CN107515088B - 一种金属机翼主盒段弯曲刚度测试的模型试验件设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种金属机翼主盒段弯曲刚度测试的模型试验件设计方法，包括根据真实飞机金属机翼主盒段得到真实飞机中的长桁等效面积A_e和等效蒙皮厚度t_se；根据真实飞机金属机翼主盒段得到真实飞机中翼梁的最小厚度t_d，及模型试验件加工方法得到模型试验件能够加工的最小厚度t_a，并根据t_d及t_a确定模型试验件的缩放比例n；将真实飞机机翼主盒段结构简化得到真实飞机机翼主盒段简化结构，根据真实飞机机翼主盒段简化结构及缩放比例得到模型试验件结构；根据对模型试验件结构进行刚度试验得到模型试验件的弯曲刚度为EI_m，根据模型试验件的弯曲刚度及最小缩放比例得到真实飞机金属机翼主盒段的弯曲刚度EI_o。本发明的方法具有简单高效、节约成本等优点。

Description

一种金属机翼主盒段弯曲刚度测试的模型试验件设计方法

技术领域

本发明属于飞机结构刚度试验技术领域，尤其涉及一种金属机翼主盒段弯曲刚度测试的模型试验件设计方法。

背景技术

对于大型飞机机翼主盒段的弯曲刚度测试，国内、外均采用真实的机翼主盒段作为试验件，通过测量真实机翼主盒段的弯曲刚度来得到实际机翼主盒段的弯曲刚度。采用真实的机翼主盒段作为试验测量真实机翼主盒段的弯曲刚度，这种方法很直接，测量的弯曲刚度就是实际飞机机翼主盒段的弯曲刚度，国内、外大型飞机均是采用这种方法获得实际飞机机翼主盒段的弯曲刚度。但是，这种采用实际飞机机翼主盒段作为试验件测试飞机机翼主盒段弯曲刚度的方法，不能实现大型飞机机翼主盒段设计-弯曲刚度获得的快速迭代，不能在飞机设计过程中快速得到弯曲刚度并且指导机翼主盒段刚度设计；此外，采用实际的机翼主盒段作为试验件进行刚度试验，存在试验件尺寸大、生产和试验周期长、试验条件高、试验费用高等缺点。

对于大型飞机机翼主盒段的弯曲刚度测试，还可以采用对机翼主盒段等比例缩放的模型试验件进行弯曲刚度的快速测试，相比较于真实机翼主盒段试验件，这种缩比试验件尺寸小、生产和试验周期短、试验条件低且试验费用低等优点，但是，由于机翼加筋壁板的长桁尺寸较小，加工制造困难，往往限制了试验件的缩放比例。。

发明内容

本发明的目的是提供一种金属机翼主盒段弯曲刚度测试的模型试验件设计方法，用于解决上述问题。

为达到上述目的，本发明采用的技术方案是：一种金属机翼主盒段弯曲刚度测试的模型试验件设计方法，所述飞机金属机翼主盒段刚度测试的模型试验件设计方法适用于大型飞机的金属机翼主盒段的设计，机翼主盒段包括蒙皮1、长桁2和翼梁3，所述飞机金属机翼主盒段刚度测试的模型试验件设计方法包括

根据真实飞机金属机翼主盒段得到真实飞机中的长桁等效面积A_e和等效蒙皮厚度t_se；

根据真实飞机金属机翼主盒段得到真实飞机中翼梁的最小厚度t_d，以及根据模型试验件加工方法得到模型试验件能够加工的最小厚度t_a，根据上述真实飞机中翼梁的最小厚度t_d和模型试验件能够加工的最小厚度t_a得到模型试验件的缩放比例n；

将真实飞机机翼主盒段结构中长桁简化且为仅保留蒙皮等到简化后的真实飞机机翼主盒段结构，根据简化后的真实飞机机翼主盒段结构及缩放比例得到模型试验件结构；

根据对模型试验件结构进行刚度试验得到模型试验件的弯曲刚度为EI_m，根据模型试验件的弯曲刚度及最小缩放比例得到真实飞机金属机翼主盒段的弯曲刚度EI_o。

本发明一优先实施方案的是，得到真实飞机金属机翼主盒段中的长桁等效面积A_e的公式为

式中：

A——长桁实际面积；

y_r——长桁形心至机翼剖面主惯性轴的距离；

y_e——蒙皮中面至机翼剖面主惯性轴的距离。

本发明一优先实施方案的是，得到真实飞机金属机翼主盒段中的等效蒙皮厚度t_se的公式为

式中：

t_s——蒙皮的实际厚度；

l——蒙皮的弦向长度。

本发明一优先实施方案的是，得到真实飞机金属机翼主盒段中翼梁的最小厚度t_d的公式为

t_d＝min(t_se,t_sw,t_sf)

式中：

t_sw——翼梁腹板厚度；

t_sf——翼梁缘条厚度。

本发明一优先实施方案的是，确定缩放比例n前先确定最小缩放比例最终确定的模型试验件缩放比例为n，要求n≥n_a。

本发明一优先实施方案的是，确定模型试验件结构过程为：

将真实飞机金属机翼主盒段结构的加筋壁板结构中的长桁简化且仅保留蒙皮得到真实飞机金属机翼主盒段简化结构，真实飞机金属机翼主盒段简化结构中蒙皮的厚度取为蒙皮等效厚度t_se，根据真实飞机金属机翼主盒段简化结构各点坐标(x,y,z)均乘以缩放比例n后得到模型试验件各点坐标(nx,ny,nz)，根据模型试验件的各点左边得到模型试验件结构及尺寸。

本发明一优先实施方案的是，模型试验件结构中的各零部件的材料与对应的飞机金属机翼主盒段中各零部件的材料相同。

本发明一优先实施方案的是，计算真实飞机金属机翼主盒段的弯曲刚度EI_o的公式为：

本发明的飞机金属机翼主盒段刚度测试的模型试验件设计方法的优点和积极效果主要体现在：

1)大型飞机金属机翼主盒段刚度模型试验件的尺寸小，可选用的加工方法和手段多，可采用3D打印等新技术进行制造，试验件生产周期短、生产费用低、用料少；

2)大型飞机金属机翼主盒段刚度模型试验件的尺寸小，试验需要场地小，试验费用低，试验周期短；

3)该模型试验件相比较于完全等比例的模型试验件，加工更为简单、方便，且缩放比例可进一步缩小；

4)采用模型试验件进行刚度试验得到大型飞机金属机翼主盒段刚度的周期短，可实现机翼主盒段设计的快速迭代，缩短飞机设计周期，节约设计成本。

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为飞机金属机翼主盒段结构剖面示意图。

附图标记：1-蒙皮，2-长桁，3-翼梁。

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。

本发明的飞机金属机翼主盒段刚度测试的模型试验件设计方法适用于大型飞机金属机翼主盒段的设计，为首次提出采用等效机翼壁板的模型试验件逆向获取实际大型飞机金属机翼主盒段弯曲刚度的方法，实现通过模型试验件获得大型飞机金属机翼主盒段弯曲刚度的测试，解决大型飞机金属机翼主盒段刚度试验件尺寸大、生产周期长、试验条件高、试验费用高等问题。

如图1所示的飞机金属机翼主盒段结构，飞机金属机翼主盒段包括蒙皮1、长桁2和翼梁3，本发明的飞机金属机翼主盒段刚度测试的模型试验件设计方法包括

根据真实飞机金属机翼主盒段得到真实飞机中的长桁等效面积A_e和等效蒙皮厚度t_se；

其中得到真实飞机金属机翼主盒段中的长桁等效面积A_e的公式为：

式中：

A——长桁实际面积；

y_r——长桁形心至机翼剖面主惯性轴的距离；

y_e——蒙皮中面至机翼剖面主惯性轴的距离。

得到真实飞机金属机翼主盒段中的等效蒙皮厚度t_se的公式为：

式中：

t_s——蒙皮的实际厚度；

l——蒙皮的弦向长度。

根据真实飞机金属机翼主盒段得到真实飞机中翼梁的最小厚度t_d，以及根据模型试验件加工方法得到模型试验件能够加工的最小厚度t_a，根据上述真实飞机中翼梁的最小厚度t_d和模型试验件能够加工的最小厚度t_a得到模型试验件的缩放比例n；

其中得到真实飞机金属机翼主盒段中翼梁的最小厚度t_d的公式为

t_d＝min(t_se,t_sw,t_sf)

式中：

t_sw——翼梁腹板厚度；

t_sf——翼梁缘条厚度。

根据得到的最小厚度t_d及加工的最小厚度t_a确定最小缩放比例最终确定的模型试验件缩放比例n，要求n≥n_a，1/n最好为整数。

将真实飞机金属机翼主盒段结构的加筋壁板结构中的长桁简化且仅保留蒙皮得到真实飞机金属机翼主盒段简化结构，真实飞机金属机翼主盒段简化结构中蒙皮的厚度取为蒙皮等效厚度t_se，将真实飞机金属机翼主盒段简化结构的各点坐标(x,y,z)均乘以缩放比例n后可得到模型试验件的各点坐标(nx,ny,nz)，根据模型试验件结构的各点左边得到模型试验件结构及尺寸。需要说明的是，模型试验件结构中的各零部件的材料与对应的飞机金属机翼主盒段中各零部件的材料相同

最后，根据对模型试验件结构进行刚度试验得到模型试验件的弯曲刚度为EI_m，根据模型试验件的弯曲刚度及最小缩放比例得到真实飞机金属机翼主盒段的弯曲刚度EI_o，计算公式为

为了体现本发明的飞机金属机翼主盒段刚度测试的模型试验件设计方法在计算精度、计算简便性等方面的优势，下面以一具体参数对本发明作进一步说明。

某大型飞机金属机翼主盒段刚度试验的模型试验件设计方法主要步骤如下：

已知：某大型金属机翼主盒段实际结构中某典型长桁的实际面积A＝80mm²、y_r＝160mm，y_e＝176.5mm，计算得长桁等效面积A_e＝65.74mm²；

与长桁连接的蒙皮实际厚度t_s＝2.0mm，蒙皮的弦向长度l＝150mm，计算得等效蒙皮厚度t_se＝2.44mm；

金属机翼盒段翼梁最小腹板厚度t_sw＝2.4mm，翼梁缘条最小厚度t_sf＝3.0mm，比较得到最小厚度t_d＝2.4mm；

选用数控机加的方法进行模型试验件生产，数控机加的最小厚度t_a＝0.8mm,确定模型试验件可缩放的最小比例确定模型试验件缩放比例为

将飞机金属机翼主盒段加筋壁板的长桁去掉并简化，蒙皮厚度更改为蒙皮的等效厚度t_se＝2.44mm；

模型试验件结构各点坐标为对应简化后的飞机金属机翼主盒段结构各点坐标(x,y,z)的即模型试验件结构各尺寸为简化后的飞机金属机翼主盒段结构尺寸的

本实施例中的某大型飞机金属机翼主盒段上壁板、前梁、后梁均采用7050-T7451铝合金材料，下壁板采用2024-T351铝合金材料，模型试验件的上壁板、前梁、后梁也采用7050-T7451铝合金材料，下壁板也采用2024-T351铝合金材料；

最终稿模型试验件按照要求加工生产、试验后得到模型试验件的弯曲刚度EI_m，通过计算得到某大型飞机金属机翼主盒段的弯曲刚度EI_o＝81EI_m。

本发明的飞机金属机翼主盒段刚度测试的模型试验件设计方法的优点和积极效果主要体现在：

1)大型飞机金属机翼主盒段刚度模型试验件的尺寸小，可选用的加工方法和手段多，可采用3D打印等新技术进行制造，试验件生产周期短、生产费用低、用料少；

2)大型飞机金属机翼主盒段刚度模型试验件的尺寸小，试验需要场地小，试验费用低，试验周期短；

3)该模型试验件相比较于完全等比例的模型试验件，加工更为简单、方便，且缩放比例可进一步缩小；

4)采用模型试验件进行刚度试验得到大型飞机金属机翼主盒段刚度的周期短，可实现机翼主盒段设计的快速迭代，缩短飞机设计周期，节约设计成本。

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。

Claims (6)

1.一种金属机翼主盒段弯曲刚度测试的模型试验件设计方法，其特征在于，所述飞机金属机翼主盒段刚度测试的模型试验件设计方法适用于大型飞机的金属机翼主盒段的设计，机翼主盒段包括蒙皮、长桁和翼梁，所述飞机金属机翼主盒段刚度测试的模型试验件设计方法包括

根据真实飞机金属机翼主盒段得到真实飞机中的长桁等效面积A_e和等效蒙皮厚度t_se；

根据真实飞机金属机翼主盒段得到真实飞机中翼梁的最小厚度t_d，以及根据模型试验件加工方法得到模型试验件能够加工的最小厚度t_a，根据上述真实飞机中翼梁的最小厚度t_d和模型试验件能够加工的最小厚度t_a得到模型试验件的缩放比例n，其中，缩放比例n≥n_a，最小缩放比例

将真实飞机机翼主盒段结构中长桁简化且为仅保留蒙皮等到简化后的真实飞机机翼主盒段结构，根据简化后的真实飞机机翼主盒段结构及缩放比例得到模型试验件结构；

根据对模型试验件结构进行刚度试验得到模型试验件的弯曲刚度为EI_m，根据模型试验件的弯曲刚度及最小缩放比例得到真实飞机金属机翼主盒段的弯曲刚度

2.根据权利要求1所述的金属机翼主盒段弯曲刚度测试的模型试验件设计方法，其特征在于，得到真实飞机金属机翼主盒段中的长桁等效面积A_e的公式为

式中：

A——长桁实际面积；

y_r——长桁形心至机翼剖面主惯性轴的距离；

y_e——蒙皮中面至机翼剖面主惯性轴的距离。

3.根据权利要求2所述的金属机翼主盒段弯曲刚度测试的模型试验件设计方法，其特征在于，得到真实飞机金属机翼主盒段中的等效蒙皮厚度t_se的公式为

式中：

t_s——蒙皮的实际厚度；

l——蒙皮的弦向长度。

4.根据权利要求3所述的金属机翼主盒段弯曲刚度测试的模型试验件设计方法，其特征在于，得到真实飞机金属机翼主盒段中翼梁的最小厚度t_d的公式为

t_d＝min(t_se,t_sw,t_sf)

式中：

t_sw——翼梁腹板厚度；

t_sf——翼梁缘条厚度。

5.根据权利要求4所述的金属机翼主盒段弯曲刚度测试的模型试验件设计方法，其特征在于，确定模型试验件结构过程为：

将真实飞机金属机翼主盒段结构的加筋壁板结构中的长桁简化且仅保留蒙皮得到真实飞机金属机翼主盒段简化结构，真实飞机金属机翼主盒段简化结构中蒙皮的厚度取为蒙皮等效厚度t_se，根据真实飞机金属机翼主盒段简化结构各点坐标(x,y,z)均乘以缩放比例n后得到模型试验件各点坐标(nx,ny,nz)，根据模型试验件的各点左边得到模型试验件结构及尺寸。

6.根据权利要求5所述的金属机翼主盒段弯曲刚度测试的模型试验件设计方法，其特征在于，模型试验件结构中的各零部件的材料与对应的飞机金属机翼主盒段中各零部件的材料相同。