機翼柔度矩陣的測量裝置的製作方法

2023-06-01 21:07:06

本發明涉及飛行器結構柔度測量技術，尤其涉及一種機翼柔度矩陣的測量裝置。

背景技術：

靜氣動彈性是飛行器在空氣動力作用下產生彈性變形而引起其氣動特性變化的一種現象。在真實飛行中，由於氣動載荷的作用，飛機的升力部件特別是機翼會產生彈性變形，即升力面產生彎曲和扭轉，導致其載荷重新分布，改變氣動特性。依據測量的機翼柔度矩陣，可以進行飛機的靜氣動彈性影響修正，提高飛機的飛行安全性。

圖1a為現有的機翼柔度矩陣的測量裝置的示意圖，如圖1a所示，傳統的測量機翼柔度矩陣的裝置包括模型支撐裝置2、加載裝置10和形變測量裝置1。其中，加載裝置10採用加載作動筒或掛砝碼對機翼5進行加載，形變測量裝置1採用百分表、千分表或位移傳感器採集機翼5的變形量。

但是現有的測量裝置，其測量效率低、工作量大。

技術實現要素：

本發明提供一種機翼柔度矩陣的測量裝置，以克服現有的測量裝置，其測量效率低、工作量大的問題。

本發明提供一種機翼柔度矩陣的測量裝置，包括：

形變測量裝置、模型支撐裝置、工作平臺、移動裝置、施力機構和數控定位系統，所述移動裝置設置在所述工作平臺上，所述施力機構設置在所述移動裝置上，所述數控定位系統分別與所述移動裝置和所述施力機構電連接；

所述模型支撐裝置固定在所述工作平臺的端部，用於固定所述機翼；

所述數控定位系統，用於控制所述移動裝置在所述工作平臺上移動，以使所述移動裝置帶動所述施力機構移動，以及，用於控制所述施力機構向所述機翼的不同位置施加壓力；

所述形變測量裝置固定設置在靠近所述工作平臺的位置處，用於測量所述機翼在所述施力機構所施加的壓力下的變形量。

進一步的，所述模型支撐裝置包括側板和設置在所述側板表面上的通槽；

所述側板固定設置在所述工作平臺的端部，所述機翼固定設置在所述通槽的預設位置處。

進一步的，所述施力機構包括施力端頭和伺服電動缸，所述施力端頭設置在所述伺服電動缸的頂部，所述伺服電動缸與所述數控定位系統電連接。

進一步的，所述施力機構還包括：壓力傳感器，所述壓力傳感器分別與所述數控定位系統、所述施力端頭電連接；

所述壓力傳感器，用於採集所述施力端頭所施加的壓力，並將所述壓力輸出給所述數控定位系統。

進一步的，所述工作平臺的表面設置X向直線導軌，所述移動裝置包括沿著所述X向直線導軌移動的第一移動拖板、設置在所述第一移動拖板上的Y向直線導軌、沿著所述Y向直線導軌移動的第二移動拖板、X向伺服電機和Y向伺服電機；

所述X向伺服電機分別與所述第一移動拖板和所述數控定位系統連接，所述Y向伺服電機分別與所述第二移動拖板和所述數控定位系統連接，所述伺服電動缸固定設置在所述第二移動拖板上。

進一步的，所述X向直線導軌上設置有X向位移傳感器，所述Y向直線導軌上設置有Y向位移傳感器；

所述X向位移傳感器、所述Y向位移傳感器分別與所述數控定位系統電連接；

所述X向位移傳感器和所述Y向位移傳感器，均用於測量所述施力機構的當前位置，並將所述當前位置輸出給所述數控定位系統。

進一步的，所述數控定位系統包括上位機和下位機；

所述上位機與所述下位機電連接，所述下位機分別與所述X向位移傳感器、所述Y向位移傳感器、所述X向伺服電機、所述Y向伺服電機、所述伺服電動缸和所述壓力傳感器電聯接。

可選的，所述形變測量裝置為三坐標測量機，所述三坐標測量機包括測量探針；

所述三坐標測量機，用於在所述施力機構向所述機翼施加壓力時，根據預設的多個測量點的X、Y坐標，來測量各測量點的Z坐標值。

可選的，所述X向位移傳感器和所述Y向位移傳感器均為光柵尺。

本發明提供的機翼柔度矩陣的測量裝置，通過將移動裝置設置在工作平臺上，將施力機構設置在移動裝置上，並將數控定位系統與移動裝置和施力機構電連接。模型支撐裝置固定在所述工作平臺的端部，用於固定所述機翼；所述數控定位系統，用於控制所述移動裝置在所述工作平臺上移動，以使所述移動裝置帶動所述施力機構移動，以及，用於控制所述施力機構向所述機翼的不同位置施加壓力；所述形變測量裝置固定設置在靠近所述工作平臺的位置處，用於測量所述機翼在所述施力機構所施加的壓力下的變形量，進而實現對機翼變形量的準確測量。本實施例的測量裝置其結構簡單，測量準確，測量過程容易操作，進而在提高機翼柔度矩陣測量的準確性的同時，降低了工作人員的工作量。

附圖說明

為了更清楚地說明本發明或現有技術中的技術方案，下面將對實施例或現有技術描述中所需要使用的附圖作一簡單地介紹，顯而易見地，下面描述中的附圖是本發明的一些實施例，對於本領域普通技術人員來講，在不付出創造性勞動性的前提下，還可以根據這些附圖獲得其他的附圖。

圖1a為現有的機翼柔度矩陣的測量裝置的示意圖；

圖1為本發明實施例一提供的機翼柔度矩陣的測量裝置的主視圖；

圖1b為本發明實施例一提供的機翼柔度矩陣的測量裝置的俯視圖；

圖1c為本發明實施例一提供的機翼柔度矩陣的測量裝置的左視圖(省略了變形測量裝置)；

圖2為本發明提供的機翼柔度矩陣的測量裝置實施例二的結構示意圖；

圖3為本發明提供的機翼柔度矩陣的測量裝置實施例三的結構示意圖；

圖4為本發明提供的機翼柔度矩陣的測量裝置實施例四的結構示意圖；

圖5為本發明提供的機翼柔度矩陣的測量裝置實施例五的結構示意圖。

附圖標識說明：

1：形變測量裝置；

101：測量探針；

2：模型支撐裝置；

201：側板；

202：通槽；

203：基座；

10：加載裝置；

3：工作平臺；

301：X向直線導軌；

4：防震地基；

5：機翼；

6：移動裝置；

7：施力機構；

701：施力端頭；

702：伺服電動缸；

703：壓力傳感器；

601：第一移動拖板；

602：Y向直線導軌；

603：第二移動拖板；

80：數控定位系統；

8：上位機；

9：下位機；

901：XY坐標採集模塊；

902：控制器；

903：伺服電機驅動模塊；

904：施力採集模塊；

905：通信模塊。

具體實施方式

為使本發明實施例的目的、技術方案和優點更加清楚，下面將結合本發明實施例中的附圖，對本發明實施例中的技術方案進行清楚、完整地描述，顯然，所描述的實施例是本發明一部分實施例，而不是全部的實施例。基於本發明中的實施例，本領域普通技術人員在沒有作出創造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬於本發明保護的範圍。

本發明提供的機翼柔度矩陣的測量裝置，適用於任意型號的飛機，用於測量機翼的柔度矩陣，也可以用於測量飛機尾翼以及其他類型飛行器的翼面柔度矩陣。

下面，通過具體實施例對本申請所示的技術方案進行詳細說明。需要說明的是，下面這幾個具體的實施例可以相互結合，對於相同或相似的概念或過程可能在某些實施例中不再贅述。

圖1為本發明實施例一提供的機翼柔度矩陣的測量裝置的主視圖，圖1b為本發明實施例一提供的機翼柔度矩陣的測量裝置的俯視圖，圖1c為本發明實施例一提供的機翼柔度矩陣的測量裝置的左視圖(省略了形變測量裝置)。本實施例的機翼柔度矩陣的測量裝置可以包括形變測量裝置1、模型支撐裝置2、工作平臺3、移動裝置6、施力機構7和數控定位系統(圖中未示出)，所述工作平臺3上設置有移動裝置6，所述施力機構7設置在所述移動裝置6上，所述數控定位系統分別與所述移動裝置6和所述施力機構7電連接；所述模型支撐裝置2固定在所述工作平臺3的端部，用於固定所述機翼5；所述數控定位系統，用於控制所述移動裝置6在所述工作平臺3上移動，以使所述移動裝置6帶動所述施力機構7移動，以及，用於控制所述施力機構7向所述機翼5的不同位置施加壓力；所述形變測量裝置1固定設置在靠近所述工作平臺3的位置處，用於測量所述機翼5在所述施力機構7所施加的壓力下的變形量。

具體的，如圖1所示，本實施例的測量裝置主要包括形變測量裝置1、模型支撐裝置2、工作平臺3、移動裝置6、施力機構7和數控定位系統。其中，移動裝置6設置在工作平臺3上，並且可以在工作平臺3上移動。施力機構7固定設置在移動平臺上，模型支撐裝置2設置在工作平臺3的端部，同時，數控定位系統分別與移動裝置6和施力機構7電聯接。本實施例中，模型支撐裝置2用於固定機翼5(具體為機翼模型)，移動裝置6在數控定位系統的控制下帶動施力機構7移動至機翼5的待測量點的正下方。當位於機翼5模型的正下方時，數控定位系統控制施力機構7向機翼5施壓壓力(即加載力)，使得機翼5在該壓力的作用下發生變形。形變測量裝置1測量此時機翼5的變形量，具體是測量機翼5的Z坐標值。

需要說明的是，本實施例在測量之前，首先需要在數控定位系統和形變測量裝置1中設置好需要測量的點，以及每個待測量點對應的壓力值。數控定位系統可以根據上述待測量點的位置坐標來控制移動裝置6移動至待測量點的正下方，並且控制施力機構7向機翼5施加其對應的壓力。同時，形變測量裝置1可以根據待測量點的位置坐標來依次測量各待測量點的Z坐標值。

其中，本實施例的形變測量裝置1設置在靠近工作平臺3的位置處，並且與移動裝置6的坐標相同，進而保證施力機構7作用的測量點與形變測量裝置1測量的測量點相同。

在實際使用時，將機翼5固定設置在模型支撐裝置2的預設位置處。在數控定位系統和形變測量裝置1中設置好測量點的位置坐標及各測量點對應的壓力值。例如，測量點A：(X,Y)＝(10,20)，其對應的壓力值為2KN，測量點B：(X,Y)＝(15,30)，其對應的壓力值為1KN。數控定位系統控制移動裝置6移動，使得固定在移動裝置6上的施力機構7也隨著移動裝置6的移動而移動，當施力機構7位於測量點A的正下方時，數控定位系統控制施力機構7向測量點A施壓2KN的壓力，機翼5在該2KN的壓力下發生變形。形變測量裝置1移動至測量點A的正上方，測量測量點A此時的Z坐標值，並保存該A點的Z坐標值。接著，形變測量裝置1移動至測量點B的正上方，測量測量點B此時的Z坐標值，並保存B點的Z坐標值。形變測量裝置1將測量點A和B此時的Z坐標值與測量前的Z坐標值進行比較，即可獲得機翼5測量點A和測量點B的變形量。進一步的，數控定位系統控制施力機構7撤回，並控制移動裝置6向測量點B的正下方移動，當施力機構7位於測量點B的正下方時，數控定位系統控制施力機構7向測量點B施壓1KN的壓力。接著，形變測量裝置1依次移動至測量點A和測量點B，測量測量點A和測量點B在對測量點B施壓1KN壓力下的變形量。

需要說明的是，本實施例中模型支撐裝置2可以可拆卸地固定在工作平臺3的端部，例如螺栓連接等。可選的，還可以將模型支撐裝置2焊接在工作平臺3的端部，本實施例對模型支撐裝置2與工作平臺3的固定連接方式不做限制。

本實施例的工作平臺3和形變測量裝置1可以通過墊鐵和地腳螺釘安裝在防震地基4上，避免在測量過程中由于震動而影響測量的準確性。

本發明提供的機翼柔度矩陣的測量裝置，通過將移動裝置設置在工作平臺上，將施力機構設置在移動裝置上，並將數控定位系統與移動裝置和施力機構電連接。模型支撐裝置固定在所述工作平臺的端部，用於固定所述機翼；所述數控定位系統，用於控制所述移動裝置在所述工作平臺上移動，以使所述移動裝置帶動所述施力機構移動，以及，用於控制所述施力機構向所述機翼的不同位置施加壓力；所述形變測量裝置固定設置在靠近所述工作平臺的位置處，用於測量所述機翼在所述施力機構所施加的壓力下的變形量，進而實現對機翼變形量的準確測量。本實施例的測量裝置其結構簡單，測量準確，測量過程容易操作，進而在提高機翼柔度矩陣測量的準確性的同時，降低了工作人員的工作量。

圖2為本發明提供的機翼柔度矩陣的測量裝置實施例二的結構示意圖。在上述實施例的基礎上，本實施例的模型支撐裝置2還可以包括側板201和設置在所述側板201表面上的通槽202；所述側板201固定設置在所述工作平臺3的端部，所述機翼5的固定設置在所述通槽202的預設位置處。

具體的，如圖2所示，本實施例的模型支撐裝置2包括側板201，在側板201上沿著水平方向設置有通槽202。將側板201的一端固定在工作平臺3的端部，此時側板201與工作平臺3垂直，通槽202與工作平臺3平行。將機翼5(具體是機翼5的根部)固定在通槽202的預設位置處，進而實現對機翼5的固定。

可選的，本實施例可以通過螺栓夾持或其它方式將機翼5固定在通槽202中。

可選的，本實施例可以在側板201上設置多個通槽202，進而實現對機翼5在不同高度上的定位。其中，側板201設置的通槽202的具體數量、以及相鄰兩通槽202之間的距離可以根據實際需要進行設定，本實施例對此不做限制。

為了提高側板201與工作平臺3的固定穩定性，本實施例的模型支撐裝置2在側板201的底部設置有一個由鑄鐵鑄造而成的基座203，將該基座203固定在工作平臺3上，進而實現模型支撐裝置2與工作平臺3的穩固連接。

本發明提供的機翼柔度矩陣的測量裝置，通過在模型支撐裝置的側板上設置多個通槽，實現對機翼在不同高度上的固定，進而提高了測試過程中對機翼位置的可控性。

圖3為本發明提供的機翼柔度矩陣的測量裝置實施例三的結構示意圖。在上述實施例的基礎上，如圖3所示，本實施例的施力機構7可以包括施力端頭701和伺服電動缸702，所述施力端頭701設置在所述伺服電動缸702的頂部，所述伺服電動缸702與所述數控定位系統電連接。

具體的，如圖3所示，本實施例的施力機構7包括施力端頭701和伺服電動缸702，其中伺服電動缸702固定設置在移動裝置6上，施力端頭701設置在伺服電動缸702的頂部，伺服電動缸702與數控定位系統電聯接。數控定位系統通過控制伺服電動缸702動作，來實現對施力端頭701加載力的控制。

在實際使用時，施力端頭701移動至測量點的正下方，例如測量點A的正下方，而A點對應的壓力為2KN。此時，數控定位系統控制伺服電動缸702動作，並向施力端頭701施壓2KN的壓力，使得施力端頭701向測量點A施壓2KN的壓力。

進一步的，本實施例的施力機構7還可以包括壓力傳感器703，所述壓力傳感器703分別與所述數控定位系統、所述施力端頭701電連接；所述壓力傳感器703，用於採集所述施力端頭701所施加的壓力，並將所述壓力輸出給所述數控定位系統。

具體的，如圖3所示，在施力機構7上設置一個壓力傳感器703，該壓力傳感器703分別與數控定位系統和施力端頭701電聯接，用於採集施力端頭701向各測量點所施壓的壓力值，並將採集到的壓力值發送給數控定位系統，使得數控定位系統實現對施力端頭701的實際加載過程的監控。

可選的，如圖3所示，本實施例的壓力傳感器703可以設置在伺服電動缸702的正下方，壓力傳感器703設置在移動裝置6上。可選的，壓力傳感器703還可以設置在其他位置，本實施例對壓力傳感器703的具體位置不做限制，只要保證可以採集施力端頭701的壓力值，並將該壓力值傳遞給數控定位系統即可。

可選的，如圖1所示，本實施例的形變測量裝置1可以為三坐標測量機，該三坐標測量機包括測量探針101；該三坐標測量機，用於在所述施力機構7向所述機翼5施加壓力時，根據預設的多個測量點的X、Y坐標，來測量各測量點的Z坐標值。

可選的，本實施例可以採用全自動懸臂式三坐標測量機。在三坐標測量機上輸入一組測量點的X、Y坐標值，該三坐標測量機能夠對輸入的測量點的Z坐標依次進行測量。

本實施例對機翼5柔度矩陣的測量過程可以包括如下步驟：

將機翼5固定在模型支撐裝置2上，在機翼5上設置N個待測量點和N個待加載點，N個待測量點和N個待加載點的坐標相同；

在數控定位系統的上位機中輸入N個待測量點的X、Y坐標值，以及N個待加載點各自對應的壓力值，其中N≥1；

形變測量裝置1測量N個待測量點的初始Z坐標值，並記為Zi0(i＝1,2,…，N)；

數控定位系統控制移動裝置6移動，使得移動裝置6帶動施力端頭701精確移動至第1個待加載點的正下方；

施力機構7控制施力端頭701向第1個待加載點施加壓力值F1，F1為第1個待加載點對應的壓力值；

形變測量裝置1對N個待測量點的Z坐標依次進行測量，並記為Zi10(i＝1,2,…，N)；

數控定位系統控制移動裝置6帶動施力端頭701移動至第2個待加載點的正下方，並重複上述步驟，獲得在向第2個待加載點施加F2壓力值時，N個待測量點的Z坐標值，記為Zi20(i＝1,2,…，N)；

重複上述步驟，在每個待加載點處施加其對應的壓力值時，測量N個待測量點的Z坐標值；

根據以下公式計算機翼5的柔度矩陣，

C ij＝(Zij0-Zi0)/Fj(i＝1,2,…，N，j＝1,2,…，N)

其中，Cij為柔度矩陣，i表示第i個測量點，j表示為第j個加載點，Fj為第j個加載點的壓力值。

本發明提供的機翼柔度矩陣的測量裝置，通過在施力機構中設置施力端頭、伺服電動缸和壓力傳感器，使伺服電動缸根據數控定位系統的控制命令來控制施力機構所施壓的壓力值，壓力傳感器用於採集施力端頭向測量點施壓的壓力值，並將採集的壓力值發送給數控定位系統，實現數控定位系統對施力端頭實際加載過程的監控，進而提高了機翼測量裝置的自動化和可靠性。

圖4為本發明提供的機翼柔度矩陣的測量裝置實施例四的結構示意圖。在上述實施例的基礎上，本實施例的工作平臺3，其表面設置有X向直線導軌301，所述移動裝置6包括沿著所述X向直線導軌301移動的第一移動拖板601、設置在所述第一移動拖板601上的Y向直線導軌602、沿著所述Y向直線導軌602移動的第二移動拖板603、Y向伺服電機和X向伺服電機(圖中未示出)；所述X向伺服電機分別與所述第一移動拖板601和所述數控定位系統電連接，所述Y向伺服電機分別與所述第二移動拖板603和所述數控定位系統電連接，所述伺服電動缸702固定設置在所述第二移動拖板603上。

具體的，如圖4所示，本實施例的工作平臺3的表面上設置有X向直線導軌301，移動裝置6包括第一移動拖板601、第二移動拖板603和Y向直線導軌602。其中，第一移動拖板601設置在X向直線導軌301上，並且可以沿著X向直線導軌301移動，Y向直線導軌602固定設置在第一移動拖板601上，第二移動拖板603設置在Y向直線導軌602上，並且可以沿著Y向直線導軌602移動，施力機構7固定設置在第二移動拖板603上。

本實施例的移動裝置6還包括X向伺服電機和Y向伺服電機，其中X向伺服電機分別與第一移動拖板601和數控定位系統連接，用於接收數控定位系統發送的關於X向的移動控制命令，並且根據該控制命令來控制第一移動拖板601在X向直線導軌301上移動。Y向伺服電機分別與第二移動拖板603和數控定位系統連接，用於接收數控定位系統發送的關於Y向的移動控制命令，並且根據該控制命令來控制第二移動拖板603在Y向直線導軌602上的移動。進而，將固定在第二移動拖板603上的施力機構7移動至測量點的正下方。

本實施例的X向直線導軌301、Y向直線導軌602、第一移動拖板601和第二移動拖板603組成一個二維的移動工作平臺系統。其中，第一移動拖板601和第二移動拖板603的運動是由伺服電機驅動減速機構、齒輪齒條傳動來完成的。具體的，將伺服電機的轉動轉化成移動拖板的水平移動為本領域技術人員的公知常識，在此不再贅述。

進一步的，本實施例還在X向直線導軌301上設置有X向位移傳感器(圖中未示出)，在Y向直線導軌602上設置有Y向位移傳感器(圖中未示出)；所述X向位移傳感器、所述Y向位移傳感器分別與所述數控定位系統電連接；所述X向位移傳感器和所述Y向位移傳感器，均用於測量所述施力機構7的當前位置，並將所述當前位置輸出給所述數控定位系統。

本實施例，在X向直線導軌301上設置有X向位移傳感器，在Y向直線導軌602上設置有Y向位移傳感器，X向位移傳感器和Y向位移傳感器均與數控定位系統電連接。

舉例說明，假設用戶在數控定位系統上輸入的目標測量點A的坐標為(10,20)。在開始時，X向位移傳感器採集的施力機構7當前的X坐標為5mm，Y向位移傳感器採集到的施力機構7當前的Y坐標為3mm，X向位移傳感器將X＝5、Y向位移傳感器將Y＝3發送給數控定位系統。數控定位系統根據目標位置(10,20)，計算獲得施力機構7需要移動的位置距離為(5,17)。數控定位系統將施力機構7需要移動的距離(5,17)分別轉換成X向伺服電機的控制命令和Y向伺服電機的控制命令。接著，X向伺服電機根據數控定位系統發送的控制命令，帶動第一移動拖板601正向移動5mm，Y向伺服電機根據數控定位系統發送的控制命令，帶動第二移動拖板603正向移動17mm，使得施力機構7移動至A點的正下方。可選的，本實施例的X向位移傳感器和Y向位移傳感器可以實時採集施力機構7的位置坐標，並將該位置坐標發送給數控定位系統，使得數控定位系統實時掌握施力機構7的位置，進而實現對施力機構7的精準定位。

可選的，本實施例的X向位移傳感器和Y向位移傳感器可以是光柵尺，即，在X向直線導軌301上貼有X向光柵尺，作為X向位移傳感器。在Y向直線導軌602上貼有Y向光柵尺，作為Y向位移傳感器。可選的，本實施例的X向位移傳感器和Y向位移傳感器還可以是其他結構的位移傳感器。

本發明提供的機翼柔度矩陣的測量裝置，通過在工作平臺上設置X向直線導軌，在X向直線導軌上設置可以移動的第一移動拖板，在第一移動拖板上設置Y向直線導軌，在Y向直線導軌上設置可移動的第二移動拖板，上述結構形成一個二維的移動工作平臺系統，其中，施力機構固定設置在第二移動拖板上。數控定位系統可以通過控制上述二維的移動工作平臺系統來控制施力機構移動至測量點的正下方。

圖5為本發明提供的機翼柔度矩陣的測量裝置實施例五的結構示意圖。在上述實施例的基礎上，如圖5所示，本實施例的數控定位系統80可以包括接收上位機8和下位機9；所述上位機8與所述下位機9電連接，所述下位機9分別與所述X向位移傳感器、所述Y向位移傳感器、所述X向伺服電機、所述Y向伺服電機、所述伺服電動缸702和所述壓力傳感器703電聯接。

如圖5所示，本實施例的數控定位系統80包括上位機8和下位機9，上位機8用於接收用戶輸入，並向下位機9下發控制命令。本實施例的上位機8具有與形變測量裝置1的XY坐標系校正功能、XY坐標和壓力值的顯示功能、測量點和壓力值的設置功能、壓力值誤差校正功能和XY空間誤差校正等功能。

如圖5所示，本實施例的下位機9可以包括：XY坐標採集模塊901、控制器902和伺服電機驅動模塊903、施力採集模塊904和通信模塊905。其中，XY坐標採集模塊901分別與X向位移傳感器、Y向位移傳感器和控制器902電連接，伺服電機驅動模塊903分別與X向伺服電機、Y向伺服電機、伺服電動缸702和控制器902電連接，控制器902通過通信模塊905與上位機8連接。

XY坐標採集模塊901通過X向位移傳感器和Y向位移傳感器獲得施力端頭701的當前位置坐標，並將施力端頭701的當前位置坐標發送給控制器902。控制器902根據施力端頭701的當前位置坐標、以及上位機8通過通信模塊905發送的目標測量點坐標，獲得施力端頭701的X向移動位移和Y向移動位移，並將X向移動位移和Y向移動位移發送給伺服電機驅動模塊903。伺服電機驅動模塊903根據X向移動位移驅動X向伺服電機，根據Y向移動位移驅動Y向伺服電機，以使施力端頭701移動至目標測量坐標處。

施力採集模塊904分別與壓力傳感器703和控制器902電連接，該施力採集模塊904用於為壓力傳感器703供電，對壓力傳感器703的測量信號進行放大和數位化，獲得數位化的測量壓力值，並將測量壓力值發送給控制器902。控制器902通過通信模塊905將該測量壓力值發送給上位機8，以使所述上位機8進行顯示。

本實施例的伺服電機驅動模塊903完成伺服電機的電流環、速度環的控制，使被驅動的對象高速、高精度的定位。

本發明提供的機翼柔度矩陣的測量裝置，通過在數控定位系統中設置上位機和下位機，該上位機用於接收用戶的控制命令，並將該控制命令發送給下位機，下位機根據該控制命令來控制移動裝置和施力機構的動作。本實施例的測量裝置，控制命令簡單，在上位機上輸入待測量點的X、Y坐標值，施力端頭能夠精確到達上述X、Y坐標位置，在上位機上輸入各待加載點需要加載的壓力值，施力端頭能夠對待加載點精確施力。

最後應說明的是：以上各實施例僅用以說明本發明的技術方案，而非對其限制；儘管參照前述各實施例對本發明進行了詳細的說明，本領域的普通技術人員應當理解：其依然可以對前述各實施例所記載的技術方案進行修改，或者對其中部分或者全部技術特徵進行等同替換；而這些修改或者替換，並不使相應技術方案的本質脫離本發明各實施例技術方案的範圍。