一种中央翼盒试验方法与流程

本发明属于结构试验力学领域。

发明背景

机翼中央翼盒作为飞机结构中最重要的受力部件之一，横穿中机身，将左右两侧外翼连成一个整体，并平衡和传递外翼传来的载荷。其大多处于弯曲、扭转、剪切、气密复合受力状态，该部件关乎整个翼身结构传力及机体安全，是结构力学中非常重要的研究课题。

由于中央翼盒与中机身及外翼等结构相关联，边界条件复杂，以往对于该结构的强度验证多在全机试验中进行，或者采用翼身组合体的形式进行考核，这在设计选型阶段意味者较高的试验成本；对于在上下壁板等结构中大量采用±45°铺层的复合材料中央翼，其结构是非严格轴对称结构，国外采用一半中央翼盒进行试验验证的方法显然也是不够完善的。

为了节约成本且可以对中央翼盒强度进行全面的试验考核，本专利提供了一种试验方法，该方法无需加工机身筒段做支持，即可较为真实的模拟中央翼盒在机体中的边界条件和受力状态。

技术实现要素：

发明目的

设计一种节约成本且可以对中央翼盒强度进行全面的试验考核的试验方法，该方法无需加工机身筒段做支持，即可较为真实的模拟中央翼盒在机体中的边界条件和受力状态。

技术方案

一种中央翼盒试验方法，包括中央翼盒试验件、试验件支持系统2、模拟侧壁板支持系统3、模拟机身框支持系统4、模拟地板梁支持系统5、外翼加载系统6；

模拟侧壁板支持系统3、模拟机身框支持系统4、模拟地板梁支持系统5和外翼加载系统6的支持和加载均通过作动筒实现；

中央翼盒试验件1包括中央翼盒7、地板梁8、与中央翼后梁相连接的机身主框9、机身侧壁板加载接头10、机身侧壁板11、机身弱框12、与中央翼前梁相连接的机身主框13和龙骨梁截取段；且机身主框和弱框为带接头的平直段，龙骨梁截取段为与中央翼盒相关联的一段；中央翼盒试验件1与左右两个外翼假件15相连形成横穿中机身的完整机翼结构；

试验件支持系统2用于固定吊装中央翼盒试验件，试验件支持系统2与龙骨梁截取段固定连接；该试验件为倒置状；

模拟侧壁板支持系统3用于模拟机身侧壁板对中央翼盒的支持，模拟侧壁板支持系统3将作动筒加载到机身侧壁板加载接头10；

模拟机身框支持系统4通过水平作动筒27施加沿展向的载荷以防止试验过程中机身主框沿展向的有害变形；通过垂直作动筒30施加沿垂向的载荷为防止沿垂向与展向加载作动筒的干涉。

模拟地板梁支持系统5具有航向的作动筒，并且在地板梁8两端通过航向的作动筒向地板梁施加载荷；

外翼加载系统具有垂直设置的多个作动筒，并将多个作动筒施加在左右外翼假件15端部，以实现弯矩、扭矩或剪力的强度考核。

附图说明

图1本中央翼盒试验方法的实施示意图；

图2为中央翼盒试验件的结构示意图；

图3为中央翼盒试验件与左右外翼假件连接后示意图；

图4为试验件支持系统与中央翼盒试验件固定连接示意图；

图5为试验件支持系统、模拟侧壁板支持系统与中央翼盒试验件固定连接示意图；

图6为试验件支持系统、模拟机身框支持系统与中央翼盒试验件固定连接示意图；

图7为图6局部放大图；

图8为模拟机身框支持系统对机身主框支持的示意图；

图9为模拟机身框支持系统对机身弱框支持的示意图；

图10为试验件支持系统、模拟地板梁支持系统与中央翼盒试验件固定连接示意图；

图11为试验件支持系统、模拟地板梁支持系统与中央翼盒试验件固定连接另一示意图；

图12为外翼加载系统6对左右外翼假件15加载的示意图；

其中：中央翼盒试验件1、试验件支持系统2、模拟侧壁板支持系统3、模拟机身框支持系统4、模拟地板梁支持系统5、外翼加载系统6、中央翼盒7、地板梁8、与中央翼后梁相连接的机身主框9、机身侧壁板加载接头10、机身侧壁板11、机身弱框12、与中央翼前梁相连接的机身主框13、龙骨梁截取段14、左右两个外翼假件15、梁16、螺栓17、单耳18、销子19、双耳绞支座20、立柱21、立柱22、作动筒23、作动筒24、立柱25、展向加载双耳26、作动筒27、梁28、垂向加载双耳29、作动筒30、梁31、作动筒32、作动筒33、接头34、作动筒35、梁36、作动筒37、接头38、作动筒39、梁40。

具体实施方式

提供一种中央翼盒试验方法，包括中央翼盒试验件1、试验件支持系统2、模拟侧壁板支持系统3、模拟机身框支持系统4、模拟地板梁支持系统5、外翼加载系统6；

模拟侧壁板支持系统3、模拟机身框支持系统4、模拟地板梁支持系统5和外翼加载系统6均通过作动筒实现支持和加载；

中央翼盒试验件1包括中央翼盒7、地板梁8、与中央翼后梁相连接的机身主框9、机身侧壁板加载接头10、机身侧壁板11、机身弱框12、与中央翼前梁相连接的机身主框13和龙骨梁截取段14；且机身主框和弱框为带接头的平直段，龙骨梁截取段为与中央翼盒相关联的一段；中央翼盒试验件1与左右两个外翼假件15相连形成横穿中机身的完整机翼结构；

试验件支持系统2用于固定吊装中央翼盒试验件，试验件支持系统2与龙骨梁截取段固定连接；该试验件为倒置状；

模拟侧壁板支持系统3用于模拟机身侧壁板对中央翼盒的支持，模拟侧壁板支持系统3将作动筒加载到机身侧壁板加载接头10；

模拟机身框支持系统4通过水平作动筒27施加沿展向的载荷以防止试验过程中机身主框沿展向的有害变形；通过垂直作动筒30施加沿垂向的载荷为防止沿垂向与展向加载作动筒的干涉。

模拟地板梁支持系统5具有航向的作动筒，并且在地板梁8两端通过航向的作动筒向地板梁施加载荷；

外翼加载系统具有垂直设置的多个作动筒，并将多个作动筒施加在左右外翼假件15端部，以实现弯矩、扭矩或剪力的强度考核。

试验件支持系统2(见图4)：试验时，将沿中央翼盒底部的一段龙骨梁14与梁16固定，梁16两端通过螺栓17与单耳18相连，将上述连接完成后的组件利用销子19与双耳绞支座20相连，双耳绞支座置于立柱21、立柱22上，立柱21、立柱22与地面固定，即可完成试验件的支持，试验件姿态与机体中相比，呈倒置状。

与中央翼盒相关联的机身侧壁板、机身主框、机身弱框均做相应的简化，它们对中央翼的支持刚度通过作动筒直接施加载荷模拟。

模拟侧壁板支持系统3(见图5)：通过固定在立柱25上的作动筒23、作动筒24(作动筒被安装在沿航向上)，实现对机身侧壁板11的加载，以模拟机身侧壁板对中央翼盒的支持。为得到均匀的剪流，作动筒23与作动筒24需施加沿相同方向的载荷。

模拟机身框支持系统4：分为机身主框、弱框的模拟支持两部分。

其中与中央翼盒后梁相连的机身主框9对中央翼盒的支持(见图6-8)，通过作动筒27、作动筒30施加载荷实现，固定在梁28上的作动筒27施加沿展向的载荷(以防止试验过程中机身主框沿展向的有害变形)，固定在梁31上的作动筒30施加沿垂向的载荷。为防止沿垂向与展向加载作动筒的干涉，垂向加载双耳29与展向加载双耳26采用嵌套形式安装(见图8)。

与中央翼盒前梁相连的机身主框13对中央翼盒的支持(见图8)，通过作动筒32、作动筒33施加载荷实现，安装形式及细节与机身主框9一致。

机身弱框12对中央翼盒的支持(见图9)，通过安装在垂向的作动筒32施加载荷实现，安装在展向的撑杆33对机身弱框12提供沿展向的刚度(防止试验过程中机身弱框沿展向的有害变形)。弱框局部加载细节。

模拟地板梁支持系统5(见图10和11)：地板梁对中央翼盒的支持，通过安装在航向的作动筒35、作动筒37施加载荷实现，作动筒35、作动筒37固定在依立柱25支持的梁36上，其中作动筒35位于中央翼盒前梁一侧，作动筒37位于中央翼盒后梁一侧，在地板梁8两端均安装了便于加载的接头34。地板梁局部加载细节

外翼加载系统6(见图12)：通过试验件1两侧安装的两个外翼假件15，将经简化后的来自机翼的外载荷传递到中央翼盒上，外翼假件15整体刚度与机体真实外翼相当，在外翼假件15端部安装了四个用于加载的接头38，接头38与安装在梁40上的作动筒39相连，通过调节作动筒39的载荷，可实现弯矩、扭矩、剪力等不同载荷情况或耦合载荷情况对试验件的强度考核。