技術(shù)總結(jié)
本實(shí)用新型公開了一種機(jī)翼壁板疲勞試驗(yàn)件，屬于飛機(jī)疲勞強(qiáng)度試驗(yàn)領(lǐng)域。包括考核段(1)、過渡段(2)以及夾持段(3)，考核段(1)的兩端分別通過過渡段(2)連接夾持段(3)，所述過渡段(2)的厚度自考核段(1)向夾持段(3)延伸的方向斜削變厚，所述考核段(1)中央開孔，形成考核區(qū)(11)，所述考核區(qū)(11)與過渡段(2)之間開孔，形成兩端凹陷區(qū)(12)，考核段(1)兩側(cè)向內(nèi)凹陷，形成兩側(cè)凹陷區(qū)(13)。本實(shí)用新型疲勞試驗(yàn)件采用圓角光滑過渡和厚度均勻斜削過渡相結(jié)合的方式，避免了試驗(yàn)件在夾持段提前破壞。試驗(yàn)中疲勞試驗(yàn)進(jìn)行順利，試驗(yàn)在大開口考核段的考核區(qū)附近發(fā)生破壞，優(yōu)化效果顯著。

技術(shù)研發(fā)人員：朱亮;張彥軍;王新波;雷曉欣
受保護(hù)的技術(shù)使用者：中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司西安飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所
文檔號(hào)碼：201620991066
技術(shù)研發(fā)日：2016.08.29
技術(shù)公布日：2017.03.08