[發(fā)明專利]一種工字梁拉伸疲勞試驗件及拉伸疲勞試驗方法

在審

• 申請?zhí)枺?/td>: 202011602302.8
• 申請日: 2020-12-29
• 公開（公告）號: CN112748008A
• 公開（公告）日: 2021-05-04
• 發(fā)明（設計）人: 秦劍波;周顏;王新波
• 申請（專利權）人: 中國航空工業(yè)集團公司西安飛機設計研究所
• 主分類號: G01N3/08
• 分類號: G01N3/08;G01N3/02
• 代理公司: 中國航空專利中心 11008
• 代理人: 王世磊

本發(fā)明涉及到一種工字梁拉伸疲勞試驗件及拉伸疲勞試驗方法；試驗件夾持段、緣條斜削段、腹板斜削段及考核段；夾持段為可直接用于試驗機加載或固定的水平面；緣條斜削段和腹板斜削段位于夾持段與考核段中間，保證載荷能夠均勻傳遞到梁的三個平面上；考核段與試驗件考核部分相連，其結構尺寸和剖面形式飛機工字梁結構一致，以保證能夠真實驗證其疲勞性能。采用本發(fā)明提供的試驗件和拉伸疲勞試驗方法，可以計算工字形截面梁在拉伸載荷作用的DFR值，為結構設計提供試驗依據；解決了目前無法對完整工字梁對接結構試驗件進行疲勞試驗的技術問題，具體解決了對測試完整工字梁對接結構受拉狀態(tài)下DFR值的技術問題。

技術領域

本發(fā)明涉及但不限于航空疲勞試驗技術領域，涉及一種工字梁拉伸疲勞試驗件及拉伸疲勞試驗方法。

背景技術

工字梁結構廣泛應用于機身框等關鍵部位，其疲勞性能優(yōu)劣直接關系到機身結構的疲勞壽命，因此需進行該部位的疲勞試驗。

由于工字梁結構相對復雜，現有疲勞試驗一般針對工字梁的上、下緣條或者腹板單獨設計平板試驗件，試驗件的形式簡單，但這種設計未考慮到工字梁結構中不同部位間的綜合影響，同時現代飛機越來越多采用新的工藝例如焊接、增材制造等，因此，提出了對整個工字梁截面進行一體化考核的需求。

發(fā)明內容

本發(fā)明的目的是：本發(fā)明實施例提供一種工字梁拉伸疲勞試驗件及拉伸疲勞試驗方法，以解決目前無法對完整工字梁對接結構試驗件進行疲勞試驗的技術問題，具體解決對測試完整工字梁對接結構受拉狀態(tài)下DFR值的技術問題。

本發(fā)明的技術方案是：本發(fā)明實施例提供一種工字梁拉伸疲勞試驗件，所述工字梁拉伸疲勞試試驗件包括：夾持段1、緣條斜削段2、腹板斜削段3和考核段4；

其中，所述考核段4設置為工字梁結構，包括形成工字形截面梁腹板和梁緣條；

所述夾持段1設置為平板結構，所述腹板斜削段3和緣條斜削段2形成的過渡區(qū)用于連接夾持段1和考核段4，并作為考核段4到夾持段1的過渡結構。

可選地，如上所述的工字梁拉伸疲勞試驗件中，所述緣條斜削段2作為考核段4中梁緣條到夾持段1的緣條寬度的過渡；

所述腹板斜削段3作為考核段4中梁腹板到夾持段1的腹板厚度的過渡。

可選地，如上所述的工字梁拉伸疲勞試驗件中，所述夾持段1長度L和高度h為根據試驗機夾頭的尺寸所確定的，夾持段1的厚度t為至少3倍的考核段4的厚度t3，即t≥3*t3。

可選地，如上所述的工字梁拉伸疲勞試驗件中，所述緣條斜削段2厚度t1與實際的工字梁緣條一致，其長L1、高h1及夾角θ滿足條件：

其中，θ為緣條斜削段2與考核段4的夾角，t為夾持段1的厚度，w為考核段4的寬度，L1為緣條斜削段2的長度。

可選地，如上所述的工字梁拉伸疲勞試驗件中，所述腹板斜削段3與考核段4連接位置的厚度t2為考核段4的厚度t3，腹板斜削段3與夾持段1連接位置的厚度t2為考核段夾持段1的厚度t，腹板斜削段3的長度L2滿足以下條件：

其中，L2為腹板斜削段3的長度，t2為腹板斜削段3的厚度。

可選地，如上所述的工字梁拉伸疲勞試驗件中，所述考核段4的剖面尺寸與實際工字梁結構尺寸一致，考核段4的長度L3≥80mm。

可選地，如上所述的工字梁拉伸疲勞試驗件中，所述疲勞試驗件的結構中，各個交界面的倒角大于或等于5mm。

本發(fā)明實施例還提供一種工字梁拉伸疲勞試驗方法，采用兩個如上述中任一項所述的工字梁拉伸疲勞試驗件執(zhí)行所述拉伸疲勞試驗方法；