[發明專利]一種長桁與蒙皮組合結構剪切疲勞試驗載荷確定方法

在審

• 申請號: 201911387539.6
• 申請日: 2019-12-27
• 公開（公告）號: CN113125129A
• 公開（公告）日: 2021-07-16
• 發明（設計）人: 朱亮;張彥軍;雷曉欣
• 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: G01M13/00
• 分類號: G01M13/00;G01N3/02;G01N3/24
• 代理公司: 中國航空專利中心 11008
• 代理人: 杜永保

一種長桁與蒙皮組合結構剪切疲勞試驗載荷確定方法，根據長桁與蒙皮組合結構設計參數制作剪切疲勞試驗件，利用不完全張力場計算方法，計算試驗件理論臨界屈曲載荷；根據長桁與蒙皮組合結構的目標壽命確定剪切疲勞試驗次數；根據長桁與蒙皮組合結構的蒙皮厚度以及對應的剪切疲勞試驗次數，利用不同蒙皮厚度下剪切疲勞試驗載荷與臨界屈曲載荷比值和疲勞試驗目標次數之間的關系，確定該試驗件的剪切疲勞試驗載荷。

技術領域

本發明屬于航空結構設計領域，具體涉及一種長桁與蒙皮組合結構剪切疲勞試驗載荷確定方法。

背景技術

長桁與蒙皮組合結構因結構效率高而廣泛應用于航空航天領域，當結構受到循環剪切載荷作用時便會出現剪切問題與疲勞問題的耦合，即結構會在反復進入張力場狀態的情況下發生疲勞破壞，或者是在產生一定的疲勞累積損傷后發生屈曲失穩或后屈曲破壞。疲勞試驗載荷是決定疲勞試驗成敗的關鍵參數。現有的規范、文獻無在長桁與蒙皮組合結構剪切疲勞載荷的研究，缺乏行之有效的疲勞載荷幅值確定方法，并且可供參考的剪切屈曲疲勞試驗極少，剪切疲勞載荷幅值確定較為困難，以往均是通過大量疲勞試驗調試給出了剪切疲勞載荷值，造成了人力和物力的浪費。

發明內容

本申請的目的在于根據飛機設計的需求，給出了一種長桁與蒙皮組合結構剪切疲勞載荷的確定方法，解決長桁與蒙皮組合結構剪切疲勞試驗時，缺乏行之有效的疲勞載荷幅值確定方法的問題。

一種長桁與蒙皮組合結構剪切疲勞試驗載荷確定方法，已知長桁與蒙皮組合結構的設計參數，該參數包括長桁間距S_stringer、框間距S_frame以及蒙皮厚度t，已知該長桁與蒙皮組合結構的目標壽命，其特征在于包含以下步驟：1)根據長桁與蒙皮組合結構設計參數制作剪切疲勞試驗件，利用不完全張力場計算方法，計算試驗件理論臨界屈曲載荷P_cr；2)根據長桁與蒙皮組合結構的目標壽命確定剪切疲勞試驗次數N；3)根據長桁與蒙皮組合結構的蒙皮厚度T以及對應的剪切疲勞試驗次數N，利用不同蒙皮厚度下剪切疲勞試驗載荷與臨界屈曲載荷比值和疲勞試驗目標次數之間的關系，確定該試驗件的剪切疲勞試驗載荷P。

所述的試驗件理論臨界屈曲載荷P_cr，亦可通過對剪切疲勞試驗件進行逐步加載，測量得到基本試驗件的臨界屈曲載荷P_cr。

對剪切疲勞試驗件重復多次逐步加載，獲得多次試驗的臨界屈曲載荷P_cr，取其平均值作為剪切疲勞試驗件的臨界屈曲載荷P_cr。

本申請的有益效果在于：本發明給出了基于廣義S-N曲線和臨界屈曲載荷的長桁與蒙皮組合結構剪切疲勞試驗載荷確定方法，建立了剪切疲勞試驗載荷與臨界屈曲載荷比值和疲勞試驗目標次數之間的關系。本發明所提出的剪切疲勞試驗載荷確定方法步驟簡便，在進行長桁與蒙皮組合結構剪切疲勞試驗時，可快速準確地確定剪切疲勞載荷幅值。

以下結合實施例附圖對本申請做進一步詳細描述。

附圖說明

圖1為典型長桁蒙皮組合結構示意圖。

圖2為不同蒙皮厚度下剪切疲勞試驗載荷與臨界屈曲載荷比值和疲勞試驗目標次數之間的關系。

具體實施方式

參見附圖，圖1為典型長桁蒙皮組合結構示意圖。試驗件含有蒙皮1、框2、和長桁3。

實施例一

長桁與蒙皮組合結構剪切疲勞試驗的一個例子，設計長桁間距S_stringer＝100mm、框間距S_frame＝350mm、蒙皮厚度t＝1.2mm；