本发明公开了一种飞机用金属‑复合材料混合结构的热应力的测量方法，该方法包括以下步骤：一、根据飞机用金属‑复合材料混合结构获取测试试件及标准试件；二、应变片的灵敏系数的标定；三、对标准试件进行热输出测量；四、对测试试件进行总应变测量；五、飞机用金属‑复合材料混合结构的热应力获取。本发明方法步骤简单，设计合理，通过对测量温度下测试试件中测试点处的总应变的修正，得到测量温度下测试试件中测试点处的热应变，进而得到测试点处的热应力，以提高了飞机用金属‑复合材料混合结构的热应力的测量的精确性。
1.一种飞机用金属‑复合材料混合结构的热应力的测量方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：步骤一、根据飞机用金属‑复合材料混合结构获取测试试件及标准试件：步骤101、取飞机上待测试部位作为测试试件；其中，测试试件为金属‑复合材料混合结构；
步骤103、制作200mm×200mm的正方形试件为标准试件；其中，标准试件与测试试件上测试点处的材料相同；
采用等强度梁实验装置对应变片进行标定，得到各个温度下应变片标定后的灵敏系数；
将步骤103中标准试件放置在环境实验室中，在标准试件上粘贴第一应变片，并将第一应变片与电阻R2、电阻R3和电阻R4连接组成第一惠斯通电桥电路，并通过第一惠斯通电桥电路得到第 个测量温度下的热输出 ；其中， 为正整数；
将测试试件放置在环境实验室中，在测试试件的测试点处粘贴第二应变片，并将第二应变片与电阻R2＇、电阻R3＇和电阻R4＇连接组成第二惠斯通电桥电路，并通过第二惠斯通电桥电路得到第 个测量温度 下测试试件中测试点处的总应变 ；
步骤五、飞机用金属‑复合材料混合结构的热应力获取：
步骤501、根据公式 ，得到第 个测量温度下飞机用金属‑复合材料混合结构中测试点处的热应变 ；
步骤502、根据公式 ，得到第 个测量温度下飞机用金属‑复合材料混合结构中测试点处的热应力 ；其中， 表示第 个测量温度下测试试件中测试点处材料的刚度；
步骤二中采用等强度梁实验装置对应变片进行标定，得到各个温度下应变片标定后的灵敏系数，具体过程如下：步骤201、在等强度梁实验装置中等强度梁的上下表面设定位置对称粘贴多个应变片和多个温度传感器；其中，多个应变片和多个温度传感器均靠近等强度梁的固定端布设，多个应变片等间距布设,等强度梁呈水平布设在环境实验室中;步骤202、将位于等强度梁上表面的多个应变片和多个温度传感器分别记作多个上应变片和多个上温度传感器，多个上应变片依次记作第1个上应变片，...，第 个上应变片，...，第 个上应变片，将多个上温度传感器依次记作第1个上温度传感器，...，第 个上温度传感器，...，第 个上温度传感器；其中， 和 均为正整数，且 ，第个上温度传感器靠近第 个上应变片粘贴，上应变片和上温度传感器数量相同且一一对应;步骤203、将位于等强度梁下表面的多个应变片和多个温度传感器分别记作多个下应变片和多个下温度传感器，多个下应变片依次记作第1个下应变片，...，第 个下应变片，...，第 个下应变片，将多个下温度传感器依次记作第1个下温度传感器，...，第 个下温度传感器，...，第 个下温度传感器；其中， 和 均为正整数，且 ，第个下温度传感器靠近第 个下应变片粘贴，下应变片和下温度传感器数量相同且一一对应，上应变片和下应变片关于等强度梁上下对称布设；
步骤204、调节环境实验室内的温度，直至 个上温度传感器检测到的温度的平均值和个下温度传感器检测到的温度的平均值均满足第1个温度 ；
步骤205、环境实验室内保温在第1个温度 15min～20min后，通过砝码给等强度梁的端部施加30N载荷，并采用应变采集仪获取第 个上应变片的第一应变值和第 个下应变片的第一应变值；
步骤206、卸载砝码以使等强度梁的端部施加零载荷，并采用应变采集仪获取第 个上应变片的第二应变值和第 个下应变片的第二应变值；
步骤207、根据第 个上应变片的第一应变值和第 个上应变片的第二应变值，得到第个上应变片的应变差值 ；根据第 个下应变片的第一应变值和第 个下应变片的第二应变值，得到第 个下应变片的应变差值 ；
步骤208、根据公式 ，得到应变差值第一次平均值 ；
步骤209、重复步骤205至步骤208两次，分别得到应变差值第二次平均值 和应变差值第三次平均值 ；
步骤20A、根据公式 ，得到第1个温度下的应变差值平
步骤20B、根据公式 ，得到第1个温度下应变片标定后的灵敏系数 ；
其中， 为应变片在常温下的灵敏度系数； 表示在30N载荷且常温下等强度梁的标准应变；
步骤20C、多次重复步骤204至步骤20B，调节环境实验室内的温度，直至 个上温度传感器检测到的温度的平均值和 个下温度传感器检测到的温度的平均值均满足第 个温度，并得到第 个温度下应变片标定后的灵敏系数 ；
步骤20D、多次重复步骤20C，直至得到第 个温度 下应变片标定后的灵敏系数 ；
其中， ，当 大于等于2时， ， 表示温度增加值， 表示
步骤20E、以应变片标定后的灵敏系数为纵坐标，以温度为横坐标，绘制得到的温度，...， ，...， 和各个温度所对应的应变片标定后的灵敏系数 ，...， ，...，的各个点，并拟合得到温度与应变片标定后的灵敏系数之间的关系曲线，从而得到各个温度下应变片标定后的灵敏系数。
2.按照权利要求1所述的一种飞机用金属‑复合材料混合结构的热应力的测量方法，其特征在于：当测试试件上测试点处的材料为金属材料时，则标准试件为金属材料标准试件；
当测试试件上测试点处的材料为复合材料时，则标准试件为复合材料标准试件。
3.按照权利要求1所述的一种飞机用金属‑复合材料混合结构的热应力的测量方法，其特征在于：步骤202中 个上应变片与等强度梁的固定端面的间距均相同， 个上应变片与等强度梁的加载端的间距大于等强度梁的长度的1/2;步骤20D中第1个温度的取值为‑55℃，第 个温度的取值为90℃，温度增加值 的取值为1℃～2℃。
4.按照权利要求1所述的一种飞机用金属‑复合材料混合结构的热应力的测量方法，其特征在于：步骤三中将步骤103中标准试件放置在环境实验室中，在标准试件上粘贴第一应变片，并将第一应变片与电阻R2、电阻R3和电阻R4连接组成第一惠斯通电桥电路，并通过第一惠斯通电桥电路得到第 个测量温度下的热输出 ，具体过程如下：步骤301、将步骤103中标准试件放置在环境实验室中，在标准试件上粘贴第一应变片，并将第一应变片与电阻R2、电阻R3和电阻R4连接组成第一惠斯通电桥电路；其中，设定第一应变片的初始电阻值为R1，R1和R2的连接处记作A点，R2和R3的连接处记作C点，R3和R4的连接处记作B点，R4和R1的连接处记作D点，R1、R2、R3和R4的电阻值相同；
步骤302、调节标准试件所处环境实验室的温度为第 个测量温度 并保温；
步骤303、在C点和D点之间施加激励电压 ，并获取A点和B点之间的输出电压 ；
步骤304、根据公式 ，得到第 个测量温度下的热输出 ；其中；
5.按照权利要求1所述的一种飞机用金属‑复合材料混合结构的热应力的测量方法，其特征在于：步骤四中将测试试件放置在环境实验室中，在测试试件的测试点处粘贴第二应变片，并将第二应变片与电阻R2＇、电阻R3＇和电阻R4＇连接组成第二惠斯通电桥电路，并通过第二惠斯通电桥电路得到第 个测量温度 下测试试件中测试点处的总应变 ，具体过程下：步骤401、将测试试件放置在环境实验室中，在测试试件的测试点处粘贴第二应变片，并将第二应变片与电阻R2＇、电阻R3＇和电阻R4＇连接组成第二惠斯通电桥电路；其中，设定第二应变片的初始电阻值为R1＇，R1＇和R2＇的连接处记作A＇点，R2＇和R3＇的连接处记作C＇点，R3＇和R4＇的连接处记作B＇点，R4＇和R1＇的连接处记作D点，R1＇、R2＇、R3＇和R4＇以及R1、R2、R3和R4的电阻值均相同；
步骤402、调节测试试件所处环境实验室的温度为第 个测量温度 并保温；
步骤403、在C＇点和D＇点之间施加激励电压 ，并获取A＇点和B＇点之间的输出电压；
步骤404、根据公式 ，得到第 个测量温度 下测试试件中测试点处的总应变 。
一种飞机用金属‑复合材料混合结构的热应力的测量方法
技术领域
[0001] 本发明属于飞机结构热应力测试技术领域，尤其是涉及一种飞机用金属‑复合材料混合结构的热应力的测量方法。
背景技术
[0002] 复合材料由于具有比金属材料更高的比强度和比刚度，在飞机等航空器上得到了广泛应用，而且在飞机结构上占比呈现出不断增大的趋势。虽然如此，复合材料因受强度和刚度限制，仍不能完全取代金属材料。因此，在飞机结构设计中，为了兼顾结构强度和减重需求，以金属材料作为主承力结构、以复合材料作为次承力结构和功能性结构的金属‑复合材料混合结构被普遍采用。例如，金属材料的热膨胀系数与碳纤维复合材料的热膨胀系数不在同一量级，比如铝的热膨胀系数为23.21×10‑6/K，T300碳纤维的热膨胀系数为‑0.74×10‑6/K，因此，铝和T300碳纤维组成的金属‑复合材料混合结构在发生温度变化时，虽然混合结构会达到一个基于变形协调的自平衡状态，但新的自平衡状态已经产生了结构内应力，这种未受机械载荷作用，仅因温度变化引起的结构内应力称作热应力。
[0003] 通常，飞机上的结构强度是通过结构强度设计和强度验证试验来保证的。在结构强度设计时对热应力通常采用仿真分析确定，由于结构和传热的复杂性，仿真分析结果往往不够准确，只能作为参考数据使用。结构的强度验证试验包括静强度试验和疲劳试验，在这些试验中，热应力通常以将机械载荷放大1.15～1.30倍的方式考虑。这种对热应力的处理方式必然导致结构强度验证试验结果与实际使用情况存在较大偏差，在偏保守的情况下会无谓增加结构重量，在偏危险的情况下会带来安全风险。近些年来，随着金属‑复合材料混合结构热应力引起安全事故的增加，对金属‑复合材料混合结构热应力的精确测试需求已经极为迫切。
发明内容
[0004] 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，提供一种飞机用金属‑复合材料混合结构的热应力的测量方法，其方法步骤简单，设计合理，通过对测量温度下测试试件中测试点处的总应变的修正，得到测量温度下测试试件中测试点处的热应变，进而得到测试点处的热应力，以提高了飞机用金属‑复合材料混合结构的热应力的测量的精确性。
[0005] 为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：一种飞机用金属‑复合材料混合结构的热应力的测量方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：
[0006] 步骤一、根据飞机用金属‑复合材料混合结构获取测试试件及标准试件：
[0007] 步骤101、取飞机上待测试部位作为测试试件；其中，测试试件为金属‑复合材料混合结构；
[0008] 步骤102、在测试试件的表面预设多个测试点；
[0009] 步骤103、制作200mm×200mm的正方形试件为标准试件；其中，标准试件与测试试件上测试点处的材料相同；
[0010] 步骤二、应变片的灵敏系数的标定：
[0011] 采用等强度梁实验装置对应变片进行标定，得到各个温度下应变片标定后的灵敏系数；
[0012] 步骤三、对标准试件进行热输出测量：
[0013] 将步骤103中标准试件放置在环境实验室中，在标准试件上粘贴第一应变片，并将第一应变片与电阻R2、电阻R3和电阻R4连接组成第一惠斯通电桥电路，并通过第一惠斯通电桥电路得到第 个测量温度下的热输出 ；其中， 为正整数；
[0014] 步骤四、对测试试件进行总应变测量：
[0015] 将测试试件放置在环境实验室中，在测试试件的测试点处粘贴第二应变片，并将第二应变片与电阻R2＇、电阻R3＇和电阻R4＇连接组成第二惠斯通电桥电路，并通过第二惠斯通电桥电路得到第 个测量温度下测试试件中测试点处的总应变 ；
[0016] 步骤五、飞机用金属‑复合材料混合结构的热应力获取：
[0017] 步骤501、根据公式 ，得到第 个测量温度下飞机用金属‑复合材料混合结构中测试点处的热应变 ；
[0018] 步骤502、根据公式 ，得到第 个测量温度下飞机用金属‑复合材料混合结构中测试点处的热应力 ；其中， 表示第 个测量温度下测试试件中测试点处材料的刚度。
[0019] 上述的一种飞机用金属‑复合材料混合结构的热应力的测量方法，其特征在于：当测试试件上测试点处的材料为金属材料时，则标准试件为金属材料标准试件；
[0020] 当测试试件上测试点处的材料为复合材料时，则标准试件为复合材料标准试件。
[0021] 上述的一种飞机用金属‑复合材料混合结构的热应力的测量方法，其特征在于：步骤二中采用等强度梁实验装置对应变片进行标定，得到各个温度下应变片标定后的灵敏系数，具体过程如下：
[0022] 步骤201、在等强度梁实验装置中等强度梁的上下表面设定位置对称粘贴多个应变片和多个温度传感器；其中，多个应变片和多个温度传感器均靠近等强度梁的固定端布设，多个应变片等间距布设,等强度梁呈水平布设在环境实验室中;
[0023] 步骤202、将位于等强度梁上表面的多个应变片和多个温度传感器分别记作多个上应变片和多个上温度传感器，多个上应变片依次记作第1个上应变片，...，第 个上应变片，...，第 个上应变片，将多个上温度传感器依次记作第1个上温度传感器，...，第 个上温度传感器，...，第 个上温度传感器；其中， 和 均为正整数，且 ，第个上温度传感器靠近第 个上应变片粘贴，上应变片和上温度传感器数量相同且一一对应;
[0024] 步骤203、将位于等强度梁下表面的多个应变片和多个温度传感器分别记作多个下应变片和多个下温度传感器，多个下应变片依次记作第1个下应变片，...，第 个下应变片，...，第 个下应变片，将多个下温度传感器依次记作第1个下温度传感器，...，第 个下温度传感器，...，第 个下温度传感器；其中， 和 均为正整数，且 ，第个下温度传感器靠近第 个下应变片粘贴，下应变片和下温度传感器数量相同且一一对应，上应变片和下应变片关于等强度梁上下对称布设；
[0025] 步骤204、调节环境实验室内的温度，直至 个上温度传感器检测到的温度的平均值和 个下温度传感器检测到的温度的平均值均满足第1个温度 ；
[0026] 步骤205、环境实验室内保温在第1个温度 15min～20min后，通过砝码给等强度梁的端部施加30N载荷，并采用应变采集仪获取第 个上应变片的第一应变值和第 个下应变片的第一应变值；
[0027] 步骤206、卸载砝码以使等强度梁的端部施加零载荷，并采用应变采集仪获取第个上应变片的第二应变值和第 个下应变片的第二应变值；
[0028] 步骤207、根据第 个上应变片的第一应变值和第 个上应变片的第二应变值，得到第 个上应变片的应变差值 ；根据第 个下应变片的第一应变值和第 个下应变片的第二应变值，得到第 个下应变片的应变差值 ；
[0029] 步骤208、根据公式 ，得到应变差值第一次平均值；
[0030] 步骤209、重复步骤205至步骤208两次，分别得到应变差值第二次平均值和应变差值第三次平均值 ；
[0031] 步骤20A、根据公式 ，得到第1个温度下的应变差值平均值 ；
[0032] 步骤20B、根据公式 ，得到第1个温度下应变片标定后的灵敏系数；其中， 为应变片在常温下的灵敏度系数； 表示在30N载荷且常温下等强度梁的标准应变；
[0033] 步骤20C、多次重复步骤204至步骤20B，调节环境实验室内的温度，直至 个上温度传感器检测到的温度的平均值和 个下温度传感器检测到的温度的平均值均满足第个温度 ，并得到第 个温度下应变片标定后的灵敏系数 ；
[0034] 步骤20D、多次重复步骤20C，直至得到第 个温度 下应变片标定后的灵敏系数 ；其中， ，当 大于等于2时， ， 表示温度增加值，表示第 个温度；
[0035] 步骤20E、以应变片标定后的灵敏系数为纵坐标，以温度为横坐标，绘制得到的温度 ，...， ，...， 和各个温度所对应的应变片标定后的灵敏系数 ，...，，...， 的各个点，并拟合得到温度与应变片标定后的灵敏系数之间的关系曲线，从而得到各个温度下应变片标定后的灵敏系数。
[0036] 上述的一种飞机用金属‑复合材料混合结构的热应力的测量方法，其特征在于：步骤202中 个上应变片与等强度梁的固定端面的间距均相同， 个上应变片与等强度梁的加载端的间距大于等强度梁的长度的1/2;
[0037] 步骤20D中第1个温度的取值为‑55℃，第 个温度的取值为90℃，温度增加值的取值为1℃～2℃。
[0038] 上述的一种飞机用金属‑复合材料混合结构的热应力的测量方法，其特征在于：步骤三中将步骤103中标准试件放置在环境实验室中，在标准试件上粘贴第一应变片，并将第一应变片与电阻R2、电阻R3和电阻R4连接组成第一惠斯通电桥电路，并通过第一惠斯通电桥电路得到第 个测量温度下的热输出 ，具体过程如下：
[0039] 步骤301、将步骤103中标准试件放置在环境实验室中，在标准试件上粘贴第一应变片，并将第一应变片与电阻R2、电阻R3和电阻R4连接组成第一惠斯通电桥电路；其中，设定第一应变片的初始电阻值为R1，R1和R2的连接处记作A点，R2和R3的连接处记作C点，R3和R4的连接处记作B点，R4和R1的连接处记作D点，R1、R2、R3和R4的电阻值相同；
[0040] 步骤302、调节标准试件所处环境实验室的温度为第 个测量温度 并保温；
[0041] 步骤303、在C点和D点之间施加激励电压 ，并获取A点和B点之间的输出电压；
[0042] 步骤304、根据公式 ，得到第 个测量温度下的热输出 ；其中；表示第 个测量温度 下应变片标定后的灵敏系数。
[0043] 上述的一种飞机用金属‑复合材料混合结构的热应力的测量方法，其特征在于：步骤四中将测试试件放置在环境实验室中，在测试试件的测试点处粘贴第二应变片，并将第二应变片与电阻R2＇、电阻R3＇和电阻R4＇连接组成第二惠斯通电桥电路，并通过第二惠斯通电桥电路得到第 个测量温度下测试试件中测试点处的总应变 ，具体过程下：
[0044] 步骤401、将测试试件放置在环境实验室中，在测试试件的测试点处粘贴第二应变片，并将第二应变片与电阻R2＇、电阻R3＇和电阻R4＇连接组成第二惠斯通电桥电路；其中，设定第二应变片的初始电阻值为R1＇，R1＇和R2＇的连接处记作A＇点，R2＇和R3＇的连接处记作C＇点，R3＇和R4＇的连接处记作B＇点，R4＇和R1＇的连接处记作D点，R1＇、R2＇、R3＇和R4＇以及R1、R2、R3和R4的电阻值均相同；
[0045] 步骤402、调节测试试件所处环境实验室的温度为第 个测量温度 并保温；
[0046] 步骤403、在C＇点和D＇点之间施加激励电压 ，并获取A＇点和B＇点之间的输出电压 ；
[0047] 步骤404、根据公式 ，得到第 个测量温度下测试试件中测试点处的总应变 。
[0048] 本发明与现有技术相比具有以下优点：
[0049] 1、本发明飞机用金属‑复合材料混合结构的热应力的测量方法步骤简单、实现方便且操作简便，考虑了标准试件下测量温度下的热输出，提高了测量温度下测试试件中测试点处的热应变的获取的准确性，从而提高了飞机用金属‑复合材料混合结构的热应力的测量的精度。
[0050] 2、本发明飞机用金属‑复合材料混合结构的热应力的测量方法测量简便且测量效果好，首先是根据飞机用金属‑复合材料混合结构获取测试试件及标准试件；其次是应变片的灵敏系数的标定；接着是对标准试件进行热输出测量；然后对测试试件进行总应变测量；最后是飞机用金属‑复合材料混合结构的热应力获取。
[0051] 3、本发明进行应变片的灵敏系数的标定，以使将应变片标定后的灵敏系数参与后续标准试件的热输出测量和测试试件的总应变测量，减少了温度变换引起的应变误差。
[0052] 4、本发明标准试件的热输出测量和测试试件的总应变测量中采用1/4桥的惠斯通电桥电路，大幅降低了试验资源需求，节省了测量成本和测量时间。
[0053] 综上所述，本发明方法步骤简单，设计合理，通过对测量温度下测试试件中测试点处的总应变的修正，得到测量温度下测试试件中测试点处的热应变，进而得到测试点处的热应力，以提高了飞机用金属‑复合材料混合结构的热应力的测量的精确性。
[0054] 下面通过附图和实施例，对本发明的技术方案做进一步的详细描述。
附图说明
[0055] 图1为本发明等强度梁、应变片和温度传感器的结构示意图。
[0056] 图2为本发明第一惠斯通电桥电路图。
[0057] 图3为本发明第二惠斯通电桥电路图。
[0058] 图4为本发明的方法流程框图。
[0059] 附图标记说明:
[0060] 1—等强度梁； 2—上应变片； 3—上温度传感器。
具体实施方式
[0061] 如图1至图4所示的一种飞机用金属‑复合材料混合结构的热应力的测量方法，该方法包括以下步骤：
[0062] 该方法包括以下步骤：
[0063] 步骤一、根据飞机用金属‑复合材料混合结构获取测试试件及标准试件：
[0064] 步骤101、取飞机上待测试部位作为测试试件；其中，测试试件为金属‑复合材料混合结构；
[0065] 步骤102、在测试试件的表面预设多个测试点；
[0066] 步骤103、制作200mm×200mm的正方形试件为标准试件；其中，标准试件与测试试件上测试点处的材料相同；
[0067] 步骤二、应变片的灵敏系数的标定：
[0068] 采用等强度梁实验装置对应变片进行标定，得到各个温度下应变片标定后的灵敏系数；
[0069] 步骤三、对标准试件进行热输出测量：
[0070] 将步骤103中标准试件放置在环境实验室中，在标准试件上粘贴第一应变片，并将第一应变片与电阻R2、电阻R3和电阻R4连接组成第一惠斯通电桥电路，并通过第一惠斯通电桥电路得到第 个测量温度下的热输出 ；其中， 为正整数；
[0071] 步骤四、对测试试件进行总应变测量：
[0072] 将测试试件放置在环境实验室中，在测试试件的测试点处粘贴第二应变片，并将第二应变片与电阻R2＇、电阻R3＇和电阻R4＇连接组成第二惠斯通电桥电路，并通过第二惠斯通电桥电路得到第 个测量温度下测试试件中测试点处的总应变 ；
[0073] 步骤五、飞机用金属‑复合材料混合结构的热应力获取：
[0074] 步骤501、根据公式 ，得到第 个测量温度下飞机用金属‑复合材料混合结构中测试点处的热应变 ；
[0075] 步骤502、根据公式 ，得到第 个测量温度下飞机用金属‑复合材料混合结构中测试点处的热应力 ；其中， 表示第 个测量温度下测试试件中测试点处材料的刚度。
[0076] 本实施例中，当测试试件上测试点处的材料为金属材料时，则标准试件为金属材料标准试件；
[0077] 当测试试件上测试点处的材料为复合材料时，则标准试件为复合材料标准试件。
[0078] 本实施例中，步骤二中采用等强度梁实验装置对应变片进行标定，得到各个温度下应变片标定后的灵敏系数，具体过程如下：
[0079] 步骤201、在等强度梁实验装置中等强度梁1的上下表面设定位置对称粘贴多个应变片和多个温度传感器；其中，多个应变片和多个温度传感器均靠近等强度梁1的固定端布设，多个应变片等间距布设,等强度梁1呈水平布设在环境实验室中;
[0080] 步骤202、将位于等强度梁1上表面的多个应变片和多个温度传感器分别记作多个上应变片2和多个上温度传感器3，多个上应变片依次记作第1个上应变片，...，第 个上应变片，...，第 个上应变片，将多个上温度传感器依次记作第1个上温度传感器，...，第个上温度传感器，...，第 个上温度传感器；其中， 和 均为正整数，且 ，第个上温度传感器靠近第 个上应变片粘贴，上应变片2和上温度传感器3数量相同且一一对应;
[0081] 步骤203、将位于等强度梁1下表面的多个应变片和多个温度传感器分别记作多个下应变片和多个下温度传感器，多个下应变片依次记作第1个下应变片，...，第 个下应变片，...，第 个下应变片，将多个下温度传感器依次记作第1个下温度传感器，...，第 个下温度传感器，...，第 个下温度传感器；其中， 和 均为正整数，且 ，第个下温度传感器靠近第 个下应变片粘贴，下应变片和下温度传感器数量相同且一一对应，上应变片2和下应变片关于等强度梁1上下对称布设；
[0082] 步骤204、调节环境实验室内的温度，直至 个上温度传感器检测到的温度的平均值和 个下温度传感器检测到的温度的平均值均满足第1个温度 ；
[0083] 步骤205、环境实验室内保温在第1个温度 15min～20min后，通过砝码给等强度梁1的端部施加30N载荷，并采用应变采集仪获取第 个上应变片的第一应变值和第 个下应变片的第一应变值；
[0084] 步骤206、卸载砝码以使等强度梁1的端部施加零载荷，并采用应变采集仪获取第个上应变片的第二应变值和第 个下应变片的第二应变值；
[0085] 步骤207、根据第 个上应变片的第一应变值和第 个上应变片的第二应变值，得到第 个上应变片的应变差值 ；根据第 个下应变片的第一应变值和第 个下应变片的第二应变值，得到第 个下应变片的应变差值 ；
[0086] 步骤208、根据公式 ，得到应变差值第一次平均值；
[0087] 步骤209、重复步骤205至步骤208两次，分别得到应变差值第二次平均值和应变差值第三次平均值 ；
[0088] 步骤20A、根据公式 ，得到第1个温度下的应变差值平均值 ；
[0089] 步骤20B、根据公式 ，得到第1个温度下应变片标定后的灵敏系数；其中， 为应变片在常温下的灵敏度系数； 表示在30N载荷且常温下等强度梁1
的标准应变；
[0090] 步骤20C、多次重复步骤204至步骤20B，调节环境实验室内的温度，直至 个上温度传感器检测到的温度的平均值和 个下温度传感器检测到的温度的平均值均满足第个温度 ，并得到第 个温度下应变片标定后的灵敏系数 ；
[0091] 步骤20D、多次重复步骤20C，直至得到第 个温度 下应变片标定后的灵敏系数 ；其中， ，当 大于等于2时， ， 表示温度增加值，表示第 个温度；
[0092] 步骤20E、以应变片标定后的灵敏系数为纵坐标，以温度为横坐标，绘制得到的温度 ，...， ，...， 和各个温度所对应的应变片标定后的灵敏系数 ，...，，...， 的各个点，并拟合得到温度与应变片标定后的灵敏系数之间的关系曲线，从而得到各个温度下应变片标定后的灵敏系数。
[0093] 本实施例中，步骤202中 个上应变片与等强度梁1的固定端面的间距均相同，个上应变片与等强度梁1的加载端的间距大于等强度梁1的长度的1/2;
[0094] 步骤20D中第1个温度的取值为‑55℃，第 个温度的取值为90℃，温度增加值的取值为1℃～2℃。
[0095] 本实施例中，步骤三中将步骤103中标准试件放置在环境实验室中，在标准试件上粘贴第一应变片，并将第一应变片与电阻R2、电阻R3和电阻R4连接组成第一惠斯通电桥电路，并通过第一惠斯通电桥电路得到第 个测量温度下的热输出 ，具体过程如下：
[0096] 步骤301、将步骤103中标准试件放置在环境实验室中，在标准试件上粘贴第一应变片，并将第一应变片与电阻R2、电阻R3和电阻R4连接组成第一惠斯通电桥电路；其中，设定第一应变片的初始电阻值为R1，R1和R2的连接处记作A点，R2和R3的连接处记作C点，R3和R4的连接处记作B点，R4和R1的连接处记作D点，R1、R2、R3和R4的电阻值相同；
[0097] 步骤302、调节标准试件所处环境实验室的温度为第 个测量温度 并保温；
[0098] 步骤303、在C点和D点之间施加激励电压 ，并获取A点和B点之间的输出电压；
[0099] 步骤304、根据公式 ，得到第 个测量温度下的热输出 ；其中；表示第 个测量温度 下应变片标定后的灵敏系数。
[0100] 本实施例中，步骤四中将测试试件放置在环境实验室中，在测试试件的测试点处粘贴第二应变片，并将第二应变片与电阻R2＇、电阻R3＇和电阻R4＇连接组成第二惠斯通电桥电路，并通过第二惠斯通电桥电路得到第 个测量温度下测试试件中测试点处的总应变，具体过程下：
[0101] 步骤401、将测试试件放置在环境实验室中，在测试试件的测试点处粘贴第二应变片，并将第二应变片与电阻R2＇、电阻R3＇和电阻R4＇连接组成第二惠斯通电桥电路；其中，设定第二应变片的初始电阻值为R1＇，R1＇和R2＇的连接处记作A＇点，R2＇和R3＇的连接处记作C＇点，R3＇和R4＇的连接处记作B＇点，R4＇和R1＇的连接处记作D点，R1＇、R2＇、R3＇和R4＇以及R1、R2、R3和R4的电阻值均相同；
[0102] 步骤402、调节测试试件所处环境实验室的温度为第 个测量温度 并保温；
[0103] 步骤403、在C＇点和D＇点之间施加激励电压 ，并获取A＇点和B＇点之间的输出电压 ；
[0104] 步骤404、根据公式 ，得到第 个测量温度下测试试件中测试点处的总应变 。
[0105] 本实施例中，第 个测量温度 位于‑55℃～‑90℃范围内， 通过步骤二中各个温度下应变片标定后的灵敏系数获取。
[0106] 实际使用时，飞机上待测试部位可为飞机机翼或者其待测量部位。
[0107] 本实施例中，实际使用时，标准试件的厚度与测试试件的厚度相同。
[0108] 本实施例中，实际使用时，常温是指20℃～25℃。
[0109] 本实施例中，实际使用时，步骤202中 个上应变片与等强度梁1的固定端面的间距的设定值为10cm。
[0110] 本实施例中，实际使用时，复合材料为碳纤维复合材料。
[0111] 本实施例中，实际使用时，和 的取值为3。
[0112] 本实施例中，实际使用时，第二应变片的轴线方向和测试试件上测试点处的测量方向一致，则第一应变片的轴线方向在标准试件的粘贴方向和测试试件上测试点处的测量方向一致。
[0113] 本实施例中，实际使用时， 的取值为2.0。
[0114] 本实施例中，实际使用时，当测试试件上测试点处的测量方向为单向时，采用的应变片为单轴应变片；
[0115] 当测试试件上，测试点处的测量方向为三轴45°时，采用的应变片为三轴45°应变花。
[0116] 本实施例中，实际使用时，当采用三轴45°应变花时，得到三个方向的总应变及三个方向的热输出，并根据三个方向的总应变与三个方向的热输出的差值得到三个方向的热应变，进而得到三个方向的热应力。
[0117] 本实施例中，实际使用时，当测试试件上测试点处的材料为金属材料时，可采用BAB350‑3AA250‑X‑QT（23）单轴应变片和BAB350‑3CA250‑X‑QT（23）应变花；当测试试件上测试点处的材料为复合材料时，可采用BAB350‑3AA250‑X‑QT（11）单轴应变片和BAB350‑3CA250‑X‑QT（11）应变花，以使应变片敏感栅材料的线膨胀系数接近测试试件上测试点处的材料的热膨胀系数。
[0118] 本实施例中，实际使用时，第一应变片作为第一惠斯通电桥电路的一个桥臂，电阻R2、电阻R3和电阻R4分别作为第一惠斯通电桥电路的三个桥臂，电阻R2、电阻R3和电阻R4的电阻值均与第一应变片的初始电阻R1相同。
[0119] 本实施例中，实际使用时，第二应变片作为第二惠斯通电桥电路的一个桥臂，电阻R2＇、电阻R3＇和电阻R4＇分别作为第二惠斯通电桥电路的三个桥臂，电阻R2＇、电阻R3＇和电阻R4＇的电阻值均与第二应变片的初始电阻R1＇相同。
[0120] 本实施例中，实际使用时，第一应变片和第二应变片均采用步骤二标定的应变片，则R1和R1＇相同。
[0121] 本实施例中，实际使用时，激励电压 的取值为1.8V。
[0122] 综上所述，本发明方法步骤简单，设计合理，通过对测量温度下测试试件中测试点处的总应变的修正，得到测量温度下测试试件中测试点处的热应变，进而得到测试点处的热应力，以提高了飞机用金属‑复合材料混合结构的热应力的测量的精确性。
[0123] 以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明作任何限制，凡是根据本发明技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、变更以及等效结构变化，均仍属于本发明技术方案的保护范围内。
