一种飞机腹鳍连接角材疲劳试验结构的制作方法
1.本申请属于飞机腹鳍连接角材疲劳试验技术领域，具体涉及一种飞机腹鳍连接角材疲劳试验结构。
背景技术：
2.飞机上腹鳍通过两侧的连接角材连接在机体上，实际中，连接角材承受较大的疲劳载荷，易出现裂纹，对飞机飞行产生潜在的危险。
3.在设计、改进飞机腹鳍连接角材时，多是通过仿真计算验证连接角材的疲劳特性，该种技术方案存在数量众多的假设条件，难以真实的还原连接角材的实际受力环境，所得结果不够可靠。
4.鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
5.需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。
技术实现要素：
6.本申请的目的是提供一种飞机腹鳍连接角材疲劳试验结构，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
7.本申请的技术方案是：
8.一种飞机腹鳍连接角材疲劳试验结构，包括：
9.机体模拟板；
10.腹鳍假件；
11.两个连接角材，每个连接角材对应连接在腹鳍假件的一侧，与机体模拟板连接，从而将腹鳍假件连接在机体模拟板上。
12.根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机腹鳍连接角材疲劳试验结构中，两个连接角材与机体模拟板、腹鳍假件间通过螺栓连接。
13.根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机腹鳍连接角材疲劳试验结构中，两个连接角材的折角内具有多个沿轴向分布的筋板。
14.本申请至少存在以下有益技术效果：
15.提供一种飞机腹鳍连接角材疲劳试验结构，其设计腹鳍假件通过两侧的连接角材连接在机体模拟板上，是以机体模拟板代替机体，以腹鳍假件代替腹鳍，可真实的还原连接角材实际的边界条件，将机体模拟板固定，通过试验机连接腹鳍假件向连接角材施加试验载荷，可真实的还原连接角材的实际受力环境，考核连接角材的疲劳特性，得到准确的考核结果。
附图说明
16.图1是本申请实施例提供的飞机腹鳍连接角材疲劳试验结构的示意图；
17.图2是本申请实施例提供的腹鳍假件的示意图；
18.图3是本申请实施例提供的连接角材及其筋板示意图；
19.其中：
20.1-机体模拟板；2-腹鳍假件；3-连接角材；4-筋板。
21.为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸；此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
22.为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
23.此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示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，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
24.此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。
25.下面结合附图1至图3对本申请做进一步详细说明。
26.一种飞机腹鳍连接角材疲劳试验结构，包括：
27.机体模拟板1；
28.腹鳍假件2；
29.两个连接角材3，每个连接角材3对应连接在腹鳍假件2的一侧，与机体模拟板1连接，从而将腹鳍假件2连接在机体模拟板1上。
30.对于上述实施例公开的飞机腹鳍连接角材疲劳试验结构，领域内技术人员可以理解的是，其设计腹鳍假件2通过两侧的连接角材3连接在机体模拟板1上，是以机体模拟板1
代替机体，以腹鳍假件2代替腹鳍，可真实的还原连接角材3实际的边界条件，将机体模拟板1固定，通过试验机连接腹鳍假件2向连接角材3施加试验载荷，可真实的还原连接角材的实际受力环境，考核连接角材的疲劳特性，得到准确的考核结果。
31.对于上述实施例公开的飞机腹鳍连接角材疲劳试验结构，领域内技术人员可以理解的是，其中机体模拟板1模拟连接角材3在机体上的连接部位进行设计，腹鳍假件2仿照实际的腹鳍进行制造，机体模拟板1、腹鳍假件2的具体形状、尺寸，可由相关技术人员在应用本申请时，根据具体实际进行确定，以能够真实的还原连接角材3实际的边界条件及其受力环境为目的，在此不再做更细致的说明。
32.在一些可选的实施例中，上述的飞机腹鳍连接角材疲劳试验结构中，两个连接角材3与机体模拟板1、腹鳍假件2间通过螺栓连接，螺栓连接的具体部位，可根据连接角材3连接机体、腹鳍的实际进行确定。
33.在一些可选的实施例中，上述的飞机腹鳍连接角材疲劳试验结构中，两个连接角材3的折角内具有多个沿轴向分布的筋板4，以改进连接角材3的疲劳特性，在进行具体试验时可分别采用带有筋板4的连接角材，以及不带用筋板4的连接角材，通过试验结果的对比，对带有筋板4角材疲劳特性的改进程度进行评估。
34.说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
35.至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。
技术特征：
1.一种飞机腹鳍连接角材疲劳试验结构，其特征在于，包括：机体模拟板(1)；腹鳍假件(2)；两个连接角材(3)，每个所述连接角材(3)对应连接在所述腹鳍假件(2)的一侧，与所述机体模拟板(1)连接，从而将所述腹鳍假件(2)连接在所述机体模拟板(1)上。2.根据权利要求1所述的飞机腹鳍连接角材疲劳试验结构，其特征在于，两个所述连接角材(3)与所述机体模拟板(1)、腹鳍假件(2)间通过螺栓连接。3.根据权利要求1所述的飞机腹鳍连接角材疲劳试验结构，其特征在于，两个所述连接角材(3)的折角内具有多个沿轴向分布的筋板(4)。
技术总结
本申请属于飞机腹鳍连接角材疲劳试验技术领域，具体涉及一种飞机腹鳍连接角材疲劳试验结构，包括：机体模拟板；腹鳍假件；两个连接角材，每个连接角材对应连接在腹鳍假件的一侧，与机体模拟板连接，从而将腹鳍假件连接在机体模拟板上。机体模拟板上。机体模拟板上。
