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測(cè)力傳感器及飛機(jī)用大載荷可標(biāo)定多角度測(cè)力方法
【專利摘要】本發(fā)明提供一種測(cè)力傳感器，其適于安裝到飛機(jī)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(jì)；位于第二凹槽內(nèi)并與第一應(yīng)變計(jì)構(gòu)成90°圓心角的第二應(yīng)變計(jì)；與外部傳感信號(hào)采集儀電連接的第一應(yīng)變計(jì)連接線和第二應(yīng)變計(jì)連接線；其中，第一應(yīng)變計(jì)和第二應(yīng)變計(jì)的長(zhǎng)度方向與銷體的軸向一致。本發(fā)明還提供一種飛機(jī)用大載荷可標(biāo)定多角度測(cè)力方法。利用測(cè)力傳感器感測(cè)到的數(shù)據(jù)可確定飛機(jī)結(jié)構(gòu)所受載荷的大小及方向，而且能夠用于感測(cè)大載荷。
【專利說(shuō)明】測(cè)力傳感器及飛機(jī)用大載荷可標(biāo)定多角度測(cè)力方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及測(cè)力傳感器領(lǐng)域，更具體地涉及一種飛機(jī)用大載荷可標(biāo)定多角度測(cè)力傳感器及飛機(jī)用大載荷可標(biāo)定多角度測(cè)力方法。
【背景技術(shù)】
[0002]機(jī)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(zhǔn)確測(cè)量出接頭傳遞的載荷大小及方向，對(duì)正確分析結(jié)構(gòu)受力起著重要的作用。目前，接頭測(cè)力傳感器品種繁多、種類齊全，但是一般只能針對(duì)一個(gè)或者幾個(gè)特定角度的載荷進(jìn)行測(cè)量。然而，在工程實(shí)踐中，接頭受到的載荷大小和方向往往不能確定，特別是當(dāng)結(jié)構(gòu)為超靜定時(shí)，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(cè)力傳感器很難滿足工程實(shí)踐要求。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]本發(fā)明針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)的上述不足提供一種新型的測(cè)力傳感器，通過(guò)該測(cè)力傳感器感測(cè)到的數(shù)據(jù)可確定飛機(jī)結(jié)構(gòu)所受載荷的大小及方向，而且能夠用于感測(cè)大載荷。
[0004]為此，根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)方面，提供一種測(cè)力傳感器，其中，測(cè)力傳感器適于作為連接銷安裝于飛機(jī)結(jié)構(gòu)的連接接頭上，測(cè)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(jì)，其附著于第一凹槽和第二凹槽的交匯處；
[0008]第二應(yīng)變計(jì)，其附著于第二凹槽內(nèi)并與第一應(yīng)變計(jì)構(gòu)成90°的圓心角；
[0009]第一應(yīng)變計(jì)連接線，其布置在第一凹槽內(nèi)，一端與第一應(yīng)變計(jì)(3)連接另一端穿過(guò)引線孔電連接至外部的傳感信號(hào)采集儀；
[0010]第二應(yīng)變計(jì)連接線，其布置在第二凹槽內(nèi)，一端與第二應(yīng)變計(jì)電連接另一端穿過(guò)第一凹槽和引線孔電連接至傳感信號(hào)采集儀；
[0011]其中，第一應(yīng)變計(jì)和第二應(yīng)變計(jì)的長(zhǎng)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(cè)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(jì)連接線以及第二應(yīng)變計(jì)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(duì)應(yīng)變計(jì)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(gè)方面，提供一種飛機(jī)用大載荷可標(biāo)定多角度測(cè)力方法，其使用上述測(cè)力傳感器，其中，該方法包括如下步驟:
[0016]I)將測(cè)力傳感器安裝于飛機(jī)結(jié)構(gòu)的連接接頭上；
[0017]2)通過(guò)傳感信號(hào)采集儀采集分別來(lái)自第一應(yīng)變計(jì)和第二應(yīng)變計(jì)的應(yīng)變值ε 1、8 2 ；
[0018]3)利用下面的公式I計(jì)算得到測(cè)力傳感器所受載荷F的大小:
【權(quán)利要求】
1.一種測(cè)力傳感器(100)，其特征在于，所述測(cè)力傳感器適于作為連接銷安裝于飛機(jī)結(jié)構(gòu)的連接接頭上，所述測(cè)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(jì)(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(jì)(4)，其附著于第二凹槽(13)內(nèi)并與第一應(yīng)變計(jì)(3)構(gòu)成90°的圓心角；第一應(yīng)變計(jì)連接線(31)，其布置在第一凹槽(11)內(nèi)，一端與第一應(yīng)變計(jì)(3)電連接另一端穿過(guò)引線孔(21)電連接至外部的傳感信號(hào)采集儀； 第二應(yīng)變計(jì)連接線(41)，其布置在第二凹槽(13)內(nèi)，一端與第二應(yīng)變計(jì)(4)電連接另一端穿過(guò)第一凹槽(11)和引線孔(21)電連接至所述傳感信號(hào)采集儀； 其中，所述第一應(yīng)變計(jì)(3)和所述第二應(yīng)變計(jì)(4)的長(zhǎng)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(cè)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(cè)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(jì)連接線(31)以及所述第二應(yīng)變計(jì)連接線(41) 的直徑。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的測(cè)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(jī)用大載荷可標(biāo)定多角度測(cè)力方法，其使用根據(jù)權(quán)利要求1至4任一項(xiàng)所述的測(cè)力傳感器(100)，其特征在于，該方法包括如下步驟: 1)將所述測(cè)力傳感器安裝于飛機(jī)結(jié)構(gòu)的連接接頭上；2)通過(guò)傳感信號(hào)采集儀采集分別來(lái)自第一應(yīng)變計(jì)(3)和第二應(yīng)變計(jì)(4)的應(yīng)變值ε1、8 2 ； 3)利用下面的公式I計(jì)算得到所述測(cè)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(jì)粘貼截面半徑；E為傳感器彈性模量山為應(yīng)變計(jì)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(jī)用大載荷可標(biāo)定多角度測(cè)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(lái)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(duì)值比值關(guān)系來(lái)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(jī)用大載荷可標(biāo)定多角度測(cè)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(hào)】G01L5/00GK103454025SQ201310380172
【公開日】2013年12月18日 申請(qǐng)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(qiáng), 章仕彪, 張鵬飛, 徐春雨, 冒穎, 李衛(wèi)平 申請(qǐng)人:中國(guó)商用飛機(jī)有限責(zé)任公司, 中國(guó)商用飛機(jī)有限責(zé)任公司上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院