一种飞机组合加筋壁板疲劳试验件的制作方法

本技术：
属于航空强度试验技术，涉及对飞机组合加筋壁板强度试验件的改进。

背景技术：

ma700飞机机翼壁板采用加筋组合壁板，下壁板拉压应力的传递引起的疲劳问题直接关系到机翼结构的疲劳寿命，而试验件过渡段结构是保证试验顺利进行的关键。现有的疲劳试验中组合加筋壁板的长桁端部斜削，壁板为平板，试验证明这种设计的缺点为：1、载荷传递不均匀，长桁和蒙皮无法均匀受载；2、夹持段和长桁连接过于复杂，钉孔较多，试验件容易从夹持段钉孔处断开，增加试验的不稳定性；3、在载荷传递过程中，载荷的轴线和长桁的形心存在偏心，这种加载偏心很且容易导致试验件端部在试验中提前破坏，影响试验的进度，增加试验成本。

技术实现要素：

本申请的目的在于提出一种飞机组合加筋壁板疲劳试验件，该试验件能够使得载荷传递均匀，防止过渡段在试验中提前破坏。

一种飞机组合加筋壁板疲劳试验件，试验件为长方形，试验件的两端为夹持端，试验件的中部为考核区，其特征在于，试验件由蒙皮和位于蒙皮上的多个长桁组成，所述的长桁的两端分别通过一个弧形过渡区延伸为夹持块，长桁的中部等直为考核区长桁，所述蒙皮的两端分别通过一个楔形过渡区延伸为夹持板，蒙皮的中部平整为考核区蒙皮，所述的多个长桁均布在蒙皮的上表面，长桁两端的夹持块与蒙皮两端的夹持板对应连接构成试验夹持端，长桁的弧形过渡区与蒙皮的楔形过渡区对应。

本申请的有益效果在于：1)飞机组合加筋壁板疲劳试验件包含了考核区、过渡段和夹持端，过渡段位于考核区和夹持端之间，长桁端部与夹持端一体化，过渡段蒙皮外侧为楔形斜削，考核区的长桁和蒙皮经过过渡段光滑过渡为夹持端，且为一体设计，使得过渡段根部不会先于考核段破坏。2)载荷传递均匀,使试验件中蒙皮与长桁受载均匀；同时，直接消除加载偏心，防止过渡段在试验中提前破坏；最后长桁端部与夹持端一体化设计，减少钉连接，降低试验的不稳定性。

以下结合实施例附图对本申请做进一步详细描述。

附图说明

图1是飞机组合加筋壁板疲劳试验件结构示意图。

图2是试验件蒙皮结构示意图。

图3是试验件长桁结构示意图。

图4是试验件组合结构示意图。

图中编号说明：1夹持端、2考核区、3长桁、4蒙皮、5考核区蒙皮、6夹持板、7楔形过渡区、8弧形过渡区、9夹持块。

具体实施方式

下面对本发明做进一步详细说明。参考图1—4，本申请的飞机组合加筋壁板疲劳试验件，试验件为长方形，试验件的两端为夹持端1，试验件的中部为考核区2，试验件由蒙皮4和位于蒙皮上的多个长桁3组成，所述的长桁3的两端分别通过一个弧形过渡区8延伸为夹持块9，长桁3的中部等直为考核区长桁，所述蒙皮4的两端分别通过一个楔形过渡区7延伸为夹持板6，蒙皮的中部平整为考核区蒙皮5，所述的多个长桁均布在蒙皮4的上表面，长桁3两端的夹持块9与蒙皮4两端的夹持板6对应连接构成试验夹持端1，长桁的弧形过渡区8与蒙皮的楔形过渡区7对应。

长桁端部与夹持块一体化设计并光滑过渡，调节弧形过渡区8的过渡圆角r值，使得长桁过渡段根部不会先于考核段破坏，经计算后过渡圆角半径优选为r＝200mm。

所述的蒙皮为一体结构，该一体结构包含考核区蒙皮、楔形过渡区和夹持板。所述蒙皮的楔形过渡区的斜削角度不大于5度。实施例中蒙皮两端的夹持板6与中部考核区蒙皮5之间的楔形过渡区的斜削角度优选为3.511度。所述蒙皮的楔形过渡区的斜削角位于蒙皮的下表面。

所述长桁3的弧形过渡区8长度与所述蒙皮4的楔形过渡区7的长度一致。

实施例的试验件由七个长桁和蒙皮组成，每个长桁3包含考核区长桁、弧形过渡区8和夹持块9并为一体结构。长桁端部一体化设计的夹持块9互相独立，且均与蒙皮连接。长桁下缘条与蒙皮通过螺栓连接，蒙皮外侧设计为楔形斜削，保证型心与考核区一致。所述长桁两端的夹持块的宽度之和小于蒙皮夹持板的宽度。

本发明的工作原理是：首先加载的中心与考核区剖面型心的重合，载荷通过从夹持端到考核区经过了截面逐步均匀变化的过渡段，同时，长桁通过一体化设计的过渡段与加持端相连，确保了长桁上缘条的应力水平与壁板一致，从而使载荷在试验段中均匀的传递。

技术特征：

1.一种飞机组合加筋壁板疲劳试验件，试验件为长方形，试验件的两端为夹持端，试验件的中部为考核区，其特征在于，试验件由蒙皮和位于蒙皮上的多个长桁组成，所述的长桁的两端分别通过一个弧形过渡区延伸为夹持块，长桁的中部等直为考核区长桁，所述蒙皮的两端分别通过一个楔形过渡区延伸为夹持板，蒙皮的中部平整为考核区蒙皮，所述的多个长桁均布在蒙皮的上表面，长桁两端的夹持块与蒙皮两端的夹持板对应连接构成试验夹持端，长桁的弧形过渡区与蒙皮的楔形过渡区对应。

2.如权利要求1所述的飞机组合加筋壁板疲劳试验件，其特征在于，所述长桁的弧形过渡区的过渡圆角半径为200mm。

3.如权利要求1所述的飞机组合加筋壁板疲劳试验件，其特征在于，所述蒙皮的楔形过渡区的斜削角度不大于5度。

4.如权利要求1所述的飞机组合加筋壁板疲劳试验件，其特征在于，长桁的弧形过渡区长度与所述蒙皮的楔形过渡区的长度一致。

5.如权利要求1所述的飞机组合加筋壁板疲劳试验件，其特征在于，所述长桁两端的夹持块的宽度之和小于蒙皮夹持板的宽度。

6.如权利要求1所述的飞机组合加筋壁板疲劳试验件，其特征在于，所述蒙皮的楔形过渡区的斜削角位于蒙皮的下表面。

7.如权利要求1所述的飞机组合加筋壁板疲劳试验件，其特征在于，所述的长桁包含考核区长桁、弧形过渡区和夹持块，并为一体结构。

8.如权利要求1所述的飞机组合加筋壁板疲劳试验件，其特征在于，所述的蒙皮为一体结构，该一体结构包含考核区蒙皮、楔形过渡区和夹持板。

技术总结
一种飞机组合加筋壁板疲劳试验件，试验件为长方形，试验件的两端为夹持端，试验件的中部为考核区，试验件由蒙皮和位于蒙皮上的多个长桁组成，所述的长桁的两端分别通过一个弧形过渡区延伸为夹持块，长桁的中部等直为考核区长桁，所述蒙皮的两端分别通过一个楔形过渡区延伸为夹持板，蒙皮的中部平整为考核区蒙皮，所述的多个长桁均布在蒙皮的上表面，长桁两端的夹持块与蒙皮两端的夹持板对应连接构成试验夹持端，长桁的弧形过渡区与蒙皮的楔形过渡区对应。

技术研发人员：赵天娇;彭航;张彦军;王锋
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：2019.12.26
技术公布日：2020.09.22