專利名稱：飛機機翼現場地面載荷標定試驗方法及其標定裝置的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及飛機機翼現場地面載荷標定技術，特別是涉及一種飛機機翼地面載荷標定試驗方法及其裝置。

背景技術：
飛機機翼是飛機的重要部件，其主要功能是產生升力，以支持飛機在空中飛行，保證它的安全可靠關系著飛機的狀況和使用壽命。根據我國對飛機使用情況的統(tǒng)計，發(fā)現與飛機結構強度有關的事故中，有80％是由于結構疲勞引起的。我國相繼發(fā)生的飛機機毀人亡的嚴重事故多因結構疲勞而引起。因此確定機翼關鍵部位的載荷情況對于結構疲勞分析至關重要。通常需要在飛機結構危險部位粘貼應變傳感器，通過載荷標定試驗獲得地面標定數據，建立載荷方程，進行空中載荷譜飛行實測得到機翼載荷譜。
以往對機翼的地面載荷標定試驗，都是將機翼從飛機上拆卸下來在實驗室中進行的。該方法無法正確模擬飛機飛行過程中機翼的真實載荷傳遞情況，也保證不了載荷測試和標定的精度。由于需要反復拆裝機翼，使得試驗測試工作周期長，在翼身對接位置易產生安全隱患。并且需要實驗室具有大型結構部件的夾持、加載、測試等一系列設備，對于實驗室要求較高。


發(fā)明內容
本發(fā)明所要解決的技術問題在于提供一種飛機機翼地面載荷標定方法及其裝置以及用于機翼地面載荷標定的專用裝置，用于解決現有技術中無法正確模擬飛機飛行過程中機翼的真實載荷傳遞情況，載荷測試和標定的精度不高以及測試工作周期長、安全性不高的問題。
為了實現上述目的，本發(fā)明提供了一種飛機機翼地面載荷標定方法，其特征在于，包括 步驟一，標定坐標系，將飛機機身構造的水平線與0位線的交點設置為坐標系原點，X軸與飛機機身構造的水平線重合，向后為正，Y軸在飛機的對稱面內向上為正，Z軸指向飛機的左機翼，并與X軸、Y軸構成右手系； 步驟二，將飛機的主起落架支撐在地面上，前起落架支撐在平臺上，保持機翼處于水平狀態(tài)，并使飛機的前緣襟翼、后緣襟翼、副翼處于水平狀態(tài)； 步驟三，在飛機的左右平尾大軸施加約束載荷；以及 步驟四，在飛機的左右機翼縱墻與翼肋交點選取機翼加載點，在所選取的機翼加載點上施加標定載荷，并獲取標定載荷數值。
所述的飛機機翼地面載荷標定方法，其中，所述步驟三中，進一步包括 將飛機的左右平尾大軸連接到左右平尾大軸下的地樁上的步驟。
所述的飛機機翼地面載荷標定方法，其中，所述步驟三中，進一步包括 在飛機前后端施加指向地面的約束載荷的步驟。
所述的飛機機翼地面載荷標定方法，其中，所述步驟四中，進一步包括選取翼肋與翼梁或翼墻的交接處為所述機翼加載點，且使得翼肋與翼梁或翼墻的接觸面積不小于120mm×160mm，并將機翼翼面上的所有載荷施加在所述機翼加載點的步驟。
所述的飛機機翼地面載荷標定方法，其中，所述步驟四中，進一步包括 在左右機翼第1、3縱墻與左右機翼第5、7、9、11、14、17翼肋的交點位置向上施加Y向標定載荷的步驟。
為了實現上述目的，本發(fā)明還提供了一種飛機機翼地面載荷標定裝置，其特征在于，包括 坐標系標定裝置，用于標定坐標系，將飛機機身構造的水平線與0位線的交點設置為坐標系原點，X軸與飛機機身構造的水平線重合，向后為正，Y軸在飛機的對稱面內向上為正，Z軸指向飛機的左機翼，并與X軸、Y軸構成右手系； 標定狀態(tài)設置裝置，用于在標定坐標系后，設置飛機的標定狀態(tài)，將飛機的主起落架支撐在地面上，前起落架支撐在平臺上，保持機翼處于水平狀態(tài)，并使飛機的前緣襟翼、后緣襟翼、副翼處于水平狀態(tài)； 約束載荷施加裝置，用于在進行載荷標定之前在飛機的左右平尾大軸施加約束載荷； 標定載荷施加裝置，用于在標定狀態(tài)設置后在飛機的左右機翼縱墻與翼肋交點選取機翼加載點，并在所選取的機翼加載點上施加標定載荷； 載荷數值獲取裝置，連接所述標定載荷施加裝置，用于根據施加的載荷獲取載荷數值。
所述的飛機機翼地面載荷標定裝置，其中，所述狀態(tài)設置裝置進一步將飛機的左右平尾大軸連接到左右平尾大軸下的地樁上。
所述的飛機機翼地面載荷標定裝置，其中，所述約束載荷施加裝置進一步在飛機前后端施加指向地面的約束載荷。
所述的飛機機翼地面載荷標定裝置，其中，所述標定載荷施加裝置進一步選取翼肋與翼梁或翼墻的交接處為所述機翼加載點，且使得翼肋與翼梁或翼墻的接觸面積不小于120mm×160mm，并將機翼翼面上的所有載荷施加在所述機翼加載點。
所述的飛機機翼地面載荷標定裝置，其中，所述標定載荷施加裝置進一步在左右機翼的第1、3縱墻與左右機翼的第5、7、9、11、14、17翼肋的交點位置向上施加Y向標定載荷。
為了實現上述目的，本發(fā)明還提供了一種用于飛機機翼地面載荷標定的專用裝置，其特征在于，包括加載地軌、加載卡板、旋式加載裝置；所述加載地軌包括第一加載地軌、第二加載地軌； 所述第一加載地軌，鋪設在機翼下方地面，用于固定所述旋式加載裝置的下端；所述第二加載地軌鋪設在機身、左右平尾大軸下方，用于施加約束載荷； 所述加載卡板，包括上方加載卡板、下方加載卡板，安裝在機翼翼面上下側，用于固定所述旋式加載裝置的上端，將標定載荷傳遞到機翼加載點上； 所述旋式加載裝置垂直地面安裝，上端與所述下方加載卡板相連，下端與所述第一加載地軌相連并連接有用于獲取標定載荷數值的讀取器。
所述的用于飛機機翼地面載荷標定的專用裝置，其中，在前起落架前，沿機身對稱面鋪設背對背間隔25mm且壓緊放置的槽鋼形成所述第一加載地軌，并沿機身將所述第一加載地軌固定在地面連接點上。
所述的用于飛機機翼地面載荷標定的專用裝置，其中，沿機身對稱面以及平尾安裝軸線鋪設背對背間隔25mm且壓緊放置的槽鋼形成所述第二加載地軌，并將所述第二加載地軌固定在地面連接點上。
所述的用于飛機機翼地面載荷標定的專用裝置，其中，將槽鋼背對背間隔25mm形成所述加載卡板；所述上方加載卡板、所述下方加載卡板結合夾持在標定肋位置； 其中，所述上方加載卡板與所述下方加載卡板焊有角材，所述上方加載卡板與機翼之間通過分隔塊分隔，所述分隔塊的曲面形狀與機翼翼面嚴格貼合，且接觸面積不小于120mm×160mm；所述下方加載卡板的機翼加載點對應位置鉆有與所述旋式加載裝置相連接的連接孔。
所述的用于飛機機翼地面載荷標定的專用裝置，其中，所述旋式加載裝置包括位于兩端的接頭、螺桿、手柄、外筒； 其中所述位于兩端的接頭分別與所述加載地軌、所述加載卡板相連接，靠近所述加載地軌的接頭一端連接有所述讀取器，并通過旋轉所述手柄調節(jié)所述螺桿伸出所述外筒的長度，給機翼施加標定載荷。
所述的用于飛機機翼地面載荷標定的專用裝置，其中，所述讀取器有兩路輸出，一路輸出到用于直接讀取施加載荷數值的數字顯示裝置，另一路輸出到用于實時記錄標定載荷的采集器，且所述外筒的一端安裝有用于在標定機翼地面載荷時有效減小摩擦的軸承。
所述的用于飛機機翼地面載荷標定的專用裝置，其中，所述旋式加載裝置為絲杠旋式加載裝置，和/或，所述讀取器為拉壓力電子測力計。
本發(fā)明的有益效果是 本發(fā)明提供了一種飛機停機狀態(tài)下，飛機機翼現場地面載荷標定試驗方法及使用該試驗方法的試驗裝置。它是在不拆卸飛機機翼的狀態(tài)下，在飛機機身、機翼下面鋪設加載地軌，在機翼翼面上安裝加載卡板，使用旋式加載裝置施加標定載荷，并通過旋式加載裝置上的拉壓力電子測力計連接數據采集記錄設備記錄載荷輸入與應變輸出。該方法及該專用裝置實現了飛機機翼的現場地面載荷標定。
本發(fā)明能夠正確模擬飛機飛行過程中機翼的真實載荷傳遞情況，提高了載荷測試和標定的精度以及縮短了測試工作周期長，并保證了測試的安全性。由于本發(fā)明的飛機機翼地面載荷標定試驗是在機翼不拆卸的條件下進行的，既保證了飛機的安全，又保證了機翼受載的真實性和載荷標定的精度，通過應變傳感器載荷標定試驗建立載荷方程，準確地測量出飛機在飛行狀態(tài)下作用在機翼的外載荷時間歷程，作為疲勞定壽及模擬試驗加載的力學依據。
以下結合附圖和具體實施例對本發(fā)明進行詳細描述，但不作為對本發(fā)明的限定。



圖1是本發(fā)明飛機機翼地面載荷標定方法流程圖； 圖2是本發(fā)明飛機機翼地面載荷標定裝置結構圖； 圖3是本發(fā)明機翼載荷測試切面圖； 圖4是本發(fā)明機翼加載卡板安裝位置及加載點位置圖； 圖5A、圖5B是本發(fā)明機翼加載卡板示意圖； 圖6是本發(fā)明前起落架前機身地軌示意圖； 圖7是本發(fā)明機身及平尾大軸下方地軌示意圖； 圖8是本發(fā)明機翼旋式加載裝置示意圖； 圖9是本發(fā)明機翼加載標定示意圖。

具體實施例方式 下面結合附圖和具體實施方式
對本發(fā)明的技術方案作進一步更詳細的描述。
如圖1所示，是本發(fā)明飛機機翼地面載荷標定方法流程圖。在進行飛機機翼現場載荷標定試驗時，飛機保持水平停機狀態(tài)，結合圖1，此時飛機機翼地面載荷標定的具體實施步驟包括 步驟S101，標定坐標系，坐標系原點為機身構造水平線與0位線的交點，X軸與機身構造水平線重合，向后為正，Y軸在飛機對稱面內向上為正，Z軸指向飛機左機翼與X、Y軸構成右手系； 步驟S102，機翼標定試驗時，將飛機的主起落架支撐在地面上；將飛機的前起落架支撐在平臺上，使機翼處于水平狀態(tài)；不拆卸飛機前緣襟翼、后緣襟翼、副翼(某些飛機為襟副翼)等活動舵面，并使其處于水平位置。
步驟S103，在飛機的平尾大軸等位置施加約束載荷，保證飛機安全。
步驟S104，在飛機左右機翼縱墻與肋交點選取若干機翼加載點，機翼加載點的位置具有代表性。同時在左右機翼所選取的機翼加載點上施加標定載荷及約束載荷，并記錄施加的載荷數值。
在進行標定試驗時，標定載荷需施加在翼肋與翼梁或翼墻的交接處，翼面上所有載荷點施加在翼肋與翼梁或翼墻的交接處，其接觸面積不小于120mm×160mm，為使其與翼面嚴格貼合，表面可粘貼毛氈、橡膠等材料。
在左右機翼加載肋位置安裝加載卡板，保證加載接頭位于縱墻與肋的交點上。旋式加載裝置支持在地面地軌上，保證旋式加載裝置垂直地面。旋式加載裝置下端安裝有一記錄器，用于記錄施加的載荷數值。通過旋式加載裝置向機翼加載點施加Y向標定載荷。
在步驟S102中，采用起落架支撐飛機的方案，一方面在標定現場方便采用，而使用機身、機翼托架則不便，另一方面，采用非飛機自備支撐設備將影響飛機載荷傳遞，給地面載荷標定引入干擾誤差。由于調整了前起落架高度，使得飛機機翼處于水平狀態(tài)，在施加垂直地面的標定載荷時，標定載荷與受載切面相垂直，沒有水平分力存在，防止飛機側滑。
在步驟S103中，在飛機前后端施加指向地面的約束載荷，即能將飛機穩(wěn)定在地面上，同時又增加了飛機重量，防止標定載荷過大，將飛機頂離地面，造成事故。
上述飛機機翼現場地面載荷標定方法，改進了我國目前飛機機翼地面載荷標定試驗方法。用于建立機翼彎矩、剪力、扭矩應變輸出與標定載荷輸入測試方程。其是在機翼不拆卸的條件下實現了機翼現場載荷施加與記錄，既可以準確模擬飛機機翼在實際飛行過程中的受載情況，又能夠保證飛機的安全。
如圖2所示，是本發(fā)明飛機機翼地面載荷標定裝置結構圖。該裝置100的結構包括坐標系標定裝置201、標定狀態(tài)設置裝置202、約束載荷施加裝置203、標定載荷施加裝置204、載荷數值獲取裝置205。
坐標系標定裝置201，用于標定坐標系，將飛機機身構造的水平線與0位線的交點設置為坐標系原點，X軸與飛機機身構造的水平線重合，向后為正，Y軸在飛機的對稱面內向上為正，Z軸指向飛機的左機翼，并與X軸、Y軸構成右手系； 標定狀態(tài)設置裝置202，用于在標定坐標系后，設置飛機的標定狀態(tài)，將飛機的主起落架支撐在地面上，前起落架支撐在平臺上，保持機翼處于水平狀態(tài)，并使飛機的前緣襟翼、后緣襟翼、副翼處于水平狀態(tài)； 約束載荷施加裝置203，用于在標定狀態(tài)設置后在飛機的左右平尾大軸施加約束載荷； 標定載荷施加裝置204，用于在標定狀態(tài)設置后在飛機的左右機翼縱墻與翼肋交點選取機翼加載點，并在所選取的機翼加載點上施加標定載荷； 載荷數值獲取裝置205，連接標定載荷施加裝置204，用于根據施加的載荷獲取載荷數值。
進一步地，標定狀態(tài)設置裝置202將飛機的左右平尾大軸連接到左右平尾大軸下的地樁上。
進一步地，約束載荷施加裝置203在飛機前后端施加指向地面的約束載荷。
進一步地，標定載荷施加裝置204選取翼肋與翼梁或翼墻的交接處為所述機翼加載點，且使得翼肋與翼梁或翼墻的接觸面積不小于120mm×160mm，并將機翼翼面上的所有載荷施加在所述機翼加載點。
進一步地，標定載荷施加裝置204在左右機翼的第1、3縱墻與左右機翼的第5、7、9、11、14、17翼肋的交點位置向上施加Y向標定載荷。
進一步地，載荷數值獲取裝置205為一讀取器，該讀取器可以是拉壓力電子測力計。
本發(fā)明還提供一種實現飛機機翼現場地面載荷標定試驗方法的專用試驗裝置。該裝置包括如下模塊加載地軌11、加載卡板12、旋式加載裝置13，參見圖3-圖8所示。
在機翼正下方地面鋪設加載地軌11，用于固定旋式加載裝置13的下端。該加載地軌是將20號槽鋼背對背間隔25mm并壓緊后形成。20號槽鋼使用墊片、螺栓壓緊。在機翼加載點的對應位置鉆有連接孔44，以連接旋式加載裝置13。
在機身、平尾大軸正下方還鋪設加載地軌11，用于施加約束載荷，平衡飛機受載。該加載地軌11是將20號槽鋼背對背間隔25mm并壓緊后形成，20號槽鋼使用墊片、螺栓壓緊。
加載卡板12，安裝在機翼翼面上下側，用于固定旋式加載裝置13的上端，將標定載荷傳遞到機翼加載點上。將10號槽鋼背對背間隔25mm，覆蓋墊片焊接，形成加載卡板12。使用上下兩個加載卡板12夾持在標定肋位置，并使用螺栓擰緊。上方加載卡板12與機翼之間設置有分割塊，該分割塊可以是木塊，木塊的曲面形狀與翼面嚴格貼合。下方加載卡板12的機翼加載點對應位置鉆有連接孔，以連接旋式加載裝置13。
旋式加載裝置13可采用絲杠旋式加載裝置13，當使用絲杠旋式加載裝置13進行加載時，絲杠旋式加載裝置13的上端與下方加載卡板12相連，下端與加載地軌11相連。垂直地面安裝，并連接有一用于記錄標定載荷的記錄器72，記錄器72可以是拉壓力電子測力計。
下面結合附圖對本發(fā)明作進一步的詳細說明 首先選定坐標系，坐標系原點為機身構造水平線與0位線的交點，X軸與機身構造水平線重合，向后為正，Y軸在飛機對稱面內向上為正，Z軸指向左翼與X、Y軸構成右手系。
在圖3中，在飛機的左、右機翼各選擇6個測試切面，共12個標定切面。各測試切面均須垂直于機翼剛軸。
1切面，前緣為一縱墻3肋內XXmm，后緣為二縱墻2肋內XXmm 2切面，4肋外XXmm3切面，6肋外XXmm 4切面，8肋外XXmm5切面，10肋外XXmm 6切面，13肋外XXmm 其中，對于本發(fā)明測試飛機XX＜80mm，并注意避開應力集中位置，垂直機翼剛軸粘貼電阻應變片，組成載荷測試電橋。電阻應變片粘貼部位一般位于梁、縱墻、加強肋等主要受載的切面。載荷譜測試是測量截面應變，通過載荷-應變對應關系得到結構載荷，而不是直接測量危險部位處的應力。故將電阻應變片粘貼在應變較大而又無應力集中的區(qū)域，以保證實測數據的線性與可靠性。
如圖4所示，左右機翼各選擇6個加載截面，沿左右機翼5、7、9、11、14、17肋安裝標定加載卡板12。為防止5肋位置的加載卡板12后端與機身接觸，將其兩端位置反對稱焊接延長卡板，保證兩端的螺栓及墊片3擰緊時，受力點在加載卡板12中部。在機翼第1、3縱墻與上述各肋的交點位置1(即機翼加載點位置)向上施加Y向載荷，左右機翼共24個主動加載點，在左右平尾大軸設置兩個被動加載點。加工加載卡板12上的木塊，使其與翼面嚴格貼合。
在對飛機機翼的載荷進行標定時，此時的飛機帶有前緣襟翼、襟副翼。前緣襟翼、襟副翼處于中立位置。主起落架支撐在地面上，為保證飛機處于水平狀態(tài)，前起落架支撐在前起平臺84上，如圖9所示。
如圖5A、圖5B所示，將槽鋼52(為10號U型槽鋼)背對背間隔25mm，覆蓋墊片45焊接，形成加載卡板12。使用上下兩個加載卡板12夾持在標定肋位置，并使用螺栓46擰緊。兩個加載卡板12之間焊有角材43(為L型槽鋼)，其間固定用于分割的木塊42，木塊42的曲面形狀與翼面嚴格貼合。下方加載卡板12的機翼加載點對應位置鉆有連接孔44，以連接旋式加載裝置13。
在機身下方鋪設加載地軌11。由于標定機翼時，起落架需要支撐飛機，不能離開地面。故加載地軌11分兩部分，如圖6、圖7所示。
在圖6中，前起落架前沿機身對稱面51鋪設槽鋼52(為20號U型槽鋼)形成加載地軌11，并通過槽鋼52(為短槽鋼)背對背沿機身將加載地軌11固定在地面連接點53上。20號U型槽鋼52背對背距離25mm。
在圖7中，沿機身對稱面51以及平尾安裝軸線54鋪設槽鋼52(為20號U型槽鋼)加載地軌11，并有槽鋼52(為短槽鋼)將加載地軌11固定在地面連接點53上。槽鋼52背對背距離25mm。
如圖8所示，為旋式加載裝置13。旋式加載裝置13兩端有接頭71與加載地軌11、加載卡板12相連，靠近加載地軌11的接頭一端連接有拉壓力電子測力計72。通過旋轉手柄74，調節(jié)螺桿73伸出外筒76的長度，給機翼施加標定載荷。電子測力計72有兩路輸出，一路輸出到數字顯示裝置可直接讀取施加載荷數值，另一路輸出到采集器可實時記錄標定載荷。外筒76的一端安裝有軸承75，標定時可有效減小摩擦。
在對飛機機翼的載荷進行標定時，采用多點協(xié)調加載方式，本發(fā)明設計13種載荷情況加載，分別按弦向及展向前、中、后分布9種標定載荷和4種校驗載荷加載，如下表1所示。由于左右機翼加載卡板12總重約1.8噸，標定時，需扣除加載卡板12以及旋式加載裝置13的重量。
表1外翼標定載荷

如圖9所示，在對飛機機翼的載荷進行標定試驗時，沿左右機翼加載肋位置安裝加載卡板12，保證加載接頭位于縱墻與肋的交點上。旋式加載裝置13上端連接在機翼加載點上，下端支持在加載地軌11上，保證旋式加載裝置13垂直地面。旋式加載裝置13的下端安裝電子測力計72，記錄施加載荷數值。通過鋼索和絲杠將平尾大軸連接到平尾大軸下的地樁上。前起落架支撐在前起平臺84上，保證飛機處于水平狀態(tài)。
通過旋式加載裝置13對左右機翼同時施加向上的標定載荷。采用左右機翼同時施加標定載荷，可平衡飛機受載，保證飛機安全。包括左右平尾大軸約束載荷加載點共26個加載點。其中左右平尾大軸約束載荷加載點為預加載被動受載點，即在標定試驗開始前，預先在平尾大軸位置施加一定的載荷，當在左右機翼的機翼加載點施加標定載荷時，不再主動施加平尾大軸上的載荷。
本發(fā)明提供了一種飛機機翼現場地面載荷標定試驗方法及其所采用的專用試驗裝置。在本發(fā)明中，由于飛機機翼地面標定試驗是在機翼不拆卸的條件下進行的，既保證了飛機的安全，又保證了機翼受載的真實性和載荷標定的精度，通過應變傳感器載荷標定試驗建立載荷方程，就能準確地測量出飛機在飛行狀態(tài)下作用在機翼的外載荷時間歷程，作為疲勞定壽及模擬試驗加載的力學依據。
當然，本發(fā)明還可有其他多種實施例，在不背離本發(fā)明精神及其實質的情況下，熟悉本領域的技術人員當可根據本發(fā)明作出各種相應的改變和變形，但這些相應的改變和變形都應屬于本發(fā)明所附的權利要求的保護范圍。
權利要求
1、一種飛機機翼地面載荷標定方法，其特征在于，包括
步驟一，標定坐標系，將飛機機身構造的水平線與0位線的交點設置為坐標系原點，X軸與飛機機身構造的水平線重合，向后為正，Y軸在飛機的對稱面內向上為正，Z軸指向飛機的左機翼，并與X軸、Y軸構成右手系；
步驟二，將飛機的主起落架支撐在地面上，前起落架支撐在平臺上，保持機翼處于水平狀態(tài)，并使飛機的前緣襟翼、后緣襟翼、副翼處于水平狀態(tài)；
步驟三，在飛機的左右平尾大軸施加約束載荷；以及
步驟四，在飛機的左右機翼縱墻與翼肋交點選取機翼加載點，在所選取的機翼加載點上施加標定載荷，并獲取標定載荷數值。
2、根據權利要求1所述的飛機機翼地面載荷標定方法，其特征在于，所述步驟三中，進一步包括
將飛機的左右平尾大軸連接到左右平尾大軸下的地樁上的步驟。
3、根據權利要求1所述的飛機機翼地面載荷標定方法，其特征在于，所述步驟三中，進一步包括
在飛機前后端施加指向地面的約束載荷的步驟。
4、根據權利要求1、2或3所述的飛機機翼地面載荷標定方法，其特征在于，所述步驟四中，進一步包括選取翼肋與翼梁或翼墻的交接處為所述機翼加載點，且使得翼肋與翼梁或翼墻的接觸面積不小于120mm×160mm，并將機翼翼面上的所有載荷施加在所述機翼加載點的步驟。
5、根據權利要求4所述的飛機機翼地面載荷標定方法，其特征在于，所述步驟四中，進一步包括
在左右機翼第1、3縱墻與左右機翼第5、7、9、11、14、17翼肋的交點位置向上施加Y向標定載荷的步驟。
6、一種飛機機翼地面載荷標定裝置，其特征在于，包括
坐標系標定裝置，用于標定坐標系，將飛機機身構造的水平線與0位線的交點設置為坐標系原點，X軸與飛機機身構造的水平線重合，向后為正，Y軸在飛機的對稱面內向上為正，Z軸指向飛機的左機翼，并與X軸、Y軸構成右手系；
標定狀態(tài)設置裝置，用于在標定坐標系后，設置飛機的標定狀態(tài)，將飛機的主起落架支撐在地面上，前起落架支撐在平臺上，保持機翼處于水平狀態(tài)，并使飛機的前緣襟翼、后緣襟翼、副翼處于水平狀態(tài)；
約束載荷施加裝置，用于在進行載荷標定之前在飛機的左右平尾大軸施加約束載荷；
標定載荷施加裝置，用于在標定狀態(tài)設置后在飛機的左右機翼縱墻與翼肋交點選取機翼加載點，并在所選取的機翼加載點上施加標定載荷；
載荷數值獲取裝置，連接所述標定載荷施加裝置，用于根據施加的載荷獲取載荷數值。
7、根據權利要求6所述的飛機機翼地面載荷標定裝置，其特征在于，所述狀態(tài)設置裝置進一步將飛機的左右平尾大軸連接到左右平尾大軸下的地樁上。
8、根據權利要求6所述的飛機機翼地面載荷標定裝置，其特征在于，所述約束載荷施加裝置進一步在飛機前后端施加指向地面的約束載荷。
9、根據權利要求6、7或8所述的飛機機翼地面載荷標定裝置，其特征在于，所述標定載荷施加裝置進一步選取翼肋與翼梁或翼墻的交接處為所述機翼加載點，且使得翼肋與翼梁或翼墻的接觸面積不小于120mm×160mm，并將機翼翼面上的所有載荷施加在所述機翼加載點。
10、根據權利要求9所述的飛機機翼地面載荷標定裝置，其特征在于，所述標定載荷施加裝置進一步在左右機翼的第1、3縱墻與左右機翼的第5、7、9、11、14、17翼肋的交點位置向上施加Y向標定載荷。
11、一種用于飛機機翼地面載荷標定的專用裝置，其特征在于，包括加載地軌、加載卡板、旋式加載裝置；所述加載地軌包括第一加載地軌、第二加載地軌；
所述第一加載地軌，鋪設在機翼下方地面，用于固定所述旋式加載裝置的下端；所述第二加載地軌鋪設在機身、左右平尾大軸下方，用于施加約束載荷；
所述加載卡板，包括上方加載卡板、下方加載卡板，安裝在機翼翼面上下側，用于固定所述旋式加載裝置的上端，將標定載荷傳遞到機翼加載點上；
所述旋式加載裝置垂直地面安裝，上端與所述下方加載卡板相連，下端與所述第一加載地軌相連并連接有用于獲取標定載荷數值的讀取器。
12、根據權利要求11所述的用于飛機機翼地面載荷標定的專用裝置，其特征在于，在前起落架前，沿機身對稱面鋪設背對背間隔25mm且壓緊放置的槽鋼形成所述第一加載地軌，并沿機身將所述第一加載地軌固定在地面連接點上。
13、根據權利要求11所述的用于飛機機翼地面載荷標定的專用裝置，其特征在于，沿機身對稱面以及平尾安裝軸線鋪設背對背間隔25mm且壓緊放置的槽鋼形成所述第二加載地軌，并將所述第二加載地軌固定在地面連接點上。
14、根據權利要求11所述的用于飛機機翼地面載荷標定的專用裝置，其特征在于，將槽鋼背對背間隔25mm形成所述加載卡板；所述上方加載卡板、所述下方加載卡板結合夾持在標定肋位置；
其中，所述上方加載卡板與所述下方加載卡板焊有角材，所述上方加載卡板與機翼之間通過分隔塊分隔，所述分隔塊的曲面形狀與機翼翼面嚴格貼合，且接觸面積不小于120mm×160mm；所述下方加載卡板的機翼加載點對應位置鉆有與所述旋式加載裝置相連接的連接孔。
15、根據權利要求11所述的用于飛機機翼地面載荷標定的專用裝置，其特征在于，所述旋式加載裝置包括位于兩端的接頭、螺桿、手柄、外筒；
其中，所述位于兩端的接頭分別與所述加載地軌、所述加載卡板相連接，靠近所述加載地軌的接頭一端連接有所述讀取器，并通過旋轉所述手柄調節(jié)所述螺桿伸出所述外筒的長度，給機翼施加標定載荷。
16、根據權利要求15所述的用于飛機機翼地面載荷標定的專用裝置，其特征在于，所述讀取器有兩路輸出，一路輸出到用于直接讀取施加載荷數值的數字顯示裝置，另一路輸出到用于實時記錄標定載荷的采集器，且所述外筒的一端安裝有用于在標定機翼地面載荷時有效減小摩擦的軸承。
17、根據權利要求11至16任一所述的用于飛機機翼地面載荷標定的專用裝置，其特征在于，所述旋式加載裝置為絲杠旋式加載裝置，和/或，所述讀取器為拉壓力電子測力計。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種飛機機翼地面載荷標定方法及其裝置以及用于機翼地面載荷標定的專用裝置，其中該方法包括步驟一，標定坐標系，將飛機機身構造的水平線與0位線的交點設置為坐標系原點，X軸與飛機機身構造的水平線重合，向后為正，Y軸在飛機的對稱面內向上為正，Z軸指向飛機的左機翼，并與X軸、Y軸構成右手系；步驟二，將飛機的主起落架支撐在地面上，前起落架支撐在平臺上，保持機翼處于水平狀態(tài)，并使飛機的前緣襟翼、后緣襟翼、副翼處于水平狀態(tài)；步驟三，在飛機的左右平尾大軸施加約束載荷；以及步驟四，選取機翼加載點，在所選取的機翼加載點上施加標定載荷，并獲取標定載荷數值。本發(fā)明實現了飛機機翼的現場地面載荷標定。
文檔編號G01L1/22GK101685039SQ20081022274
公開日2010年3月31日 申請日期2008年9月23日 優(yōu)先權日2008年9月23日
發(fā)明者閻楚良, 呂志剛, 敦 紀, 孟繁沛, 蘇開鑫, 張書明, 周福強, 舸 葉, 孟祥民, 楊方飛, 劉克格 申請人:中國農業(yè)機械化科學研究院