(19)国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202210716894.9 (22)申请日 2022.06.23 (71)申请人 中国飞机强度研究所 地址 710065 陕西省西安市雁塔区电子二 路86号 (72)发明人 王彬文　代承霖　刘海涵　何石　 白春玉　 (74)专利代理 机构 西安创知专利事务所 61213 专利代理师 马凤云 (51)Int.Cl. G01M 7/02(2006.01) B64F 5/60(2017.01) G01N 3/02(2006.01) G01N 3/06(2006.01) G01N 3/32(2006.01) (54)发明名称 一种飞机关键结构抖振试验的载荷监测装 置及方法 (57)摘要 本发明公开了一种飞机关键结构抖振试验 的载荷监测装置及方法， 该装置包括竖向设置在 试验台的飞机垂 尾试验件、 设置在飞机垂尾试验 件底部的载荷传动结构、 以及连接在所述载荷传 动结构上的载荷监测结构； 所述载荷传动结构 包 括安装座、 固定座、 以及连接杆； 该方法包括： 一、 标定载荷范围； 二、 安装载荷监测装置； 三、 获取 并存储应变极限范围； 四、 监测飞机垂尾试验件 的抖振试验。 本发明利用载荷传动结构， 可将所 述飞机垂尾试验件受到的转动载荷传递到所述 连接杆上， 利用设置在所述连接杆上的应变片， 得到在标定的载荷范围下所述连接杆的应变范 围， 后续抖振 试验中应变片得到的应变值和标定 的应变范围进行比较， 判断抖振 试验中试验 载荷 是否正常加载。 权利要求书1页 说明书4页 附图2页 CN 114813000 A 2022.07.29 CN 114813000 A 1.一种飞机关键结构抖振试验的载荷监测装置， 其特征在于： 包括竖向设置在试验台 （11） 的飞机垂尾试验件 （1） 、 设置在所述飞机垂尾试验件 （1） 底部的载荷传动结构、 以及连 接在所述载荷 传动结构上的载荷监测结构； 所述载荷传动结构包括竖向设置在所述飞机垂尾试验件 （1） 底部的安装座、 设置在试 验台 （11） 上的固定座、 以及水平连接在所述安装座和所述固定座之间的连接杆 （4） ； 所述飞 机垂尾试验件 （1） 的底部插装在所述安装座内， 所述安装座通过螺栓 （5） 和飞机垂尾试验件 （1） 连接； 所述安装座和所述连接杆 （4） 的一端通过第一连接销 （6） 连接， 所述固定座和所述 连接杆 （4） 的另一端通过第二连接销 （7） 连接； 所述载荷监测结构包括设置在所述连接杆 （4） 上的应变片 （8） 和用于接收所述应变片 （8） 输出信号且安装在试验台 （11） 上的控制箱， 所述控制箱内设置有电路板， 所述电路板上 集成有控制器 （9） 以及与所述控制器 （9） 连接的存储器 （10） ， 所述应变片 （8） 的信号输出端 和所述控制器 （9） 的信号输入端连接 。 2.根据权利要求1所述的一种飞机关键结构抖振试验的载荷监测装置， 其特征在于： 所 述安装座包括竖向设置在所述飞机垂尾试验件 （1） 底部的安装套筒 （2 ‑1） 和两个均水平设 置在所述安装套筒 （2 ‑1） 一侧的安装连接耳 （2 ‑2） ， 所述安装套筒 （2 ‑1） 和两个安装连接耳 （2‑2） 一体成型； 所述安装 连接耳 （2 ‑2） 上开设有供第一连接销 （6） 安装的第一安装孔， 所述 第一安装孔布设在所述 安装连接耳 （2 ‑2） 远离所述飞机垂尾试验 件 （1） 的一端。 3.根据权利要求2所述的一种飞机关键结构抖振试验的载荷监测装置， 其特征在于： 所 述固定座包括竖向设置在试验台 （11） 上的固定板 （3 ‑1） 和两个均水平设置在所述固定板 （3‑1） 一侧的固定连接耳 （3 ‑2） ， 所述固定板 （3 ‑1） 和两个固定连接耳 （3 ‑2） 一体成型； 所述 固定连接耳 （3 ‑2） 上开设有 供第二连接销 （7） 安装的第二安装孔， 所述第二安装孔布设在所 述固定连接耳 （3 ‑2） 靠近所述飞机垂尾试验 件 （1） 的一端。 4.根据权利要求1所述的一种飞机关键结构抖振试验的载荷监测装置对飞机垂尾结构 抖振试验进行 载荷监测的方法， 其特 征在于： 该 方法包括以下步骤： 步骤一、 标定载荷范围： 根据飞机垂尾试验件 （1） 的材质和试验要求， 得到飞机垂尾试 验件 （1） 的载荷范围； 步骤二、 安装载荷监测装置： 在所述飞机垂尾试验件 （1） 上安装载荷监测装置； 同时将 载荷加载装置和所述控制器 （9） 连接； 步骤三、 获取并存储应变极限范围： 在所述应变片 （8） 上连接动态应变仪， 利用所述载 荷加载装置对飞机垂尾试验件 （1） 施加转动载荷， 利用所述动态应变仪， 得到在标定载荷范 围内的应变片 （8） 的应变极限范围， 并将得到的应变极限范围保存至存储器 （10） 中； 其中， 所述载荷加载装置施加的载荷范围为 步骤一中标定的载荷范围； 步骤四、 监测飞机垂尾试验件的抖振试验： 启动所述载荷加载装置对所述飞机垂尾试 验件 （1） 施加转动载荷， 应变片 （8） 对所述连接杆 （4） 的变形进行测量， 当所述应变片 （8） 上 的实测值处于所述存储器 （10） 中存储的应变极限范围内时， 继续进行抖振试验； 当所述应 变片 （8） 上的实测值超出 所述存储器 （10） 中存 储的应变极限范围， 关闭所述载荷加载装置 。权　利　要　求　书 1/1 页 2 CN 114813000 A 2一种飞机关键结构抖振试验的载荷监测装 置及方法 技术领域 [0001]本发明属于飞机结构试验技术领域， 尤其是涉及 一种飞机关键结构抖振试验的载 荷监测装置及方法。 背景技术 [0002]飞机关键结构主要包括机翼、 机身、 发动机、 操纵系统、 起落装置， 其中， 机翼中尾 翼主要功能是操纵飞机升降和偏转， 并保证飞机平稳飞行， 主要包括水平尾翼和垂 直尾翼， 飞机的垂直尾翼即飞机垂尾。 在对飞机尾翼进行测试试验中， 需对其进行抖振试验， 其中， 抖振是飞机在分离流、 激波一附面层干扰及尾迹流引起的无规则压力脉动。 在对飞机垂尾 结构进行抖振试验时， 会对飞机垂尾结构进行疲劳试验， 在试验中为达到保护试验件的目 的， 试验件的载荷加载点连接一般无法采用固接的方式， 通常采用夹持式连接方式进行加 载， 而载荷加载点在加载过程中， 存在偏移或者脱离的可能， 但是加载系统不会因为加载点 偏移或脱离而停止加载， 进而导致加载量值偏 离正常载荷值， 严重时存在过试验的风险， 即 可能造成试验件被破坏。 为避免出现试验件被破坏的问题， 可通过人工实时观察试验件及 加载点的状态来保证试验安全， 但人工实时观察也不能在出现问题时即时停止试验， 也会 存在试验 件被破坏的风险。 发明内容 [0003]本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术中的不足， 提供一种飞机关键 结构抖振试验的载荷监测装置， 利用载荷传动结构， 可将所述飞机垂尾试验件受到的转动 载荷传递到所述连接杆上， 利用设置在所述连接杆上 的应变片， 得到在标定的载荷范围下 所述连接杆的应变范围， 后续抖振试验中应变片得到的应变值和标定的应变范围进行比 较， 判断抖振试验中试验载荷是否正常加载。 [0004]为解决上述技术问题， 本发明采用的技术方案是： 一种 飞机关键结构抖振试验的 载荷监测装置， 其特征在于： 包括竖向设置在试验台的飞机垂尾试验件、 设置在所述 飞机垂 尾试验件底部的载荷 传动结构、 以及连接在所述载荷 传动结构上的载荷监测结构； 所述载荷传动结构包括竖向设置在所述飞机垂尾试验件底部的安装座、 设置在试 验台上的固定座、 以及水平连接在所述安装座和所述固定座之间的连接杆； 所述飞机垂尾 试验件的底部插装在所述安装座内， 所述安装座通过螺栓和飞机垂尾试验件连接； 所述安 装座和所述连接杆的一端通过第一连接销连接， 所述固定座和所述连接杆的另一端通过第 二连接销连接； 所述载荷监测结构包括设置在所述连接杆上的应变片和用于接收所述应变片输 出信号且安装在试验台上 的控制箱， 所述控制箱内设置有电路板， 所述电路板上集成有控 制器以及与所述控制器连接的存储器， 所述应变片的信号输出端和所述控制器的信号输入 端连接。 [0005]上述的一种 飞机关键结构抖振试验的载荷监测装置， 其特征在于： 所述安装座包说　明　书 1/4 页 3 CN 114813000 A 3