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一种飞机全尺寸疲劳试验中缝翼载荷加载方法

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一种飞机全尺寸疲劳试验中缝翼载荷加载方法，已知飞机结构参数及与飞机机翼连接的多个缝翼结构的载荷，每个缝翼结构含有缝翼翼面及滑轨，根据飞机结构参数及每个缝翼结构载荷，分析获得每个缝翼结构的传载特性和损伤特性；按照缝翼结构的传载特性和损伤特性，将缝翼结构分级为完全考核结构、兼顾考核结构和不考核结构；在飞机全尺寸疲劳试验中，将完全考核结构的缝翼翼面及滑轨安装在机翼结构上、将兼顾考核结构的缝翼滑轨安装在机翼结构上，将不考核结构的缝翼结构不安装；根据缝翼结构分级结果，对完全考核结构，在缝翼翼面上施加缝翼的弯矩、扭矩、剪力载荷，对兼顾考核结构，在缝翼滑轨上施加缝翼的弯矩、剪力载荷，施加方法，对不考核结构，不进行加载试验。

著录项

公开/公告号CN113063570A

专利类型发明专利
公开/公告日2021-07-02

原文格式PDF
申请/专利权人中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所;
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申请/专利号CN201911376692.9
发明设计人雷晓欣;纪露明;张彦军;彭航;李小鹏;薛海峰;
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申请日2019-12-27
分类号G01M13/00(20190101);B64F5/60(20170101);
代理机构11008 中国航空专利中心;
代理人杜永保
地址 710089 陕西省西安市阎良区人民东路1号
入库时间 2023-06-19 11:42:32

法律信息

法律状态公告日

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法律状态
2023-09-05

授权

发明专利权授予

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1. 一种飞机全尺寸疲劳试验中缝翼载荷加载方法 [P] . 中国专利： CN113063570A . 2021-07-02
2. 一种全尺寸疲劳试验机身航向载荷加载设计方法 [P] . 中国专利： CN107521721B . 2020.07.07
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