陳立++顧劍鋒++夏貴芬++王月

摘要：為準確測量超靜定式吊掛與機翼/發(fā)動連接界面在靜力試驗中的載荷，針對吊掛靜力試驗對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)計方案，通過實心式構(gòu)型和承力支點的設(shè)計提高量程和精度。強度校核證實該傳感器具有足夠的量程。通過測試靜態(tài)特性和不同耳片間隙、安裝角度對測量結(jié)果的影響，對該構(gòu)型進行了可行性分析，結(jié)果表明，該構(gòu)型傳感器具有較好的靜態(tài)特性和測量精度，同時安裝位置對其測量結(jié)果的影響可以忽略。

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

中圖分類號： TP212.1 文獻標識碼：A 文章編號：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)動機載荷的最好結(jié)構(gòu)，可以進一步減輕結(jié)構(gòu)重量，并且具有結(jié)構(gòu)破損安全性[1]。但同時，超靜定結(jié)構(gòu)決定了其載荷的分配更為復(fù)雜，為了驗證吊掛結(jié)構(gòu)設(shè)計的準確性，需對其進行地面靜力試驗 [2-3]，通過試驗測量吊掛與機翼/發(fā)動機連接界面的載荷。

在飛機地面結(jié)構(gòu)強度試驗中，應(yīng)變法被認為是標準的，唯一通用的載荷測量方法[4]。測量界面載荷，可將外形尺寸與保險銷一致的測力銷替代保險銷安裝在吊掛與機翼發(fā)動機界面中，將應(yīng)變片粘貼在銷體上測量載荷。同時，載荷傳感器還需滿足測量量程和測量精度要求。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不能滿足試驗要求[5]。

為滿足實際試驗要求，在對現(xiàn)有的傳感器研究的基礎(chǔ)上，本文設(shè)計了一種實心點接觸式傳感器。

1 界面載荷傳感器構(gòu)型設(shè)計方案

1.1 界面載荷測量位置

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翼的連接，構(gòu)成一個超靜定連接，前、后安裝節(jié)與發(fā)動機連接，為靜定連接。為了分析載荷傳遞路徑，需要測量連接界面的傳遞的載荷，故連接接頭即為界面載荷的測量位置。如圖1標注的數(shù)字所示。

1.2 界面?zhèn)鞲衅鳂?gòu)型設(shè)計

設(shè)計的實心點接觸傳感器構(gòu)型如圖2所示。主要有銷體、承力支點、導(dǎo)線槽、傳感部分和銷座組成。實心結(jié)構(gòu)提高了其結(jié)構(gòu)強度，從而增加測量量程。承力支點采用弧形凸臺式設(shè)計，使傳感器與耳片接觸形式為點接觸，防止傳感器與耳片的線接觸形式發(fā)生改變。各凸臺間距根據(jù)接頭耳片間距確定。傳感器凸臺之間為傳感部段，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，間隔 90?依次布置 4枚應(yīng)變片，兩傳感部段上各應(yīng)變片位置編號如圖 4（b）所示。將 1、 3、 5、 7 號應(yīng)變片和 2、 4、 6、 8號應(yīng)變片組成全橋測量電路。

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 傳感器強度校核

2.1 傳感器材料

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

2.2 強度校核

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

實心點接觸傳感器主要用于測量載荷薄弱處的界面載荷，故其測量位置為位于圖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截面進行強度計算。

傳感器的屈服準則為：

3 傳感器可行性分析

在測力傳感器結(jié)構(gòu)定型前，需要對其進行地面驗證試驗檢測傳感器性能的各項指標，包括靜態(tài)特性分析以及安裝位置對傳感器測量結(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)點的斜率來表示。實心點接觸式傳感器的靜態(tài)特性曲線為直線，計算得到靈敏度為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準中重復(fù)性誤差計算所采用的計算方法，其重復(fù)性誤差可定義為

ξR=3DYF.S.×100% （6）

式中，D-總體標準偏差。ξR反映隨機誤差的極限值，其置信概率為99.73%。計算得到的重復(fù)性誤差為1.05%。

3.1.3 遲滯

遲滯表示測試系統(tǒng)當(dāng)輸入量由小變大和由大變小變化時，所得的輸出量不一致程度。同一輸入量時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數(shù)被稱為系統(tǒng)的遲滯。計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，線性度的計算過程為

ξL=（?yL）maxYF.S.×100% （7）

式中， （?yL）max是n個測量點中的最大偏差。

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

3.1.5總精度

總精度是需要一個反映各項指標共同作用的綜合性能指標，綜合反映了傳感器的性能。根據(jù)原航空工業(yè)部標準，總精度為系統(tǒng)誤差ξLH與隨機誤差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

實際試驗中，雙耳和單耳中點中心距并不一定能保持相同，故需對安裝間隙對測量結(jié)果的影響進行研究。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，進行3次重復(fù)性測量，取平均值做靜態(tài)特性曲線，以靈敏度為參照，分析不同間隙對其測量結(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

實際試驗中，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測量結(jié)果的影響。耳片安裝間隙相同的情況下，對以下四種安裝角度分別進行3 次重復(fù)性測量，取其平均值進行分析。同樣采用靈敏度作為參考項。對應(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影響結(jié)果的精度。

4 結(jié)論

對實心點傳感器的強度進行了強度校核，顯示該構(gòu)型傳感器具有足夠的強度，能夠滿足實驗的量程要求。同時，靜力特性分析顯示，點接觸式的設(shè)計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測量結(jié)果的影響基本可以忽略。以上結(jié)論表明實心點接觸式傳感器符合地面靜力試驗的要求，可以進一步對傳感器的標定與應(yīng)用進行研究。

參考文獻：

[1]劉亞奇，胡錦旋，劉星北，等. 翼下發(fā)動機吊架及其與機翼連接結(jié)構(gòu)研究[J]. 民用飛機設(shè)計與研究， 2009（S1）：74-76.

[2]強寶平. 全尺寸飛機結(jié)構(gòu)試驗技術(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. 大型飛機中的若干關(guān)鍵測控技術(shù)及其發(fā)展趨勢[J].航空制造技術(shù)， 2009（8）：42-47.

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

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