái)式設(shè)計(jì)，使傳感器與耳片接觸形式為點(diǎn)接觸，防止傳感器與耳片的線接觸形式發(fā)生改變。各凸臺(tái)間距根據(jù)接頭耳片間距確定。傳感器凸臺(tái)之間為傳感部段，應(yīng)變片粘貼于此區(qū)域內(nèi)， 應(yīng)變片連接導(dǎo)線布置于導(dǎo)線槽內(nèi)，避免安裝使用過程中損壞應(yīng)變片或?qū)Ь€使傳感器失效。

1.3 傳感器測(cè)量原理

傳感器的受力圖如圖3（a）所示。根據(jù)該圖可知，在單耳和雙耳間隙處受純彎矩作用。將雙耳中心簡(jiǎn)化為鉸支，單耳中心受集中力 ，如圖3（c）。傳感器兩處傳感部段圓周上，以導(dǎo)線布置槽為起點(diǎn)，間隔 90?依次布置 4枚應(yīng)變片，兩傳感部段上各應(yīng)變片位置編號(hào)如圖 4（b）所示。將 1、 3、 5、 7 號(hào)應(yīng)變片和 2、 4、 6、 8號(hào)應(yīng)變片組成全橋測(cè)量電路。

式中，[F]-傳感器所受剪力；[x]-剪力與應(yīng)變片粘貼截面之間的距離。

2 傳感器強(qiáng)度校核

2.1 傳感器材料

為了使載荷傳感器具有足夠的強(qiáng)度和剛度，選擇低合金超高強(qiáng)度鋼30CrMnSiNi2A作為傳感器材料，其屈服強(qiáng)度為1570MPa，極限強(qiáng)度為1627MPa，一般用于制造高強(qiáng)度連接件和軸類零件等重要受力結(jié)構(gòu)部件。

2.2 強(qiáng)度校核

界面載荷傳感器主要用于限制載荷試驗(yàn)階段，故標(biāo)定載荷為有限元分析結(jié)果中最危險(xiǎn)工況的極限界面載荷值乘以67%。校核采用第四強(qiáng)度理論，判斷傳感器結(jié)構(gòu)是否滿足強(qiáng)度要求。

實(shí)心點(diǎn)接觸傳感器主要用于測(cè)量載荷薄弱處的界面載荷，故其測(cè)量位置為位于圖1的5、6、7、8處。為獲得保守的校核結(jié)果，選取傳感器的中間支點(diǎn)截面進(jìn)行強(qiáng)度計(jì)算。

傳感器的屈服準(zhǔn)則為：

3 傳感器可行性分析

在測(cè)力傳感器結(jié)構(gòu)定型前，需要對(duì)其進(jìn)行地面驗(yàn)證試驗(yàn)檢測(cè)傳感器性能的各項(xiàng)指標(biāo)，包括靜態(tài)特性分析以及安裝位置對(duì)傳感器測(cè)量結(jié)果的影響，用于可行性分析，原理圖如圖3（a）所示。

3.1靜態(tài)特性分析

3.1.1靈敏度

靜態(tài)工作狀態(tài)下，傳感器的單位輸入所產(chǎn)生的輸出稱為靜態(tài)靈敏度，可以用傳感器特性曲線上相應(yīng)點(diǎn)的斜率來表示。實(shí)心點(diǎn)接觸式傳感器的靜態(tài)特性曲線為直線，計(jì)算得到靈敏度為23.117。

3.1.2 重復(fù)性

重復(fù)性反應(yīng)的多次重復(fù)測(cè)量所得的靜態(tài)特性曲線不一致的程度。若特性曲線一致，表明重復(fù)性好，誤差也小。

貝塞爾公式為原航空部標(biāo)準(zhǔn)中重復(fù)性誤差計(jì)算所采用的計(jì)算方法，其重復(fù)性誤差可定義為

ξR=3DYF.S.×100% （6）

式中，D-總體標(biāo)準(zhǔn)偏差。ξR反映隨機(jī)誤差的極限值，其置信概率為99.73%。計(jì)算得到的重復(fù)性誤差為1.05%。

3.1.3 遲滯

遲滯表示測(cè)試系統(tǒng)當(dāng)輸入量由小變大和由大變小變化時(shí)，所得的輸出量不一致程度。同一輸入量時(shí)的輸出量的偏差為之后滯后偏差，最大的滯后偏差和滿量程輸出比值的百分?jǐn)?shù)被稱為系統(tǒng)的遲滯。計(jì)算得到的遲滯誤差為2.07%。

3.1.4線性度

線性度描述靜態(tài)特性曲線與擬合直線不吻合的程度，線性度的計(jì)算過程為

ξL=（?yL）maxYF.S.×100% （7）

式中， （?yL）max是n個(gè)測(cè)量點(diǎn)中的最大偏差。

擬合基準(zhǔn)直線的擬合方法有多種，研究顯示，最小二乘法擬合的基準(zhǔn)直線效果最好[6]。每種試驗(yàn)都進(jìn)行了三次重復(fù)測(cè)量，取平均值作為基準(zhǔn)直線的擬合參數(shù)，計(jì)算得到的非線性誤差為0.83%。

3.1.5總精度

總精度是需要一個(gè)反映各項(xiàng)指標(biāo)共同作用的綜合性能指標(biāo)，綜合反映了傳感器的性能。根據(jù)原航空工業(yè)部標(biāo)準(zhǔn)，總精度為系統(tǒng)誤差ξLH與隨機(jī)誤差ξR之和，

Z=±（ξLH+ξR） （8）

式中，ξLH為非線性誤差和遲滯誤差的最大值。

按照式（8），傳感器總精度為3.12%。

3.2 安裝間隙的影響

實(shí)際試驗(yàn)中，雙耳和單耳中點(diǎn)中心距并不一定能保持相同，故需對(duì)安裝間隙對(duì)測(cè)量結(jié)果的影響進(jìn)行研究。選取三種間隙情況，間隙1： =3.0mm，=0.1mm；間隙2：=0.1mm，=3mm；間隙3：=1.6mm，=1.5mm，在相同安裝角度，進(jìn)行3次重復(fù)性測(cè)量，取平均值做靜態(tài)特性曲線，以靈敏度為參照，分析不同間隙對(duì)其測(cè)量結(jié)果的影響。

其靈敏度分析結(jié)果見表2所列。

3.3 安裝角度的影響

實(shí)際試驗(yàn)中，耳片安裝角度也比較難以控制，故需分析安裝角度的變化對(duì)測(cè)量結(jié)果的影響。耳片安裝間隙相同的情況下，對(duì)以下四種安裝角度分別進(jìn)行3 次重復(fù)性測(cè)量，取其平均值進(jìn)行分析。同樣采用靈敏度作為參考項(xiàng)。對(duì)應(yīng)的靈敏度見表3所列。

通過表3可知，各安裝角度下傳感器擬合的特性曲線具有良好的線性度和一致性，安裝角度的改變并不會(huì)影響結(jié)果的精度。

4 結(jié)論

對(duì)實(shí)心點(diǎn)傳感器的強(qiáng)度進(jìn)行了強(qiáng)度校核，顯示該構(gòu)型傳感器具有足夠的強(qiáng)度，能夠滿足實(shí)驗(yàn)的量程要求。同時(shí)，靜力特性分析顯示，點(diǎn)接觸式的設(shè)計(jì)保證了該傳感器的線性度，其總精度為3.1%，誤差較小，不同安裝間隙和安裝角度下對(duì)測(cè)量結(jié)果的影響基本可以忽略。以上結(jié)論表明實(shí)心點(diǎn)接觸式傳感器符合地面靜力試驗(yàn)的要求，可以進(jìn)一步對(duì)傳感器的標(biāo)定與應(yīng)用進(jìn)行研究。

參考文獻(xiàn)：

[1]劉亞奇，胡錦旋，劉星北，等. 翼下發(fā)動(dòng)機(jī)吊架及其與機(jī)翼連接結(jié)構(gòu)研究[J]. 民用飛機(jī)設(shè)計(jì)與研究， 2009（S1）：74-76.

[2]強(qiáng)寶平. 全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)試驗(yàn)技術(shù)[J].航空科學(xué)技術(shù)， 2012（6）：10-13.

[3]吳森. 結(jié)構(gòu)試驗(yàn)基礎(chǔ)[M].北京：航空工業(yè)出版社， 1992.

[4]陳仁文， 朱莉婭. 大型飛機(jī)中的若干關(guān)鍵測(cè)控技術(shù)及其發(fā)展趨勢(shì)[J].航空制造技術(shù)， 2009（8）：42-47.

[5]Magtrol （Shanghai） Co.，Ltd.載荷測(cè)量栓[EB/OL]. http：//www.magtrol.com.cn.

[6]彭俊珍. 直線擬合對(duì)傳感器線性度的影響[J].湖北職業(yè)技術(shù)學(xué)院學(xué)報(bào)， 2005，8（3）：73-76.