[發明專利]一種飛機金屬機翼主盒段剛度測試的模型試驗件設計方法有效
| 申請號： | 201710662644.0 | 申請日： | 2017-08-04 |
| 公開（公告）號： | CN107462382B | 公開（公告）日： | 2019-10-29 |
| 發明（設計）人： | 趙占文;侯瑞;鄭茂亮;鬲鈺焯 | 申請（專利權）人： | 中國航空工業集團公司西安飛機設計研究所 |
| 主分類號： | G01M5/00 | 分類號： | G01M5/00 |
| 代理公司： | 北京航信高科知識產權代理事務所(普通合伙) 11526 | 代理人： | 高原 |
| 地址： | 710089 陜*** | 國省代碼： | 陜西;61 |
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| 摘要： | |||
| 搜索關鍵詞： | 模型試驗 主盒 機翼 剛度測試 金屬 飛機 剛度試驗 縮放 生產周期 比例確定 大型飛機 飛機機翼 飛機設計 結果計算 生產費用 試驗費用 試驗周期 迭代 用料 節約 | ||
1.一種飛機金屬機翼主盒段剛度測試的模型試驗件設計方法，其特征在于，所述飛機金屬機翼主盒段剛度測試的模型試驗件設計方法適用于大型飛機的金屬機翼主盒段的模型試驗件，包括
根據真實飛機金屬機翼主盒段確定模型試驗件的縮放比例，所述真實飛機金屬機翼主盒段包括加筋壁板、翼梁和翼肋，由真實飛機金屬機翼主盒段得到真實飛機中蒙皮、長桁和翼梁中的最小厚度td
td＝min(ts,tlf,tw,tuf,tsw,tsf)
式中：ts——蒙皮厚度；
tlf——長桁下緣條厚度；
tw——長桁腹板厚度；
tuf——長桁上緣條厚度；
tsw——翼梁腹板厚度；
tsf——翼梁緣條厚度；
根據模型試驗件加工方法得到模型試驗件能夠加工的最小厚度ta，
根據上述的兩個最小厚度得到模型試驗件能夠加工的最小縮放比例最終確定模型試驗件縮放比例為n，要求n≥na；
根據上述確定的縮放比例確定模型試驗件結構；
對上述模型試驗件進行剛度試驗，通過模型試驗件剛度試驗結果計算真實際飛機機翼主盒段剛度。
2.根據權利要求1所述的飛機金屬機翼主盒段剛度測試的模型試驗件設計方法，其特征在于，所示模型試驗件縮放比例n的倒數為整數。
3.根據權利要求1所述的飛機金屬機翼主盒段剛度測試的模型試驗件設計方法，其特征在于，根據確定的縮放比例確定模型試驗件結構的過程為：
模型試驗件結構的各點坐標對應于真實飛機金屬機翼主盒段結構的各點坐標(x,y,z)n倍，即模型試驗件的各點坐標為(nx,ny,nz)；模型試驗件結構各尺寸為對應大型飛機機翼主盒段結構尺寸的n倍。
4.根據權利要求3所述的飛機金屬機翼主盒段剛度測試的模型試驗件設計方法，模型試驗件的各零部件的材料與對應的大型飛機機翼主盒段各零部件的材料一樣。
5.根據權利要求3所述的飛機金屬機翼主盒段剛度測試的模型試驗件設計方法，通過模型試驗件剛度試驗結果計算真實際飛機機翼主盒段剛度的過程為：
由模型試驗件剛度試驗得到模型試驗件的彎曲剛度為EIm，扭轉剛度為GJm，計算得到大型飛機金屬機翼主盒段的彎曲剛度計算得到大型飛機金屬機翼主盒段的扭轉剛度
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