一种T尾飞机垂尾翼梁试验件的制作方法

本发明属于飞机结构试验技术领域，尤其涉及一种t尾飞机垂尾翼梁试验件。

背景技术：

飞机尾翼结构一般分为两种，一种是平尾结构，一种是垂尾结构。平尾左右对称地布置在飞机尾部，基本为水平位置；而垂尾又包括多种，其中一种便为t型尾翼，t型尾翼由垂直于机身尾部的垂尾和与垂尾垂直的平尾组成。

对于t型尾翼飞机，由于平尾高置于垂尾翼尖，垂尾翼梁除了承受非对称机动引起的剪力载荷，还要承受对阵机动引起的拉压载荷，这是有别于传统低平尾飞机的。翼梁承受载荷的复杂性给翼梁试验件的设计带来困难。传统翼梁试验件的设计常采用对角拉伸板或者单悬臂梁方法。此两种试验件均是针对剪切载荷进行设计，无法考虑拉压载荷对翼梁的影响。

如果截取翼梁典型段直接进行翼梁压缩载荷试验，由于缺少蒙皮对翼梁缘条的支撑，翼梁缘条末端自由，缘条会提前失稳破坏，这与飞机上翼梁的实际受载不符。

在现有技术中，试验中如需要模拟蒙皮对翼梁缘条的支撑，需要进行盒段试验，如图1所述的盒段结构，现有翼梁包括原腹板1’和原缘条2’，原缘条2’与原蒙皮3’固定，内部通过长桁4’制成，试验时将盒段进行压缩。但将对翼梁的零件级试验提高为盒段的组件级试验，试验等级提高一级，试验件生产和试验的费用大大增加。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种t尾飞机垂尾翼梁试验件，用于解决目前对翼梁试验件中或采用精度较低的单翼梁试验，或采用成本较高的盒段试验件的问题。

为达到上述目的，本发明采用的技术方案是：一种t尾飞机垂尾翼梁试验件，其包括腹板、对称设置于腹板两侧的缘条以及与缘条连接的缘条弯边，所述腹板、缘条和缘条弯边为一体构型，所述缘条垂直于腹板，且所述缘条的厚度大于腹板的厚度，缘条弯边平行于所述腹板。

本发明一优选实施方案的是，所述缘条弯边的厚度大于腹板和/或缘条2的厚度。

本发明一优选实施方案的是，所述尾翼梁试验件的材料与真实结构中飞机尾翼梁的材料相同。

本发明的t尾飞机垂尾翼梁试验件较现有技术中的试验方案来说，具有如下优点：

1)模拟蒙皮对翼梁的支持，通过将原翼梁中的原蒙皮分配到本发明中的翼梁试验件的缘条和缘条弯边中，可以精确模拟蒙皮对翼梁的支持；

2)简化试验件设计，原试验件要么是单翼梁结构，要么是盒段结构的组件级别，对于单翼梁结构，其无法模拟蒙皮的对翼梁的支持，对于盒段结构的组件，试验件结构复杂，设计难度加大；

3)降低试验难度，节省试验成本，对于原试验方案中的盒段结构，组件级别的试验其成本会急剧增大，而本发明通过将组件级别简化为零件级别，大大降低了试验成本，节省了制造试验件的时间，为飞机设计节约了宝贵的时间。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。

图1为现有技术的盒段结构示意图。

图2为本发明一实施例的t尾飞机垂尾翼梁试验件主视图。

图3为本发明一实施例的t尾飞机垂尾翼梁试验件正视图。

图4为本发明一实施例的t尾飞机垂尾翼梁试验件夹持示意图。

附图标记：

1’-原腹板，2’-原缘条，3’-原蒙皮，4’-长桁；

1-腹板，2-缘条，3-缘条弯边。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。

如图2和图3所示即为本发明的t尾飞机垂尾翼梁试验件，其包括腹板1、对称设置于腹板1两侧的缘条2以及与缘条2连接的缘条弯边3，腹板1、缘条2和缘条弯边3为一体构型，缘条2垂直于腹板1，缘条弯边3平行于腹板1。由腹板1及缘条2构成的结构基本与盒段试验件中的原翼梁结构相同，但是为了保证本发明中的翼梁试验件破坏前，缘条2不能失稳，以及缘条2的宽度小于原翼梁中的原蒙皮3’与原缘条2接触的有效承载宽度，本发明的缘条2的厚度应大于腹板1的厚度，更优选的，本发明中的缘条2’的厚度应该介于原缘条2’的厚度与原缘条2’厚度和原蒙皮3’厚度之和之间。

在本发明中，腹板1的结构参数应与原翼梁结构中腹板1’参数相同，即本发明中的腹板1’的宽度和厚度与原腹板1’的宽度和厚度相同，以达到试验考核的目的。

在本发明中，缘条弯边3的厚度大于腹板1和/或缘条2的厚度。由于原试验件为盒段结构，盒段结构具有原蒙皮3’，原蒙皮3’承受多方向的力，而在本发明中的翼梁试验件中，无蒙皮结构，化盒段结构的组件试验件为单结构的翼梁结构，而原蒙皮3’承受的与原缘条2’承受的相同方向的力分配到了本发明的缘条2上，因此缘条2加厚了，但是垂直于原缘条2’方向的力未分配，因此设置了缘条弯边3，且方向的力较大，因此将其加厚。

最后，本发明中制作尾翼梁试验件的材料与真实结构或原试验方案中飞机尾翼梁的材料相同。

如图4所示为本发明中的t尾飞机垂尾翼梁试验件夹持示意图，通过将t尾飞机垂尾翼梁试验件设置于试验机中，并对试验件进行挤压即可完成试验。

本发明的t尾飞机垂尾翼梁试验件较现有技术中的试验方案来说，具有如下优点：

1)模拟蒙皮对翼梁的支持，通过将原翼梁中的原蒙皮3’分配到本发明中的翼梁试验件的缘条2和缘条弯边3中，可以精确模拟蒙皮对翼梁的支持；

2)简化试验件设计，原试验件要么是单翼梁结构，要么是盒段结构的组件级别，对于单翼梁结构，其无法模拟蒙皮的对翼梁的支持，对于盒段结构的组件，试验件结构复杂，设计难度加大；

3)降低试验难度，节省试验成本，对于原试验方案中的盒段结构，组件级别的试验其成本会急剧增大，而本发明通过将组件级别简化为零件级别，大大降低了试验成本，节省了制造试验件的时间，为飞机设计节约了宝贵的时间。

以上所述，仅为本发明的最优具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

技术特征：

技术总结
本发明涉及一种T尾飞机垂尾翼梁试验件，其包括腹板、对称设置于腹板两侧的缘条以及与缘条连接的缘条弯边，所述腹板、缘条和缘条弯边为一体构型，所述缘条垂直于腹板，且所述缘条的厚度大于腹板的厚度，缘条弯边平行于所述腹板。本发明的T尾飞机垂尾翼梁试验件较现有技术中的试验方案来说，具有如下优点：1)通过将原翼梁中的原蒙皮分配到本发明中的翼梁试验件的缘条和缘条弯边中，可以精确模拟蒙皮对翼梁的支持；2)简化试验件设计；3)降低试验难度，节省试验成本。

技术研发人员：侯瑞;王远芳;杨杰
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：2017.08.04
技术公布日：2019.02.26