本发明涉及直升机动力学试验技术领域，具体涉及一种动态载荷测量装置，主要用于直升机起落架落震/抗坠毁试验中的三分量动态载荷的测量。
背景技术
动态测量是航空航天动力学试验中最常用也是最复杂的测量手段之一，直升机动力学试验中起落架落震/抗坠毁试验是对动态载荷有着非常高的测量要求，动态载荷的大小是判断直升机着陆时能量吸收的唯一标准，是验证起落架的设计唯一标准。直升机动力学试验中起落架落震/抗坠毁试验三分量动态载荷测量精度要求≤0.5％，且各分量间的耦合度≤±2％，同时要满足承载能力强、误差不积累、动态特性好和多次连续振动冲击测量。而目前国际上比较流行的六自由度测量装置主要有无耦合型、三分量式和柔性杆天平式测量装置，其主要技术指标如美国kistler公司的三自由度动态测量装置的测量精度3％、各分量间的耦合度±5％、三轴向一阶固有频率均≤160hz；国产的如中科院合肥智能所开发的五维力测力平台的测量精度5％，各分量间的耦合度±10％、三轴向一阶固有频率均≤90hz；且主要应用于体育训练等民用领域。其他单位在起落架落震试验中动态载荷测量所应用的都是前苏联式的三点支撑测力平台存在测量精度不高，耦合度大，动特性差等缺点。鉴于直升机型号动力学试验中所要求的测量精度、耦合度和动态特性等参数和直升机动力学试验的特点自主研发了一种动态测量装置，满足科研型号试验任务的要求。
技术实现要素：
为了解决上述问题，本发明提供了一种动态载荷测量装置，包括上板，八个单维测量机构以及底板，所述上板与所述底板平行设置，在上板的一侧中部设置有四个耳片，连接四个所述单维测量机构，其中两个单维测量机构的另一端连接在底板的与上板同侧的两个角上，另外两个单维测量机构的另一端连接在底板中部，同理，上板的另一侧中部与底板之间安装有剩余的四个单维测量机构，所述单维测量机构上均设置有载荷传感器。
优选的是，任一单维测量机构包括：
第一单叉，固定在所述上板上；
第二单叉，固定在所述底板上；
第一双叉，一端与所述第一单叉通过销轴连接，另一端设置有螺纹孔；
第二双叉，一端与所述第二单叉通过销轴连接，另一端设置有螺纹孔；
第一调节杆，两端为反向螺纹，一端连接所述第一双叉，另一端连接所述载荷传感器的一端；
第二调节杆，两端为反向螺纹，一端连接所述第二双叉，另一端连接所述载荷传感器的另一端。
优选的是，第一单叉及第二单叉上镶有关节轴承。
优选的是，上板的上表面加工有滚刀痕，以提供摩擦。
优选的是，上板上设置有吊装孔，底板上设置有固定用的安装孔。
本发明的有益效果是：
本发明的动态测量装置实用性强，具有高精度、耦合小、动态特性好、误差不积累、性能稳定可靠、算法简单、计算精确方便，在实际工程应用中操作、安装调试简单等优点。其成功应用于多型号直升机起落架的落震试验和抗坠毁等，动态测量装置有效的保证了直升机型号研制中动力学试验动态载荷的精确测量，为航空航天的科研生产提供了强有力的技术支持，取得了显著的经济效益和社会效益。现已形成标准化的产品，在航空航天，机械制造企业，体育训练机构等领域广泛应用，已经发挥并将持续发挥巨大的经济效益。
附图说明
图1为本发明动态载荷测量装置的一优选实施例的主视图。
图2为本发明图1所示实施例的左视图。
图3为本发明图1所示实施例的俯视及半剖图。
图4为本发明图1所示实施例的单维测量机构结构图
其中，1为上板，2为单维测量机构，3为底板，4为防尘盖；
21为第一单叉，22为第二单叉，23为第一双叉，24为第二双叉，25为第一调节杆，26为第二调节杆，27为载荷传感器，28为关节轴承，29为被冒。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
本发明的目的是：提供一种新型的动态测量装置能够准确测量起落架落震试验和坠毁试验中所受的航向、垂向和侧向动态载荷，为验证直升机起落架的设计提供科学的依据。
参考图1，本发明动态载荷测量装置，主要包括上板1，八个单维测量机构2以及底板3，所述上板1与所述底板3平行设置，在上板1的一侧中部设置有四个耳片，连接四个所述单维测量机构2，其中两个单维测量机构2的另一端连接在底板3的与上板1同侧的两个角上，另外两个单维测量机构2的另一端连接在底板3中部，同理，上板1的另一侧中部与底板3之间安装有剩余的四个单维测量机构2，所述单维测量机构2上均设置有载荷传感器。
结合图2及图3，其中图3为去除了部分上板1后的俯视图，由此可以看出八个单维测量机构2的具体分布，本实施例中，装置的上板1和底板3分别是长方形，其中外围的四个载荷测量机构在长边上是相互平行，在宽边上形成八字形，内维的四个测量机构在宽边上是相互平行，在长边上形成倒八字形。
参考图4，本实施例中，任一单维测量机构2包括：
第一单叉21，固定在所述上板1上；
第二单叉22，固定在所述底板3上；
第一双叉23，一端与所述第一单叉21通过销轴连接，另一端设置有螺纹孔；
第二双叉24，一端与所述第二单叉22通过销轴连接，另一端设置有螺纹孔；
第一调节杆25，两端为反向螺纹，一端连接所述第一双叉23，另一端连接所述载荷传感器27的一端；
第二调节杆26，两端为反向螺纹，一端连接所述第二双叉24，另一端连接所述载荷传感器27的另一端。
本实施例中，8个单维测量机构的长度必须保持一致，每一个单叉(包括第一单叉21及第二单叉22)上镶有关节轴承28。两个调节杆与载荷传感器27连接后通过背冒29锁紧，两个调节杆两端分别是正反螺纹，单叉通过四个螺栓分别与上板1和底板3固定。
通过第一叉耳来看这八个单维测量机构2的空间位置关系，上板1的下面每一个角上分别装有2个单叉,且两个单叉沿中心相互垂直，底板3上四个角上分别装有4个单叉且叉耳朝内。
本实施例中，上板1的上表面加工有滚刀痕，以提供摩擦，上板1上设置有吊装孔，底板3上设置有固定用的安装孔，装置表面均做发蓝处理。
本实施例中，位于上板1与底板3之间的八个单维测量机构2通过防尘盖4进行防护。
本发明动态载荷测量装置的使用方法及原理如下：
以起落架的落震动试验需测量起落架机轮着陆瞬间的三方向(垂向、航向、侧向)动态载荷为例对本发明作进一步详细说明，将被测运动物体坠落在装置上板1上，在装置上板1的中心处，定义坐标，x(航向)、y(侧向)、z(垂向)，α为单维载荷测量机构与底板3上表面形成的夹角，k′为单维载荷测量机构的轴向刚度，垂向刚度k1＝8sinαk′，航向刚度k2＝4cosαk′，侧向刚度k3＝4cosαk′。
假设单维测量机构与底板3上表面形成一角度α，若在上板1上作用一力矢f，各支承杆中测得载荷的大小为fi(i＝1，2……8)，方向为其轴线方向。由此可计算出以下需要的分量：
力矢f的z方向分量为：fz＝(f1+f2+f3+f4+f5+f6+f7+f8)sinα
力矢f的x方向分量为：fx＝(f5+f8-f6-f7)cosα
力矢f的y方向分量为：fy＝(f1+f2-f3-f4)cosα
当装置上板1承受的六自由度广义力转化为八个单维测量机构的轴向力的时候，八个单轴应变式载荷传感器组成八组惠斯顿电桥的测量电路。同时载荷传感器7的敏感元件感测到作用在装置上板1的广义力时载荷传感器27的弹性体会产生微小的应变，相应获得八路测量信号，测量信号经数据采集系统和计算分析软件处理后，可以实时的实现动态载荷测量和监测。
本发明的有益效果是：
本发明的动态测量装置实用性强，具有高精度、耦合小、动态特性好、误差不积累、性能稳定可靠、算法简单、计算精确方便，在实际工程应用中操作、安装调试简单等优点。其成功应用于多型号直升机起落架的落震试验和抗坠毁等，动态测量装置有效的保证了直升机型号研制中动力学试验动态载荷的精确测量，为航空航天的科研生产提供了强有力的技术支持，取得了显著的经济效益和社会效益。现已形成标准化的产品，在航空航天，机械制造企业，体育训练机构等领域广泛应用，已经发挥并将持续发挥巨大的经济效益。
动态测量装置大大的提高了直升机起落架落震、抗坠毁试验中的各分量动态载荷测量精度和很好地减小了各分量之间的耦合度，减少了原始误差的积累，保证了测量精度并便于解耦。动态测试精度≤0.5％、各分量间的耦合度≤±1.2％，三轴向一阶固有频率均≥600hz，优于国内外同类装置的性能指标，为直升机的科研生产提供了强有力的技术支持。
最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。