[發(fā)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(shè)計方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201710662644.0
• 申請日: 2017-08-04
• 公開（公告）號: CN107462382B
• 公開（公告）日: 2019-10-29
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 趙占文;侯瑞;鄭茂亮;鬲鈺焯
• 申請（專利權(quán)）人: 中國航空工業(yè)集團公司西安飛機設(shè)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(chǎn)權(quán)代理事務所(普通合伙) 11526
• 代理人: 高原

本發(fā)明涉及一種飛機金屬機翼主盒段剛度測試的模型試驗件設(shè)計方法，所述飛機金屬機翼主盒段剛度測試的模型試驗件設(shè)計方法適用于大型飛機的金屬機翼主盒段的模型試驗件，其包括根據(jù)真實飛機金屬機翼主盒段確定模型試驗件的縮放比例；根據(jù)上述確定的縮放比例確定模型試驗件結(jié)構(gòu)；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(jié)果計算真實際飛機機翼主盒段剛度。本發(fā)明的飛機金屬機翼主盒段剛度測試的模型試驗件設(shè)計方法生產(chǎn)周期短、生產(chǎn)費用低、用料少，試驗費用低，試驗周期短，可實現(xiàn)機翼主盒段設(shè)計的快速迭代，縮短飛機設(shè)計周期，節(jié)約設(shè)計成本。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于飛機結(jié)構(gòu)剛度試驗技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種飛機金屬機翼主盒段剛度測試的模型試驗件設(shè)計方法。

背景技術(shù)

對于大型飛機機翼主盒段的剛度測試，國內(nèi)、外均采用真實的機翼主盒段作為試驗件，通過測量真實機翼主盒段的剛度來得到實際機翼主盒段的剛度。

采用真實的機翼主盒段作為試驗件測量真實機翼主盒段的剛度，這種方法很直接，測量的剛度就是實際飛機機翼主盒段的剛度，國內(nèi)、外大型飛機均是采用這種方法獲得實際飛機機翼主盒段的剛度。

但是，這種采用實際飛機機翼主盒段作為試驗件測試飛機機翼主盒段剛度的方法，不能實現(xiàn)大型飛機機翼主盒段設(shè)計-剛度獲得的快速迭代，不能在飛機設(shè)計過程中快速得到剛度并且指導機翼主盒段剛度設(shè)計；此外，采用實際的機翼主盒段作為試驗件進行剛度試驗，存在試驗件尺寸大、生產(chǎn)周期長、試驗條件高、試驗費用高等缺點。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的是提供一種飛機金屬機翼主盒段剛度測試的模型試驗件設(shè)計方法，用于解決上述問題。

為達到上述目的，本發(fā)明采用的技術(shù)方案是：一種飛機金屬機翼主盒段剛度測試的模型試驗件設(shè)計方法，所述飛機金屬機翼主盒段剛度測試的模型試驗件設(shè)計方法適用于大型飛機的金屬機翼主盒段的模型試驗件，其包括

根據(jù)真實飛機金屬機翼主盒段確定模型試驗件的縮放比例；

根據(jù)上述確定的縮放比例確定模型試驗件結(jié)構(gòu)；

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(jié)果計算真實際飛機機翼主盒段剛度。

本發(fā)明一優(yōu)選實施方案的是，根據(jù)真實飛機金屬機翼主盒段確定模型試驗件的縮放比例的過程為：

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t_d：

t_d＝min(t_s,t_lf,t_w,t_uf,t_sw,t_sf)

式中：

t_s——蒙皮厚度；

t_lf——長桁下緣條厚度；

t_w——長桁腹板厚度；

t_uf——長桁上緣條厚度；

t_sw——翼梁腹板厚度；

t_sf——翼梁緣條厚度；

根據(jù)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t_a，

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≥n_a。

本發(fā)明一優(yōu)選實施方案的是，所示模型試驗件縮放比例為n的倒數(shù)為整數(shù)。