CN206945396U - 一种复合材料翼肋试验件 - Google Patents
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Abstract
本实用新型公开了一种复合材料翼肋试验件，涉及飞机结构设计技术领域。所述复合材料翼肋试验件包含夹芯层板翼肋(1)、桁架翼肋(2)及支撑梁(3)；所述夹芯层板翼肋(1)设置有多个，且多个所述夹芯层板翼肋(1)平行设置；所述桁架翼肋(2)设置有多个，且多个所述桁架翼肋(2)平行设置；所述支撑梁(3)用于支撑所述夹芯层板翼肋(1)及桁架翼肋(2)，所述夹芯层板翼肋(1)与桁架翼肋(2)沿所述支撑梁(3)的长度方向布置，所述支撑梁(3)的两端与试验夹具固定连接。本实用新型的优点在于：本实用新型的复合材料翼肋试验件结构简单，试验方便，通过模拟试验翼肋分析不同结构的承载能力，能够为复合材料结构设计提供依据。
Description
技术领域
本实用新型涉及飞机结构设计技术领域，具体涉及一种复合材料翼肋试验件。
背景技术
对于太阳能飞机或一些超轻质飞机，通常采用复合材料结构，而基于重量的严苛要求与翼肋所传递的载荷考虑，翼肋必须设计成超轻质结构，目前主要的结构形式有多孔式夹心层板肋、桁架式翼肋。目前对这类飞机的设计，还处于研究探索阶段，整体技术尚不成熟，由于各种结构都有各自的优缺点，但承载能力是其核心要素，因此，须对其各自的承载能力进行试验验证，以为飞机结构的设计提供数据支撑。
实用新型内容
本实用新型的目的是提供一种复合材料翼肋试验件，以解决或至少减轻背景技术中所存在的至少一处的问题。
为了实现上述目的，本实用新型采用的技术方案是：提供一种复合材料翼肋试验件，包含夹芯层板翼肋、桁架翼肋及支撑梁；
所述夹芯层板翼肋设置有多个，且多个所述夹芯层板翼肋平行设置；
所述桁架翼肋设置有多个，且多个所述桁架翼肋平行设置；
所述支撑梁用于支撑所述夹芯层板翼肋及桁架翼肋，所述夹芯层板翼肋与桁架翼肋沿所述支撑梁的长度方向布置，所述支撑梁的两端与试验夹具固定连接。
优选的，所述夹芯层板翼肋为泡沫夹芯层板或蜂窝夹芯层板。
优选的，所述桁架翼肋包含角材和桁杆，所述桁杆的两端分别与所述角材连接，所述角材和桁杆通过胶接共固化的形式固定连接。
优选的，所述支撑梁为箱型梁或管梁，所述支撑梁的材料为复合材料或金属。
优选的，所述支撑梁的内部安装有隔板。
优选的，所述隔板在支撑梁的长度方向设置有多个；每个夹芯层翼肋和桁架翼肋对应支撑梁的位置均设置有隔板。
优选的，所述隔板设置有减重孔。
优选的，多个所述夹芯层板翼肋在所述支撑梁的一端依次平行设置；多个所述桁架翼肋在所述支撑梁的另一端依次平行设置。
优选的，所述夹芯层板翼肋和桁架翼肋在支撑梁的长度方向依次交错布置。
优选的，所述夹芯层板翼肋、桁架翼肋与实际模拟的结构参数一致。
本实用新型的有益效果在于：
本实用新型的复合材料翼肋试验件结构简单，试验方便，通过模拟试验翼肋分析不同结构的承载能力，能够为复合材料结构设计提供依据。
附图说明
图1是本实用新型一实施例的复合材料翼肋试验件的结构示意图。
其中，1-夹芯层板翼肋，2-桁架翼肋，21-角材，22-桁杆，3-支撑梁，31-隔板。
具体实施方式
为使本实用新型实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本实用新型，而不能理解为对本实用新型的限制。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。下面结合附图对本实用新型的实施例进行详细说明。
在本实用新型的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本实用新型和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本实用新型保护范围的限制。
如图1所示，一种复合材料翼肋试验件，包含夹芯层板翼肋1、桁架翼肋2及支撑梁3。
在本实施例中，夹芯层板翼肋1设置有3个，且3个夹芯层板翼肋1平行设置，相邻两个夹芯层板翼肋1之间的距离与飞机上的实际使用距离相同。
可以理解的是，夹芯层板翼肋1的数量根据需要还可以设置有多个，且多个夹芯层板翼肋1平行设置。例如，在一个备选实施例中，夹芯层板翼肋1设置有4个，4个夹芯层板翼肋1平行设置。相邻两个夹芯层板翼肋1之间的距离可以根据试验结构进行调整，例如，当夹芯层板翼肋1的数量较多时，可以考虑增加相邻夹芯层翼肋1之间的距离；当夹芯层板翼肋1的数量较少时，可以考虑减小相邻的夹芯层板翼肋1之间的距离。
在本实施例中，桁架翼肋2设置有3个，且3个桁架翼肋平行设置，相邻两个桁架翼肋1之间的距离与飞机上的实际使用距离相同。
可以理解的是，桁架翼肋2的数量根据需要还可以设置有多个，且多个多个桁架翼肋2平行设置；例如，在一个备选实施例中，桁架翼肋2设置有4个，4个桁架翼肋2平行设置。相邻两个桁架翼肋2之间的距离可以根据试验结构进行调整，例如，当桁架翼肋2的数量较多时，可以考虑增加相邻桁架翼肋2之间的距离；当桁架翼肋2的数量较少时，可以考虑减小相邻的桁架翼肋2之间的距离。
在本实施例中，支撑梁3用于支撑夹芯层板翼肋1及桁架翼肋2，夹芯层板翼肋1与桁架翼肋2沿支撑梁3的长度方向布置，支撑梁3的两端与试验夹具固定连接。
在本实施例中，夹芯层板翼肋1为泡沫夹芯层板；可以理解的是，根据需要，夹芯层板翼肋1也可以选用蜂窝夹芯层板。夹芯层板翼肋1的具体结构可以根据实际需要铣切而成。
在本实施例中，桁架翼肋2包含角材21和桁杆22，桁杆22的两端分别与角材21连接，角材21和桁杆22通过胶接共固化的形式固定连接。
在本实施例中，支撑梁3为箱型梁，材料选用复合材料；可以理解的是，支撑梁3的具体结构形式还可以根据实际情况选择，例如，在一个备选实施例中，支撑梁3为管梁，支撑梁3的材料为复合材料。可以理解的是，支撑梁3无论是采用箱型梁还是管梁，其材料还可以选用金属。
在本实施例中，支撑梁3的内部安装有隔板31。隔板31在支撑梁3的长度方向设置有多个；每个夹芯层翼肋1和桁架翼肋2对应支撑梁3的位置均设置有隔板31。其优点在于，可以增加支撑梁3的承载能力。
在本实施例中，隔板31设置有减重孔，用于减轻隔板的重量。可以理解的是，隔板31可以采用整板加工出减重孔，也可以采用桁架结构。
在本实施例中，3个夹芯层板翼肋1在支撑梁3的一端依次平行设置；3桁架翼肋2在支撑梁3的另一端依次平行设置。可以理解的是，当夹芯层板翼肋1和桁架翼肋2选用其它数量时，也可以将夹芯层板翼肋1设置在支撑梁3的一端，将桁架翼肋2均设置在支撑梁3的另一端。其优点在于，可以单独试验夹芯层板翼肋或者桁架翼肋的承载能力。
可以理解的是，夹芯层板翼肋1和桁架翼肋2的布置还可以选用其它方式，例如，在一个备选实施例中，夹芯层板翼肋1和桁架翼肋2在支撑梁3的长度方向依次交错布置。其优点在于，可以试验夹芯层板翼肋1与桁架翼肋2的组合承载能力。
在本实施例中，夹芯层板翼肋1、桁架翼肋2与实际模拟的结构参数一致。其优点在于，可以直接得出飞机的真实承载能力。可以理解的是，夹芯层板翼肋1、桁架翼肋2还可以采用其它尺寸，根据试验结果结合理论计算推导出飞机的实际承载能力。
试验时，将试验载荷施加在肋上，用以考核夹芯层板翼肋1和桁架翼肋2的实际承载能力。支撑梁3应具有足够的强度和刚度。
最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本实用新型的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本实用新型进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本实用新型各实施例技术方案的精神和范围。
Claims (10)
1.一种复合材料翼肋试验件，其特征在于，包含夹芯层板翼肋(1)、桁架翼肋(2)及支撑梁(3)；
所述夹芯层板翼肋(1)设置有多个，且多个所述夹芯层板翼肋(1)平行设置；
所述桁架翼肋(2)设置有多个，且多个所述桁架翼肋(2)平行设置；
所述支撑梁(3)用于支撑所述夹芯层板翼肋(1)及桁架翼肋(2)，所述夹芯层板翼肋(1)与桁架翼肋(2)沿所述支撑梁(3)的长度方向布置，所述支撑梁(3)的两端与试验夹具固定连接。
2.如权利要求1所述的复合材料翼肋试验件，其特征在于，所述夹芯层板翼肋(1)为泡沫夹芯层板或蜂窝夹芯层板。
3.如权利要求1所述的复合材料翼肋试验件，其特征在于，所述桁架翼肋(2)包含角材(21)和桁杆(22)，所述桁杆(22)的两端分别与所述角材(21)连接，所述角材(21)和桁杆(22)通过胶接共固化的形式固定连接。
4.如权利要求1所述的复合材料翼肋试验件，其特征在于，所述支撑梁(3)为箱型梁或管梁，所述支撑梁(3)的材料为复合材料或金属。
5.如权利要求4所述的复合材料翼肋试验件，其特征在于，所述支撑梁(3)的内部安装有隔板(31)。
6.如权利要求5所述的复合材料翼肋试验件，其特征在于，所述隔板(31)在支撑梁(3)的长度方向设置有多个；每个夹芯层翼肋(1)和桁架翼肋(2)对应支撑梁(3)的位置均设置有隔板(31)。
7.如权利要求6所述的复合材料翼肋试验件，其特征在于，所述隔板(31)设置有减重孔。
8.如权利要求7所述的复合材料翼肋试验件，其特征在于，多个所述夹芯层板翼肋(1)在所述支撑梁(3)的一端依次平行设置；多个所述桁架翼肋(2)在所述支撑梁(3)的另一端依次平行设置。
9.如权利要求7所述的复合材料翼肋试验件，其特征在于，所述夹芯层板翼肋(1)和桁架翼肋(2)在支撑梁(3)的长度方向依次交错布置。
10.如权利要求1至9任一项所述的复合材料翼肋试验件，其特征在于，所述夹芯层板翼肋(1)、桁架翼肋(2)与实际模拟的结构参数一致。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201720806907.6U CN206945396U (zh) | 2017-07-05 | 2017-07-05 | 一种复合材料翼肋试验件 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201720806907.6U CN206945396U (zh) | 2017-07-05 | 2017-07-05 | 一种复合材料翼肋试验件 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
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| CN206945396U true CN206945396U (zh) | 2018-01-30 |
Family
ID=61367941
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| CN201720806907.6U Active CN206945396U (zh) | 2017-07-05 | 2017-07-05 | 一种复合材料翼肋试验件 |
Country Status (1)
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|---|---|
| CN (1) | CN206945396U (zh) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113247296A (zh) * | 2021-05-31 | 2021-08-13 | 浙江万丰飞机制造有限公司 | 飞机薄壁部件的安装工装、工装制作方法及使用方法 |
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2017
- 2017-07-05 CN CN201720806907.6U patent/CN206945396U/zh active Active
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