一种飞机用复合材料加筋板结构试验件制造技术

本实用新型专利技术公开了一种飞机用复合材料加筋板结构试验件。所述飞机用复合材料加筋板结构试验件包括复合材料加筋板本体以及树脂灌封段；其中，所述树脂灌封段设置在所述复合材料加筋板本体的两个相对的侧边上，每个所述树脂灌封段至少灌封部分所述复合材料加筋板本体。相对于现有技术，本实用新型专利技术的飞机用复合材料加筋板结构试验件采用树脂灌封段来进行复核材料加筋板本体的过渡区，采用树脂罐封端的飞机用复合材料加筋板结构试验件加载工装更少、加载形式更简单、飞机用复合材料加筋板结构试验件制造工艺更简单、试验成功率更高，避免了加筋板结构端部加过渡区的加载形式易造成加筋板端部提前破坏，难以得到真实失效模式和试验结果的技术难题。

Composite material stiffened plate structure test piece for aircraft

The utility model discloses a composite material stiffened plate structure test piece for aircraft. Composite stiffened plate specimens including stiffened composite plate body and a resin sealing section with the aircraft; among them, the resin sealing section is arranged at two opposite sides of the composite stiffened plate body on each of the resin sealing section at least part of the composite material with potting steel plate body. Compared with the prior art, the utility model of aircraft stiffened composite plate structure of the test piece by resin section to the transition zone review material reinforcement plate body, the resin tank terminated for aircraft composite stiffened plate loading test fixture, loading form is more simple and less for aircraft composite materials stiffened plate structure of the test piece manufacturing process is more simple, the success rate higher, to avoid the stiffened plate structure of end with transition zone caused by loading of stiffened plate at the end of early damage, it is difficult to get the technical problems of real failure mode and test results.

【技术实现步骤摘要】

本技术涉及飞机结构强度试验
，特别是涉及一种飞机用复合材料加筋板结构试验件。
技术介绍
复合材料加筋板结构在航空领域广为应用。复合材料加筋板结构属于复合材料积木式试验中的组件级试验，该试验用于研究和验证复合材料加筋板结构的稳定性、冲击后压缩强度和损伤容限等性能指标，在复合材料积木式试验中占有举足轻重的地位。现有复合材料加筋板结构试验多以加筋板端部加过渡区的形式进行压缩试验。过渡区多用橡胶件作为缓冲区，然而对于高承载试验件易造成加筋板端部首先发生破坏，不能得到加筋板试验件的真正失效模式和失效数据，造成试验件提前破坏，试验失败，进而影响研制进度，造成巨大浪费。复合材料加筋板结构端部加过渡区的加载形式在航空领域广为应用。现代复合材料试验要求试验数据精准可靠，试验成功率高，然而具有端部加过渡区的复合材料加筋板结构形式却常常伴随试验工装复杂、加筋板端头易提前破坏、不能真实再现试验件的最终失效模式、难以得到真实试验数据等缺点，适用性受到很大的限制。因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
技术实现思路
本技术的目的在于提供一种飞机用复合材料加筋板结构试验件来克服或至少减轻现有技术的中的至少一个上述缺陷。为实现上述目的，本技术提供一种飞机用复合材料加筋板结构试验件，所述飞机用复合材料加筋板结构试验件包括复合材料加筋板本体以及树脂灌封段；其中，所述树脂灌封段设置在所述复合材料加筋板本体的两个相对的侧边上，每个所述树脂灌封段至少灌封部分所述复合材料加筋板本体。优选地，所述复合材料加筋板本体包括复合材料蒙皮以及设置在所述复合材料蒙皮上的复合材料长桁。优选地，所述复合材料蒙皮以及复合材料长桁通过共固化方式、共胶结方式或者二次胶结方式连接。优选地，所述树脂灌封段包括树脂和纤维加强结构。优选地，所述树脂灌封段与所述复合材料加筋板本体通过二次固化成型。优选地，所述树脂为环氧树脂。优选地，所述纤维加强结构为玻璃纤维、碳纤维或石英砂。优选地，每个所述树脂灌封段的厚度大于所述复合材料蒙皮的厚度，每个所述树脂灌封段以厚度逐渐变小的趋势向所述另一侧边上的树脂灌封段延伸，形成凸台；所述凸台的最小厚度等于复合材料蒙皮的厚度。优选地，每个所述凸台在其向所述另一侧边上的树脂灌封段延伸方向上延伸距离相异，从而使凸台呈波浪形。相对于现有技术，本技术的飞机用复合材料加筋板结构试验件采用树脂灌封段来进行复核材料加筋板本体的过渡区，采用树脂罐封端的飞机用复合材料加筋板结构试验件加载工装更少、加载形式更简单、飞机用复合材料加筋板结构试验件制造工艺更简单、试验成功率更高，避免了加筋板结构端部加过渡区的加载形式易造成加筋板端部提前破坏，难以得到真实失效模式和试验结果的技术难题，为复合材料加筋板压缩试验提供了一种全新的先进结构形式。附图说明图1是根据本技术第一实施例的飞机用复合材料加筋板结构试验件的结构示意图。图2是根据本技术第二实施例的飞机用复合材料加筋板结构试验件的结构示意图。附图标记：1复合材料加筋板本体12复合材料长桁2树脂灌封段3凸台11复合材料蒙皮具体实施方式为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术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技术一部分实施例，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，旨在用于解释本技术，而不能理解为对本技术的限制。基于本技术中的实施例，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，都属于本技术保护的范围。下面结合附图对本技术的实施例进行详细说明。在本技术的描述中，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技术和简化描述，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技术保护范围的限制。图1是根据本技术第一实施例的飞机用复合材料加筋板结构试验件的结构示意图。图2是根据本技术第二实施例的飞机用复合材料加筋板结构试验件的结构示意图。如图1所示的飞机用复合材料加筋板结构试验件包括复合材料加筋板本体1以及树脂灌封段2；其中，树脂灌封段2设置在复合材料加筋板本体1的两个相对的侧边上，每个树脂灌封段2至少灌封部分复合材料加筋板本体1。相对于现有技术，本技术的飞机用复合材料加筋板结构试验件采用树脂灌封段来进行复核材料加筋板本体的过渡区，采用树脂罐封端的飞机用复合材料加筋板结构试验件加载工装更少、加载形式更简单、飞机用复合材料加筋板结构试验件制造工艺更简单、试验成功率更高，避免了加筋板结构端部加过渡区的加载形式易造成加筋板端部提前破坏，难以得到真实失效模式和试验结果的技术难题，为复合材料加筋板压缩试验提供了一种全新的先进结构形式。参见图1，在本实施例中，复合材料加筋板本体1包括复合材料蒙皮11以及设置在复合材料蒙皮11上的复合材料长桁12。可以理解的是，复合材料长桁的截面形式可以为“T”型、“L”型、“工”型或“Ω”型等典型截面形状。参见图1，在本实施例中，复合材料蒙皮11以及复合材料长桁12通过共固化方式、共胶结方式或者二次胶结方式连接。参见图1，在本实施例中，树脂灌封段2包括树脂和纤维加强结构。采用树脂与纤维加强结构混合的形式，可以增加树脂罐封段的强度。在本实施例中，树脂灌封段2与复合材料加筋板本体1通过二次固化成型。有利的是，在本实施例中，树脂为环氧树脂。纤维加强结构为玻璃纤维、碳纤维或石英砂。参见图2，在本实施例中，每个树脂灌封段2的厚度大于复合材料蒙皮11的厚度，每个树脂灌封段2以厚度逐渐变小的趋势向另一侧边上的树脂灌封段2延伸，形成凸台3；凸台3的最小厚度等于复合材料蒙皮11的厚度。采用这种结构，在进行加载试验时，加载力会顺着凸台传递给复合材料长桁，而不会将这种载荷传递给复合材料蒙皮，即不会让复合材料蒙皮分担载荷，从而使复合材料长桁的受力更为真实。有利的是，每个凸台3在其向另一侧边上的树脂灌封段延伸方向上延伸距离相异，从而使凸台3呈波浪形。采用这种方式，由于凸台为波浪形，即载荷会沿着波浪形式传播，直至载荷自凸台的最远端传递给复合材料长桁位置，这样，可以防止两个相邻的长桁之间的载荷互传，使载荷分散，或者使某些复合材料长桁受到的载荷过大，某些复合材料长桁受到的载荷过小。最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本技术的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本技术进行了详细的说明，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技术各实施例技术方案的精神和范围。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种飞机用复合材料加筋板结构试验件，其特征在于，所述飞机用复合材料加筋板结构试验件包括复合材料加筋板本体(1)以及树脂灌封段(2)；其中，所述树脂灌封段(2)设置在所述复合材料加筋板本体(1)的两个相对的侧边上，每个所述树脂灌封段(2)至少灌封部分所述复合材料加筋板本体(1)。

【技术特征摘要】
1.一种飞机用复合材料加筋板结构试验件，其特征在于，所述飞机用复合材料加筋板结构试验件包括复合材料加筋板本体(1)以及树脂灌封段(2)；其中，所述树脂灌封段(2)设置在所述复合材料加筋板本体(1)的两个相对的侧边上，每个所述树脂灌封段(2)至少灌封部分所述复合材料加筋板本体(1)。2.如权利要求1所述的飞机用复合材料加筋板结构试验件，其特征在于，所述复合材料加筋板本体(1)包括复合材料蒙皮(11)以及设置在所述复合材料蒙皮(11)上的复合材料长桁(12)。3.如权利要求2所述的飞机用复合材料加筋板结构试验件，其特征在于，所述复合材料蒙皮(11)以及复合材料长桁(12)通过共固化方式、共胶结方式或者二次胶结方式连接。4.如权利要求3所述的飞机用复合材料加筋板结构试验件，其特征在于，所述树脂灌封段(2)包括树脂和纤维加强结构。5.如权利要求4所述的飞...

【专利技术属性】
技术研发人员：黄金昌，杨立军，于洪，孙青良，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所，
类型：新型
国别省市：辽宁;21