[发明专利]一种T尾飞机垂尾翼梁试验件设计方法

权利要求书

1.一种T尾飞机垂尾翼梁试验件设计方法，其特征在于，所述T尾飞机垂尾翼梁试验件设计方法用于确定翼梁试验件的尺寸，所述翼梁试验件包括翼梁腹板(1)、翼梁缘条(2)和缘条弯边(3)，所述尺寸包括翼梁腹板(1)的宽度b_w和厚度t_w、翼梁缘条(2)的宽度b_f和厚度t_f以及缘条弯边(3)的宽度b_L和厚度t_L，步骤为

首先获得翼梁腹板(1)的尺寸，之后根据翼梁腹板(1)尺寸计算翼梁缘条(2)的尺寸，根据翼梁缘条(2)的尺寸计算缘条弯边(3)的尺寸。

2.根据权利要求1所述的T尾飞机垂尾翼梁试验件设计方法，其特征在于，获得翼梁腹板(1)的尺寸过程为：翼梁腹板(1)的宽度b_w和厚度t_w均与原翼梁腹板(1’)的参数相同。

3.根据权利要求2所述的T尾飞机垂尾翼梁试验件设计方法，其特征在于，计算翼梁缘条(2)的尺寸过程为：

a、翼梁缘条(2)的厚度t_f与原翼梁缘条(2’)的厚度和原蒙皮(3’)的厚度之和相同；

b、翼梁缘条(2)的宽度b_f与原蒙皮(3’)的有效承载宽度b'_m相同，即

t'_m为原蒙皮的厚度，E'_m原蒙皮的弹性模量，E'_f为原始翼梁缘条的弹性模量，σ'_co为原蒙皮的失稳应力。

4.根据权利要求3所述的T尾飞机垂尾翼梁试验件设计方法，其特征在于，计算缘条弯边(3)的尺寸过程为：

缘条弯边(3)的惯性距和面积需要满足下式：

其中，I_L是缘条弯边的惯性矩，A_L是缘条弯边与原蒙皮接触的面积；

以及缘条弯边(3)的临界失稳载荷必须大于等于翼梁缘条(2)的临界失稳载荷，即

其中，N_L是缘条弯边临界失稳载荷，N_f是翼梁缘条临界失稳载荷，D_L66为缘条弯边扭转刚度，D_f22为翼梁缘条在平行于翼梁缘条方向上的弯曲刚度，D_f11为翼梁缘条在平行于翼梁腹板方向上的弯曲刚度，D_f12为翼梁缘条在上述两个方向上的耦合弯曲刚度，D_f66为翼梁缘条扭转刚度。