[发明专利]一种T尾飞机垂尾翼梁试验件

说明书

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。

技术领域

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。

发明内容

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。