本發明屬于結構/強度試驗技術領域，涉及一種飛行器薄壁結構傳載特性同材料模型試驗設計方法。

背景技術：

對于特定的飛行器結構設計方案，需要通過靜力模型試驗，對結構效率進行準確、快速評估，驗證數值分析結果。飛行器薄壁結構承受的所有外載荷主要由面內載荷平衡，例如上下壁板的拉壓與梁腹板的剪切共同抵抗機翼的彎曲，蒙皮、肋腹板、梁腹板的剪切抵抗機翼的扭轉。

在設計靜力模型試驗來驗證結構的傳載特性時，若縮放比例較大，薄壁結構的厚度與面內尺寸采用相同的縮放比例，在實際工程制造過程中會存在難以克服的困難。因此，需要尋求飛行器薄壁結構的靜力模型試驗設計方法。

技術實現要素：

本發明的目的：提供一種飛行器薄壁結構傳載特性同材料模型試驗設計方法，針對較大的縮放比例消除工程制造困難。

本發明的技術方案：一種飛行器薄壁結構傳載特性同材料模型試驗設計方法，其特征在于，所述的方法包括如下步驟：

步驟一，確定模型機的外形尺寸和厚度縮放比例：L_原型/L_模型＝C_L、t_原型/t_模型＝C_t；并選擇與原型機相同的材料，彈性模量C_E＝E_原型/E_模型＝1、泊松比C_μ＝μ_原型/μ_模型＝1；

其中，調整薄壁結構厚度的縮放比例，保證薄壁結構的厚度t與長或寬b的比滿足t/b≤1/80；

設定其他物理量的相似比，應力相似比：C_σ＝σ_原型/σ_模型；應變相似比：C_ε＝ε_原型/ε_模型；位移相似比：C_δ＝δ_原型/δ_模型；面積力相似比：C_q＝q_原型/q_模型；

步驟二，根據相似理論與方程分析法導出如下相似指標

幾何方程：

物理方程：

力邊界條件：

上述相似指標只限于面內的應力、應變分量，這里的q為單位面積上作用的載荷，如果載荷為集中力或集中力矩則對應的相似指標為：

集中力：

集中力矩：

步驟三，保證原型與模型中的應力應變不變，即C_ε＝1、C_σ＝1。根據步驟二中相似指標計算模型試驗中施加的載荷和所測得位移與原型的關系

模型試驗中，保證與原型具有相同的約束，并施加如下載荷

施加的載荷級數以模型試驗所測位移、應變處于線性段為基準進行調整，并由模型試驗中測得的線性段物理量，按照如下關系式反推原型的物理量：

位移：δ_原型＝δ_模型C_L

應變：ε_原型＝ε_模型

應力：σ_原型＝σ_模型。

本發明的有益效果：本發明提供一種飛行器薄壁結構傳載特性同材料模型試驗設計方法，可以在保證結構處于平面應力狀態范圍內調整結構厚度的縮放比例，來消除工程制造困難。通過模型試驗可以成倍地縮短試驗周期與規模，節約成本，并降低飛行器方案論證階段的設計風險。

具體實施方式

以某飛行器結構傳載特性模型試驗設計為例。外形尺寸與結構站位縮小到原來的1/5，結構厚度縮小到原來的1/2。下面進行模型試驗設計：

(1)選擇模型試驗的縮放比例，保證薄壁結構處于平面應力狀態，

外形尺寸L_原型/L_模型＝C_L＝5

結構站位坐標x_原型/x_摸型＝y_原型/y_摸型＝z_原型/z_摸型＝C_L＝5

結構厚度L_原型/L_模型＝C_t＝2

(2)選擇相同的材料

彈性模量：C_E＝E_原型/E_橫型＝1泊松比：C_μ＝μ_原型/μ_橫型＝1

(3)設定其他物理量的相似比(只限于面內位移、應力、應變分量)

應力相似比：C_σ＝σ_原型/σ_模型

應變相似比：C_ε＝ε_原型/ε_模型

位移相似比：C_δ＝δ_原型/δ_模型

面積力相似比：C_q＝q_原型/q_模型

(4)根據相似理論與方程分析法導出如下相似指標

幾何方程：

物理方程：

力邊界條件：

這里的q為單位面積上作用的載荷。如果載荷為集中力或集中力矩則對應的相似指標為：

集中力：

集中力矩：

(5)保證原型與模型中的應力應變不變，即C_ε＝1、C_σ＝1。根據(4)中相似指標計算模型試驗中施加的載荷和所測得位移與原型的 關系

(6)模型試驗中，保證與原型具有相同的約束，并施加如下載荷

施加的載荷級數以模型試驗所測位移、應變處于線性段為基準進行調整，一般取40％的限制載荷。并由模型試驗中測得的線性段物理量，按照如下關系式反推原型的物理量，分析結構的傳載特性

位移：δ_原型＝5δ_模型

應變：ε_原型＝ε_模型

應力：σ_原型＝σ_模型。