一种飞机机翼尾缘强度试验结构的制作方法

本申请属于飞机机翼尾缘强度试验设计，具体涉及一种飞机机翼尾缘强度试验结构。

背景技术：

1、飞机机翼尾缘两端通过端肋连接在机翼盒段前梁腹板上，上下壁板通过l型连接带板连接在机翼盒段前梁腹板上，承受到机翼盒段传递的弯、剪、扭复杂复合载荷。

2、当前，对机翼尾缘进行强度试验时，直接以机翼尾缘连接作动筒进行加载，难以还原机翼尾缘实际的受力环境，致使飞机机翼尾缘上应力分布不准确，难以得到正确的试验结果。

3、鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

4、需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本申请的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

技术实现思路

1、本申请的目的是提供一种飞机机翼尾缘强度试验结构，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

2、本申请的技术方案是：

3、一种飞机机翼尾缘强度试验结构，包括：

4、机翼尾缘；

5、两个端肋，连接在机翼尾缘两端；

6、两个连接角片，连接在两个端肋外侧，连接到加载盒段上；

7、两个l型连接带板，连接在机翼尾缘上下壁板上，连接到加载盒段上。

8、根据本申请至少一个实施例，上述的飞机机翼尾缘强度试验结构中，两个端肋铆接在机翼尾缘两端；

9、两个连接角片铆接在两个端肋外侧，以及铆接在加载盒段上。

10、根据本申请至少一个实施例，上述的飞机机翼尾缘强度试验结构中，两个l型连接带板铆接在机翼尾缘上下壁板上，以及铆接在加载盒段上。

技术特征：

1.一种飞机机翼尾缘强度试验结构，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的飞机机翼尾缘强度试验结构，其特征在于，

3.根据权利要求1所述的飞机机翼尾缘强度试验结构，其特征在于，

技术总结
本申请属于飞机机翼尾缘强度试验设计技术领域，具体涉及一种飞机机翼尾缘强度试验结构，包括：机翼尾缘；两个端肋，连接在机翼尾缘两端；两个连接角片，连接在两个端肋外侧，连接到加载盒段上；两个L型连接带板，连接在机翼尾缘上下壁板上，连接到加载盒段上。

技术研发人员：殷迪,屈远东,侯瑞,韩思聪,赵占文
受保护的技术使用者：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
技术研发日：20231115
技术公布日：2024/6/18