[发明专利]一种机翼载荷高精度地面标定系统和方法

权利要求书

1.一种机翼载荷高精度地面标定系统，其特征在于，包括：载荷支撑架(1)、机翼固定架(2)、机翼模型(3)、加载系统(5)和光学测量系统(6)；

机翼固定架(2)安装在载荷支撑架(1)底部，机翼模型(3)通过机翼固定架(2)固定；加载系统(5)安装在载荷支撑架(1)顶部，一端与机翼模型(3)连接，一端用于施加载荷；光学测量系统(6)设置在载荷支撑架(1)侧面，用于对加载系统(5)上的标识点进行识别，解算出加载偏角，得到实际输入载荷；

加载系统(5)由多组加载机构组成；加载机构包括：标识点(4)、加载布带组件(7)、拉力传感器(8)、钢丝绳(9)、加载方位调整机构(10)、砝码托架(11)和砝码(12)；其中，加载方位调整机构(10)固定在载荷支撑架(1)顶部；钢丝绳(9)的一端与拉力传感器(8)的一端连接，钢丝绳(9)的另一端穿过加载方位调整机构(10)上的滑轮后与砝码托架(11)连接；砝码托架(11)用于承载砝码(12)；加载布带组件(7)一端与机翼模型(3)上的待测载荷剖面连接，另一端与拉力传感器(8)的另一端连接；加载布带组件(7)，用于将基于承载砝码(12)加载的点载荷转换为面载荷，施加于机翼模型(3)上的待测载荷剖面；标识点(4)固定在拉力传感器(8)上方的钢丝绳(9)上，表征输入载荷方向；

加载布带组件(7)包括：柔性布带层(13)和吊钩(14)；其中，柔性布带层(13)由多层柔性布通过布料胶粘和而成；吊钩(14)的横向圆柱端埋于柔性布带层(13)间；

加载方位调整机构(10)包括：轴向调整梁(15)和两个侧向调整机构(16)；其中，轴向调整梁(15)横跨安装在载荷支撑架(1)顶部，两个侧向调整机构(16)分别悬挂安装在轴向调整梁(15)上；

侧向调整机构(16)包括：支撑座(17)、锁死螺母(18)和滑轮(19)；其中，支撑座(17)悬挂安装在轴向调整梁(15)上，并通过锁死螺母(18)紧固；滑轮(19)通过支撑座(17)底部的安装槽安装；

加载机构上的各标识点均位于光学测量系统(6)的测量视场内，光学测量系统(6)，用于测量得到标识点在世界坐标系中的坐标；则加载外载荷l后，根据标识点在世界坐标系中的坐标解算得到加载偏角θ，进而确定实际输入载荷L＝l·cosθ；

机翼模型(3)上划分有多个待测载荷剖面，各待测载荷剖面的肋板上分别粘贴有应变电桥，用于测量待测载荷剖面的弯矩、扭矩和剪力；各待测载荷剖面的应变电桥的测量输出ε与实际输入载荷L满足如下载荷方程：

其中，M、Q和T表示实际输入载荷L的弯矩、剪力和扭矩三个分量；表示是一个3x3的载荷矩阵；ε_M表示弯矩对应的应变电桥测量输出值，ε_Q表示剪力对应的应变电桥测量输出值，ε_T表示扭矩对应的应变电桥测量输出值；

则，每次施加载荷后，差量载荷方程如下：

其中，ΔL表示施加载荷前后实际输入载荷的差量，ΔM、ΔQ和ΔT表示ΔL的弯矩、剪力和扭矩三个分量；Δε_M、Δε_Q和Δε_T分别表示施加载荷前后弯矩、剪力和扭矩对应应变电桥测量输出值的差量；

根据式(2)，解算得到载荷矩阵K；

当L_天平与L_风洞的差值不满足精度要求时，对载荷方程进行修正或重新进行机翼载荷标定；其中，L_天平表示风洞试验中利用天平直接测量得到的载荷；L_风洞＝K·ε_风洞，L_风洞表示风洞试验中根据应变电桥的输出值ε_风洞和载荷矩阵K确定的载荷。

2.根据权利要求1所述的机翼载荷高精度地面标定系统，其特征在于，加载机构的数量根据机翼模型(3)上的待测载荷剖面的数量确定；其中，一个加载机构用于对一个待测载荷剖面施加载荷。

3.根据权利要求2所述的机翼载荷高精度地面标定系统，其特征在于，加载机构的数量不少于2个，各加载机构上的各标识点的中心连线与钢丝绳中心线平行。

4.一种基于权利要求1～3任一项所述的机翼载荷高精度地面标定系统的机翼载荷高精度地面标定方法，其特征在于，包括：

步骤1，将机翼模型(3)固定于机翼固定架(2)，将加载布带组件(7)粘贴于机翼各待测载荷剖面，加载布带组件(7)上的吊钩(14)的位置与理论加载点位置重合；

步骤2，分别在X_W方向和Y_W方向调整轴向调整梁(15)和支撑座(17)的位置，使吊钩(14)和滑轮(19)在X_WO_WY_W面的投影位置重合；其中，X_WO_WY_W面为载荷支撑架(1)所在平面；

步骤3，调整光学测量系统(6)的位置，使所有加载工况下标识点在光学测量系统(6)的测量视场内；

步骤4，逐次加载砝码(12)，分别读取每次加载前后，粘贴在各待测载荷剖面的肋板上的应变电桥的测量输出，并计算得到每次加载前后弯矩的差量Δε_M、剪力的差量Δε_Q和扭矩的差量Δε_T；

步骤5，利用光学测量系统(6)测量各标识点在O_WX_WY_WZ_W坐标系中的坐标，解算得到加载偏角θ，并读取拉力传感器(8)测量得到的外载荷l，计算得到实际输入载荷L＝l·cosθ；进而得到每次加载前后实际输入载荷的差量ΔL；

步骤6，在各加载点重复步骤4和步骤5，得到应变电压差量矩阵[Δε_MΔε_QΔε_T]^T和载荷差量矩阵[ΔMΔQΔT]^T，利用多元回归算法建立差量载荷方程：

步骤7，利用风洞试验方法进行载荷方程校验：将六分量应变天平安装于机翼模型(3)根部，测量机翼模型(3)外表面受到的整体气动力；天平坐标系与机翼坐标系空间位置关系已知，将测量结果等效至各测载剖面，获得各测载点的等效载荷L_天平；通过风洞试验得到的应变电桥的测量输出ε_风洞，确定待测载荷剖面的载荷L_风洞＝K·ε_风洞；当L_天平与L_风洞的差值不满足精度要求时，对载荷方程进行修正或重新进行机翼载荷标定。