測力傳感器及飛機用大載荷可標定多角度測力方法
【專利摘要】本發(fā)明提供一種測力傳感器，其適于安裝到飛機結(jié)構(gòu)的連接接頭上，包括：圓柱形銷體，其體壁上具有軸向直槽和垂直于直槽的環(huán)槽；銷座，其上設(shè)置有與直槽連通的引線孔；位于第一凹槽和第二凹槽交匯處的第一應(yīng)變計；位于第二凹槽內(nèi)并與第一應(yīng)變計構(gòu)成90°圓心角的第二應(yīng)變計；與外部傳感信號采集儀電連接的第一應(yīng)變計連接線和第二應(yīng)變計連接線；其中，第一應(yīng)變計和第二應(yīng)變計的長度方向與銷體的軸向一致。本發(fā)明還提供一種飛機用大載荷可標定多角度測力方法。利用測力傳感器感測到的數(shù)據(jù)可確定飛機結(jié)構(gòu)所受載荷的大小及方向，而且能夠用于感測大載荷。
【專利說明】測力傳感器及飛機用大載荷可標定多角度測力方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及測力傳感器領(lǐng)域，更具體地涉及一種飛機用大載荷可標定多角度測力傳感器及飛機用大載荷可標定多角度測力方法。
【背景技術(shù)】
[0002]機械結(jié)構(gòu)的連接接頭是結(jié)構(gòu)較為關(guān)鍵的部位，主要用于結(jié)構(gòu)的連接及結(jié)構(gòu)間的載荷傳遞。因此，能夠準確測量出接頭傳遞的載荷大小及方向，對正確分析結(jié)構(gòu)受力起著重要的作用。目前，接頭測力傳感器品種繁多、種類齊全，但是一般只能針對一個或者幾個特定角度的載荷進行測量。然而，在工程實踐中，接頭受到的載荷大小和方向往往不能確定，特別是當結(jié)構(gòu)為超靜定時，接頭受到力的大小和方向是隨結(jié)構(gòu)的剛度分配而變化的。因此，現(xiàn)有接頭測力傳感器很難滿足工程實踐要求。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]本發(fā)明針對現(xiàn)有技術(shù)的上述不足提供一種新型的測力傳感器，通過該測力傳感器感測到的數(shù)據(jù)可確定飛機結(jié)構(gòu)所受載荷的大小及方向，而且能夠用于感測大載荷。
[0004]為此，根據(jù)本發(fā)明的一個方面，提供一種測力傳感器，其中，測力傳感器適于作為連接銷安裝于飛機結(jié)構(gòu)的連接接頭上，測力傳感器包括:
[0005]圓柱形銷體，其體壁上具有沿軸向延伸的第一凹槽和沿周向延伸的第二凹槽；
[0006]銷座，其位于銷體的一端，所述銷座上設(shè)置有引線孔，所述引線孔與所述第一凹槽相連通；
[0007]第一應(yīng)變計，其附著于第一凹槽和第二凹槽的交匯處；
[0008]第二應(yīng)變計，其附著于第二凹槽內(nèi)并與第一應(yīng)變計構(gòu)成90°的圓心角；
[0009]第一應(yīng)變計連接線，其布置在第一凹槽內(nèi)，一端與第一應(yīng)變計(3)連接另一端穿過引線孔電連接至外部的傳感信號采集儀；
[0010]第二應(yīng)變計連接線，其布置在第二凹槽內(nèi)，一端與第二應(yīng)變計電連接另一端穿過第一凹槽和引線孔電連接至傳感信號采集儀；
[0011]其中，第一應(yīng)變計和第二應(yīng)變計的長度方向與銷體的軸向一致。
[0012]優(yōu)選地，第二凹槽位于銷體的最大承彎面上，從而減小測量誤差。
[0013]優(yōu)選地，第一凹槽和第二凹槽的深度分別大于第一應(yīng)變計連接線以及第二應(yīng)變計連接線的直徑，從而防止連接線被摩擦而出現(xiàn)損傷。
[0014]優(yōu)選地，第一凹槽和第二凹槽的兩側(cè)具有倒角，以減少局部應(yīng)力集中對應(yīng)變計的影響并減少結(jié)構(gòu)受壓產(chǎn)生的變形量。
[0015]根據(jù)本發(fā)明的另一個方面，提供一種飛機用大載荷可標定多角度測力方法，其使用上述測力傳感器，其中，該方法包括如下步驟:
[0016]I)將測力傳感器安裝于飛機結(jié)構(gòu)的連接接頭上；
[0017]2)通過傳感信號采集儀采集分別來自第一應(yīng)變計和第二應(yīng)變計的應(yīng)變值ε 1、8 2 ；
[0018]3)利用下面的公式I計算得到測力傳感器所受載荷F的大小:
【權(quán)利要求】
1.一種測力傳感器(100)，其特征在于，所述測力傳感器適于作為連接銷安裝于飛機結(jié)構(gòu)的連接接頭上，所述測力傳感器包括: 圓柱形銷體(I)，其體壁上具有沿軸向延伸的第一凹槽(11)和沿周向延伸的第二凹槽(13)； 銷座(2)，其位于銷體(I)的一端，所述銷座(2)上設(shè)置有引線孔(21)，所述引線孔(21)與所述第一凹槽(11)相連通； 第一應(yīng)變計(3)，其附著于第一凹槽(11)和第二凹槽(13)的交匯處； 第二應(yīng)變計(4)，其附著于第二凹槽(13)內(nèi)并與第一應(yīng)變計(3)構(gòu)成90°的圓心角；第一應(yīng)變計連接線(31)，其布置在第一凹槽(11)內(nèi)，一端與第一應(yīng)變計(3)電連接另一端穿過引線孔(21)電連接至外部的傳感信號采集儀； 第二應(yīng)變計連接線(41)，其布置在第二凹槽(13)內(nèi)，一端與第二應(yīng)變計(4)電連接另一端穿過第一凹槽(11)和引線孔(21)電連接至所述傳感信號采集儀； 其中，所述第一應(yīng)變計(3)和所述第二應(yīng)變計(4)的長度方向與所述銷體(I)的軸向—致。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的測力傳感器(100)，其特征在于，所述第二凹槽(13)位于所述銷體(I)的最大承彎面上。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的測力傳感器(100)，其特征在于，所述第一凹槽(11)和第二凹槽(13)的深度分別大于所述第一應(yīng)變計連接線(31)以及所述第二應(yīng)變計連接線(41) 的直徑。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的測力傳感器(100)，其特征在于，所述第一凹槽(11)和所述第二凹槽(13)的兩側(cè)具有倒角。
5.一種飛機用大載荷可標定多角度測力方法，其使用根據(jù)權(quán)利要求1至4任一項所述的測力傳感器(100)，其特征在于，該方法包括如下步驟: 1)將所述測力傳感器安裝于飛機結(jié)構(gòu)的連接接頭上；2)通過傳感信號采集儀采集分別來自第一應(yīng)變計(3)和第二應(yīng)變計(4)的應(yīng)變值ε1、8 2 ； 3)利用下面的公式I計算得到所述測力傳感器所受載荷F的大小: ? nER1「2-7 F = i 如' % 式中，R為應(yīng)變計粘貼截面半徑；E為傳感器彈性模量山為應(yīng)變計粘貼截面與載荷作用截面之間的距離。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的飛機用大載荷可標定多角度測力方法，其特征在于，所述方法還包括確定載荷方向的步驟，該步驟包括: a)根據(jù)所述應(yīng)變值εP ε 2的大小來確定所述載荷F所作用的象限； b)根據(jù)所述應(yīng)變值ε1、ε 2的絕對值比值關(guān)系來確定所述載荷F的方向。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的飛機用大載荷可標定多角度測力方法，其特征在于，所述步驟b)利用下面的公式2確定所述載荷F的方向:
【文檔編號】G01L5/00GK103454025SQ201310380172
【公開日】2013年12月18日 申請日期:2013年8月28日 優(yōu)先權(quán)日:2013年8月28日
【發(fā)明者】周良道, 李凱, 李強, 章仕彪, 張鵬飛, 徐春雨, 冒穎, 李衛(wèi)平 申請人:中國商用飛機有限責任公司, 中國商用飛機有限責任公司上海飛機設(shè)計研究院