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针对毫牛(mN)级电推进器输出推力的动态测量难题,该文基于压电式扭矩传感器开发了一种微小力测量装置,通过将推进器端“小力 大力臂”转化为测量端“小力臂 大力”的方式,将推进器输出的微小力转化成扭矩测量,实现了毫牛(mN)级微小力的测量。通过电磁力施加标准微小力的方式对测量装置进行静态标定,非线性误差和重复性误差分别为1.26%和1.43%。采用脉冲激励响应实验法获得测量装置在推力测量方向上的固有频率为35 Hz。试验结果表明,该测量装置对mN级电推进器微小输出力测量的可行性。 相似文献
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在航空航天、高端装备制造领域,常伴随着大力值比载荷的产生,为监测其工作状态,需要对大力值比载荷大小、方向进行准确测量。该文以压电式力测试系统为研究对象,提出一种用于测力仪标定的旋转模拟加载方法。首先,基于力分解原理,结合标定装置的实际轴线与理论轴线的偏差原理,得到模拟加载过程中侧向合力随加载方位角变化的几何分布规律。针对侧向力理论波动的特点,提出一种新的模拟加载方法 旋转模拟加载法。最后设计了矢量力模拟加载实验,对测试系统应用非旋转模拟加载方法和旋转加载法进行试验对比。结果表明,应用旋转加载标定法时,测力仪侧向合力输出误差最大降低了18.7%F.S.,验证了旋转模拟加载方法的可行性和合理性。 相似文献
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随着动态力测试量程的不断增加以及对测试精度要求的提高,压电测试技术的关键性作用日益凸显,并被广泛应用于重载设备以及航空航天的矢量力测量中.针对压电三向测力单元装配及施加预紧力过程中出现的上下压块偏转、不同轴等问题,基于力的分载原理对误差进行了量化,建立了测力单元的自预紧误差理论模型,并设计了新型的装配夹具,进行了两种夹具装配下的测力单元角度偏转测试实验以及静态标定实验.实验结果表明,使用新夹具装配的测力单元测试精度明显得到很大提高,相间干扰最大值由6.06%减少为2.97%,为后续测力单元的精度提升途径以及相应的结构研制提供了理论支撑. 相似文献
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飞行器的设计通常需以其模型在风洞试验中所获取的气动载荷为依据。对于大尺寸、大长径比的飞行器模型,其测试空间受限,常规支撑装置与测量方法难以满足风洞试验的尺寸与动态特性要求。针对上述问题,以压电传感器为核心测试元件,提出了一种结合张线支撑和尾部支撑的组合支撑方式,开发了一种支撑装置与测试元件一体化的气动多维力测试系统。分析了模型所受气动力与支撑反力之间的平衡关系,建立了作用在模型上的气动多维力与测力单元输出的力学模型。对所需测力单元进行静态标定,以获取各测力单元的输入输出性能。对系统整体进行标定实验,静态标定实验结果表明,测试系统非线性与重复性误差均小于1%,向间干扰最大值为2.04%;动态脉冲激励实验结果表明,该测试系统三个方向的一阶固有频率分别为195 Hz、136 Hz和273 Hz,测试系统的动态特性得到了显著提高。 相似文献
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飞机有效载荷内埋装载技术成为提高现代飞机速度、机动、隐身性能的关键技术,而舱门及其控制系统的设计是该项技术的难点之一。舱门在高速气流流场并在动态打开过程中所受的复杂的六维外力数值,是舱门结构设计、驱动设计等的重要参数。以压电式三向力传感器为基础,分析了传感器的布置方式,建立了舱门在静态时六维外力与传感器输出之间的数学模型,进一步探讨了舱门在动态打开过程中,由于惯量而引起的转矩测量误差补偿方法和由于质心变速率圆周运动而引起的法向力测量误差补偿方法,并推导了补偿计算表达式。这些分析和计算结果是指导舱门冲击力动态测试系统研制的重要理论基础。 相似文献
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针对大载荷、狭窄安装空间的全动舵面气动载荷测量风洞试验,设计一种四支点三向力压电传感器并联式天平.选择压电石英作为天平的力敏元件,讨论四支点三向力传感器在其中的空间布局及其测量原理,研究并联式天平的标定方法,并对天平进行静态标定、复合加载试验.应用基于标定矩阵的求解矩阵广义逆的静态解耦算法进行解耦,从传感器等效作用点偏移的角度,利用ANSYS有限元软件分析并联式压电天平误差产生机理.实验结果表明:该天平的最大非线性误差和重复性误差分别为1.352%、1.019%,最大向间干扰系数为2.865%,复合加载对竖直力的测量精度影响较小,而对弯矩影响较为明显;天平静态标定指标均满足测试精度要求,但不同加载方向及其大小对传感器间距的影响各异,复合加载时,间距影响相互叠加,使天平测量精度降低,此天平并不适用于多向载荷测量. 相似文献
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