1、工HB 6502 91 Airplane rigidity test and requirement 1991-08-03发布1991 10一口1实中华人民共工业部批准l 主题内容与适用范围. . . 2 引用标准.3 术语4 刚度试验. 5 刚度判据. 目次6 技术文件与报告. 附录A飞机刚度要求参考件)( 1 ) ( 1 ) (2) ( 12) ( 12) (14) 中华人民共和国航空航天工业空工业标准飞机刚度与要求HB 6502-91 Airplane rigidity test and requirement 1 主题内容与适用范围1. 1 本标准规定了飞机结构刚度试验的目的、内容、方
2、法及要求，这些内容仅对飞机结构刚度试验提供指导和详尽具体的实施办法。1. 2 本标准适用于各种军用飞机结构(不含直升机)的刚度试验，民用E机亦可参照使用。2 31用标准GB ,. 1 标准化工作导则标准编写的基本规定GJB 67. 1 军用飞机强度和刚度规范总则GJB 67.7 军用飞机强度和刚度规范气动弹性不稳定性GJB 67.9军用飞机强度和刚度规范地面试验GJB 67.12军用飞机强度和刚度规范文件和报告3 术语3. 1 结构刚度飞机结构抵抗载荷引起变形的能力。用产生单位广义位移所需的广义力来表示。3. 2 同小心又称剪心、弯心或扭心。是构件剖面的个几何特征点。当剪力通过该点时，该剖面只
3、产生平移，而无扭转。3. 3 刚心线又叫弯轴、刚轴或弹性袖，是民直构件各剖面t刚心的连线。对大展弦比长直翼面来说，为f 计算上的方便.在许多情况下可近似地看成是一条直线。当剪力作用在同IJ心线上时，构件各剖面将只发生弯曲变形而无扭转，在纯扭矩作用F.刚心线不会产生弯曲变形。3. 4 剖面弯曲同IJ度EI又称剖面抗弯刚度，是拉伸弹性模量E与剖面对中心轴的惯性矩的乘积(N.m/rad)o 3. 5 剖面扭转刚度GJ又称剖面抗扭刚度，是剪切弹性模量G与剖面对刚心的极惯性矩乘积(N m/rad)。3. 6 总体弯曲刚度结构两指定剖面之间产生单位相对弯角所需的弯矩(N m/rad)。航空航天工业部199
4、1-08-03发布1991一10-01实施HB 6502-91 3. 7 总体扭转刚度结构两指定剖面之间产生单位相对扭角所需的扭矩(N m/ract)。3. 8 惯性轴构件各剖面质心的连线。3. 9 柔度影响系数研究飞机结构的弹性变形时，引人广义力P(力或力矩)与广义位移M线位移或角位移), 应用力的叠加原理，构件上的任一点1处的广义位移可写成blz;二fu Pj或fP式中gfaj称为结构的柔度影响系数，定义为仅在构件某一自由度J加单位广义力而其余自由度都不加载时，在构件第i个自由度上产生的广义位移，f称为柔度影响系数矩阵，简称柔度矩阵。由位移互换定理fj=fji 故f是对称矩阵。3. 10
5、对大展弦比妖直翼面.在f!iJ丽本身变形可以忽略的情况下，沿展向取n个剖面，在剖面j刚心处加广义力时，测量剖面i(i=l，2，川同心处的广义位移.与3.9柔度影响系数定义相仿，任一剖面a的广义位移可写成j= L: fiJ Pj或的fP式中:f! j称为翼丽的剖面柔度影响系数.3. 11 操纵系统刚度指除操作部分及舵面以外的操纵系统的刚度(N m/ract或N/m)。3. 12 刚度判据用刚度值和结构的设计参数、几何参数等构成检验刚度是否满足要求的判式，它是通过理论分析和大量实践的验证获得的。4 刚度试验4. 1 目的通过测定静载荷下的结构变形，验证预估的飞机结构刚度特性，为应力分析、气动弹性和
6、动力响应分析与计算提供原始数据。4. 2 内容刚度试验内容从形式上分为两类:一类是结构部件验证性刚度试验，即影响系数和结构刚度试验，在静强度试验之前单独进行g另类是使用载荷刚度试验，在静强度试验过程中进行。下面所列刚度试验内容，可根据实际情况选取。4. 2. 1 机翼刚度4.2.1.1 结构分布刚度对大展弦比长直机翼，包括后掠翼直翼段、测各剖面的EJ、GJ及刚心位置凡，或者测剖面2 HB 6502-91 柔度影响系数及刚心线。4.2.1.2 结构柔度影响系数对小展弦比机翼，包括后掠翼三角区，测翼面的柔度影响系数。4.2.1.3 结构总体刚度对大展弦比机翼，也可测指定剖面相对翼根的总体刚度.分为
7、a.总体弯曲刚度, b.总体扭转刚度m旬，包括对称同，度左右翼对称加载，地面支撑平衡$反对称刚度左右翼反对称加载，自身平衡。由于根部的支承效应，两者测量结果是不同的，反对称刚度大约为相应对称刚度的80%。因副翼反效速度的计算基于反对称刚度，所以在测出对称刚度之后，还应测量反对称刚度，包括从一个副翼中剖面到另一个副翼中剖面之间的机翼反对称刚度。4.2.2 画，翼刚度测量沿副翼转轴方向的分布刚度GJ，EI和两指定剖面间的总体扭转刚度T.0 4.2. 3 水平安定面、全动尾翼或鸭翼刚度水平安定面刚度测量内容类同于机翼，但总体扭转刚度T，只测对称情况。对全动尾翼或鸭翼，还应测根部接头的柔度影响系数。4
8、. 2. 4 升降舵刚度捆H量分布刚度GJ、EI及垂直于舵转轴两指定剖面间的总体扭转刚度T.。4. 2. 5 升降舵外悬段弯曲刚度测外悬段总体弯曲刚度F., 4. 2. 6 垂直安定面刚度测量内容类同于水干安定面。4. 2. 7 方向舵刚度测量分布刚度EJ、GJ及垂直于舵转轴两指定剖面间的总体扭转刚度T，。4. 2. 8 机身刚度测量垂直弯曲刚度、侧向弯曲刚度及扭转刚度za垂直弯曲刚度i圳机身分布刚度E1，及机身指定剖面间的总体刚度Ff I ; b侧向弯曲同，度洲机身分布刚度Eh及机身指定剖面间的总体刚度Ff2 ; C.机身扭转同，度测机身分布刚度GJ及机身指定剖面间的总体刚度T4. 2. 9
9、 操纵系统刚度操纵系统阿，度指操纵线系而言，不包括操作部分和操纵面的刚度，但线系支庵的连接刚度应该考虑在内。试验时，将座舱内的操作部分固定，在操纵面l1m绞链力制fiM，并在操纵面t测量转角3 HB 6502-91 b。操纵系统同IJ度为CMJ。具体试验项目有za.升降舵操纵系统刚度;b.方向舵操纵系统刚度pc副翼操纵系统刚度zd.调整片操纵系统刚度;e左、有副翼问操纵系统刚度，即左右副翼相互连接线路刚度。若一个副翼锁于中立位rf. .在另副翼施加饺链力矩M.测量刚度时，捆出的转角日为所需测量值的两倍，即其刚度值为:C M./ C0/2) 2M./, 0 如果左、右翼加同向等值饺链力矩M.时，
10、测出两个副翼的转角，0、主饨，其唰度值为C =M./O+且8右)/2J2M./O左+右)4. 2. 10 柔度影响系数对小展弦比翼面、吊挂等，常用柔度影响系数表示其弹性性能。例如三角机翼，可根据其结构特点，把翼面划分成若干小格子，在每个节点上分别加载，测量各节点的柔度影响系数，x1大展弦比民直翼面，还可测剖面柔度影响系数。GL 以翼面为例，柔度影响系数有.a挠度影响系数如f了，表示在翼面上加垂直单位力引起的节点在垂直方向的挠度gb转角影响系数如t:，Y.表示在翼面上加垂直单位力引起的节点的转角gC.剖面柔度影响系数如果剖面本身变形可以忽略，可用剖面柔度影响系数f、俨代替弯曲刚度EI和扭转刚度f
11、表示在翼面k加垂直单位力引起的翼剖面在垂直方向的挠度;flJ表示在翼面上作用个单位纯扭矩，fE展向测得的翼剖面扭角。4. 2. 11 起落架刚度起落架有多种类型，一般情况下均要进行结构mJ度试验。试验载荷有单向、多向载荷，主要是测量各个方向单位载荷下的变形。4. 2. 12 挂架刚度技架指导弹、炸弹，发动机挂架等。这些挂架应进行柔度影响系数测量或结构刚度试验。4. 2. 13 局部刚度由于使用上或其它方面的原因，一些构件局部部位需要测定其某项刚度特性，如:炮架、瞄准具梁等局部刚度测量。4. 2. 14 热咧度对于M数大于2的超音速飞机，应考虑由于空气动力加热引起的刚度损失，通过分析来确定是否要
12、进行热刚度试验。HB 6502-91 可在试验室内模拟气动力及气动加热的条件下，研究确定飞机结构刚度的变化情况。其试验装置与飞机结构瞬态热力试验相近，但测量重点是结构的温度分布和变形。4. 2. 15 含损伤的结构可1J度按照损伤容限原则设计的飞机结构，应进行含允许损伤部位的结构刚度试验，测最在疲劳损伤或单个主要结构元件产生明显局部损坏下的结构刚度，并得出飞机在未修使用周期内，因破损导致的博l度损失。这类试验应在飞机结构疲劳试验或裂纹扩展寿命试验过程中，构件产生了一定的裂纹或某种人为破损情况下进行。4. 2. 16 挠度测量选定某一试验情况，在过载等于一时的载荷作用下，测量结构的挠度。4. 2
13、. 17 使用载荷刚度试验对于飞机构件在大到并包括1.2倍使用载荷的各种加载情况下静态试验，通过对每级载荷增量下选定位置的变形测量，确定导致刚度减小的载荷值，以及接近使用载荷情况下的结构刚度，这类试验在静强度试验飞机上进行。4. 3 试验程序4. 3. 1 试验准备a.编写试验方案根据试验大纲和任务书，确定具体试验方法、试验顺序、试验所采用的支持状态、夹具形式和各种加载、测量仪器设备等;b 夹具设计，制造和试装gC.试验资料如胶布带阁、杠杆阁、安装图和测量点图等gd.设备安装和仪器标定Je.如果使用协调加载装置加载，计饲饥采集系统采集和处理测量数据，要预先编写好试验程序并进行联调，f.准备状态
14、技术质量评审重要的刚度试验项目，试验前要由专门的质量检验机构负责组织准备状态技术质量评审.确认试验准备合格后.方可进行试验。4. 3. 2 试验a.检验试验设备安装完后，应由主管工程师和l检验员进行检查，并在安装合格证上履行签字手续gb预试通过预试，全面检查设备安装情况，载荷大小是否适当等。发现问题可根据具体情况适当调整.及时排除，C.正式试验试验过程中应加强对测量数据的分析。5 HB 6502- 91 4. 3. 3 编写报告a.整理和分析试验数据，计算刚度值gb.编写试验报告。4. 3. 4 试验质量评审重要的刚度试验项目，应由专门的机构对试验结果进行质量评审。4. 4 试验方法4. 4.
15、 1 试验件刚度试验与强度试验在同架飞机上进行，必要时，经过批准，也可在试飞飞机上作部分试验项目。对试验件的具体要求见OJB67.9第2.1. 3条4. 4. 2 支持状态4.4.2.1 全机支持在全机状态下做结构刚度试验，边界条件最为真实。如操纵系统刚度、挂架网l度、小展弦比翼面影响系数测定等，要求边界条件较高，最好在全机状态下进行。试验时，飞机呈水平状态，机轮离地，与地面硬式连接。必要时，还应根据具体构件，在根部相邻部件适当位置增设辅助支持。如机翼在全机状态下试验时，机翼安装在机身上，并在靠近翼根的机身主梁及尾部用千斤顶和机身托架加以支持，为了避免机身滚动带来的影响，左右翼应对称加载。4.
16、4.2.2 部件支持犬展弦比长直翼面、前后机身及舵面等都件，可看作梁式结构，通常用夹具在根部加以固定.这种部件支持试验，可根据需要取较低的安装高度，便于安装、测量。在试验过程中，应对夹具的变形，包括平移、滚转、俯仰等加以监测。如从翼根接头伸出的前后机身两个悬臂梁，做部件刚度试验时，接头处的夹具应设计得足够刚硬，并在前(后)机身试验过程中，在后(前)机身加平衡力和力矩，以减小夹具的变形。4.4.3 加载系统加载系统包括加载装置、传力装置及测力装A:三部分。4.4.3. 加载装置加载装置有配重、加力丝杠、液压作动筒等，可根据载荷的大小和加载的形式加以选定4.4.3.2 传力装置集中载荷常使用翼型卡
17、板、拉力垫杠杆系统或影响系数加载装置，弯矩和扭矩的加载形式见图l、图2、图3。使用协调加载装置加力炬时，两个力用两套作动筒加载为好。图4是影响系数加载装置的种形式。4.4.3.3 测力装置测力装ii:有测力计和载荷传感器。常用的测力计有板簧测力计，掖压测力计;载荷传感器为拉压两用捆1力装宦。安装时，应尽量使测力装置和加载点直接相连。4. 4. 4 位移测量系统4.4.4.1 线位移测量HB 6502- 91 p(加醺图l用杠杆系统加弯矩AY 民加载图2操纵系统舵面加载常用仪器有千(百)分表、游标卡尺和线位穰传感器。干(百)分表在使用过程要注意表头的正确安装并避免机械间隙对测量误差的影响。游标卡
18、尺量程大，精度适中，常用来测量舵偏角。位移传感器精度高，便于实现自动测量。4.4.4.2 角位移测量角位移测量仪器有象限仪、平直仪和角位移传感器等。水准式象限仪量稳大.常用来测量舵偏角。7 8 HB 6502-91 p(加载图3翼面用引型卡校加扭生E立柱接*加载柱横梁载荷传感器加载块位移传感器图4影响系数加载配置加力丝缸H 6502-91 光学平直仪量程小精度高. r IJ!IJ三维方向转角，且不受电磁等物理现象干扰。电感式角1SI移传感器，精度亏平直仪相当，便于自动测量.但只能测量风、H，二维方向，不能测量Ov 上述各种仪器量程、精度与功能各不相同，应按不同试验内容及变值大小，合理选用。4.
19、4.4.3 曲率计、扣角计a.曲率计用来测定构件各个剖面的弯曲刚度EI.通过测量构件在弯矩作用下的位移值.可直接计算出剖面的弯曲刚度E10式中:EI一弯曲刚度，N m 2; M弯矩，Nm;f一位移，m;a和b见图5.b.扭角计EI 二M 2J b(h) 若b 2 因UEI 子摘果a b 因5曲率计2 百分费z 用来测定构件各个剖面的扭转刚度GJ.通过测量构件在扭那一作用下的位移值可直接计算出剖面的扭转刚度GJ0 式中:MK扭矩.N m; (;.一扭转刚度，Nm2;f 位移.m;a和b见图6，1101, CJ77L ab 自4. 4. 5 数据采集与处理4.4.5.1 数据采集y .z=. HB
20、 6502-91 z 图6扭角计为了得到叮靠的试验结果，对每年项具体试验(使用载荷刚度试验除外)，般应取逆续三次相同试验条件下的测量数据，每次分成若干相等的级差，逐级加载、逐级测量。每个测挝点所测得的变形数据，以不少于20个为宜，以检查其变形的重复性和线性。4.4.5.2 数据处理该过程包指:a按仪器的标定系数，分别将载荷传感器、位移传感器测量转换成载荷值和位移值;b对减去初读数的各级变形值做支持柔性修丘，其中包括平移、滚转、俯仰和偏航pC.对每个测量点经过修正后的位移，用最小乘法作直线拟合.d.对结构的弹性变形，用最小二乘法做曲线拟合，绘制结构弹性变形曲线;计算刚度值，绘制刚度曲线。测量数据
21、应在误差允许范围之内。超出这个范围，应予舍弃。常用格拉布斯方法对可疑1直进行舍弃。包括可疑值舍弃的数据处理全过程可nm算机去完成。试验前，Z编好刚度试验数据处用程序并用实例加以校核。4. 5 试验要求4. 5. 1 加载点、测量点、修正点的选取加载点、测量点应尽量选在承力构件上，加载点和测量点应保持段适当的距离，以避开1 0 HB 6502-91 载荷参与对测量值的影响g对修正点的选取更要慎重。4.5.2 仪器仪表要求所用仪器仪表，应经检定合格，备有检定合格证书，并在检定有效期内使用。仪器仪表的量程与所测位移的大小应相适应，并应接近满量程使用，达到j满量程的80%左右为宜。4. 5. 3 载荷
22、使用载荷下的变形测量按给定试验任务书施加载荷。结构刚度和影响系数试验的载荷，以不使试验件产生永久变形或其他任何形式的结构损伤为原则，一般不超过设计载荷的40%.也可根据预试的实际情况确定。如果需要施加更大载荷时，应征得设计单位的同意。4. 5. 4 非线性处理引起试验数据非线性的因素很多，属于需要排除的主要因素有结构的工艺间隙，试件与夹具的对接间隙以及夹具的固定间隙、摩擦等.消除这些非线性最有效的办法是对试件施加预载，预载不计入计算载荷之中。.属于结构自身的非线性，应如实测出，或按任务书的要求加以消除。4. 5. 5 试验设备试验设备包括支持夹具、加载设备、测量设备等。4.5.5.1 支持夹具
23、支持夹具可与静强度试验夹具合用，也可以单独使用刚度试验专用夹具，其要求是:a.为了消除间隙.须施加足够预载，使支持系统的变形呈线性;b.支持系统的刚度应足够大，为了不致引起过大的修正误差，变形的修正量比测量点的变形量至少应小个数量级gc安装高度要适当，以便于仪器、设备的安装和测量为宜。4.5.5.2 加载设备a.加载设备的设计和选取应保证有适当的强度余量和足够的刚度sb.加低头、抬头力炬应使用同一套杠杆，两根杠杆的长度不宜相差过大，并尽可能选用硬式连接;c禁止使用起重钢索和吊车加载。4.5.5.3 测量设备测量设备包括表架、测量支架、导向滑轮及其固定设备和其它专用测量设备等。主要要求有.a安装
24、、固定牢靠，尽量不使用导向滑轮gb.测量设备应独立安装，防止干扰;C.试验现场应注意排除外界振动和电磁等干扰。4.5日数据检查、分析方法数据检查、分析是一项重要工作，将直接影响到试验的成败。人工测量或自动测量，均应进行此项工作。如发现数据不够理想，应从测试仪器、安装状态，载荷大小和级差是否合适等找出11 原因。检查、分析数据常用的方法是a重复性HB 6502-91 这是检查数据好坏的一项重要的标志。重复性好，表明安装情况良好，试验处于正常状态，所测数据可信度高。完全重复是不可能的，但应在允许的误差范围之内，b线性在线弹性范围内测量数据与载荷间的线性关系，也是数据好坏的一项重要标志。除了构件自身
25、的原因外，线性好表明支持状态良好，各种间隙已经消除，测量数据符合要求，c.对称性这是柔度矩阵一项特有的标志。由于影响系数试验数据比较多，现场试验时，如果全部检杳有困难，可选择若干典型测量点做抽样检查c判断对称惜好坏不是指每对对称点自身，而应以在允许的误差范围之内，对称性好的点数占总点数的百分比作为标准。一般来说.该百分比在70%以上，就认为对称性满足要求。5 刚度判据飞机各部件的刚度判据参见附录A飞机刚度要求(参考件)B 技术文件与报告6. 1 任务书飞机结构刚度试验任务书是刚度试验的依据。由任务的提出单位编写，试验单位从所具备的能力和试验技术、试验周期等方面提出意见。任务书的确定和修改，经双
26、方协商同意签字后生效。6. 1. 1 任务书内容a.试验目的、要求:b.试验项目与具体内容;c.试验件支持状态与技术要求pd载荷值与加载部位;e测量点布置及测量要求，f必要的说明。6. 1. 2 应提供的图纸、资料任务提出单位应及时提供与任务内容有关的图纸和资料，一般应包括;a.飞机的三面图、理论图及有关的结构图纸:b.飞机设叶的结构剖面刚度和结构影响系数计算数据;c其它。6. 2 试验报告报告由试验单位编写.提供给任务提出单位，报告的提交应符合GJB67.12第2.1. I条的规定。6. 2. 1 格式12 HB 6502-91 报告应设封面、标题页、目次、正文、附录等。报告使用A4幅面，其
27、中附图、附表、曲线等，可根据实际需要选取较大的幅面，折叠成A4幅面后装订。6.2.1.1 封面报告封面应包括标题、编号、飞机型号及名称，批次，发出报告的单位及日期、报告密级等。6.2.1.2 标题页a恨告的标题、编号;b. 飞机型号、名称;C.报告的编写、校对、审核、批准者等签字及日期pd.发出报告的单位。6.2.1.3 目次当报告内容较长.超过15页时，应编写目次。目次只列出章和附录的编号、标题及所在的页码。标题与页码之间加指引线。6.2.1.4 正文正义按其内容分成若干章条叙述，层次的划分及章、条的排列格式应符合GB1. 1的有关规定。6.2.1.5 附录为了突出报告的重点.凡与正文内容无
28、直接关系或联系不甚紧密的部分要以附录的形式附在正文的后面。每个附录均应单独立页，不止一个附录时，用大写拉丁字母做序号。其它要求I.GB1.l有关规定。6. 2. 2 内容试验报告一般应包括(徊不限于)下列内容a.试验概况包括试验起止H期、试验地点、完成的项目名称、各试验情况简述、存在的问题等，h试验目的、依据及完成的试验项目;c试件支持状态，d.加载点和测量点位置sC.所周仪器、设备名称、种类及测量精度;f.数据处理方法和必要的计算公式;g.试验结果与分析，包括对线性、重复性及试验的可靠性论述sh照片及必要的说明;i任务括中真他特殊要求的内容。1 3 HB 6502-91 附录A飞机刚度要求(
29、参考件)本附录提供的判据仅供飞机设计阶段参考使用，不作为签订合同的依据。A1 机翼目IJ度A 1. 1 一般要求为了确保飞行安全，应有足够的机翼刚度，以保证机翼在各种条件下，直到UK倍极限速度的任何E行速度F都不发生颤振、发散及其它任何气动弹性不稳定现象，其中K值按有关标准选取。对于军用飞机，其一般要求见GJB67.7第2.1条内容。A 1.2 机翼弯扭颤振对于大展弦比悬臂机翼，一般可用下述公式来估算I陆界颤振速度;,. (0.9 - 0.33k)(I.- O.lr).- IY=(11)1/2 旷气X-z/16)f(M)p.KVJX 14 HB 6502-91 式中zVJX极限速度(当量空速)
30、(m /s)。极限速度的含义见GJB67.I :第2.4. 7条。A 1. 2. 2 在距机翼翼根0.951处的机翼扭转刚度，不应小于O.7 1处的1/8.A 1. 2. 3 当预计机翼阶扭转与一阶弯曲频率之比特别大(大于等于5.的时，上述公式可能给出严重偏高的临界颤振速度。在这种情况下，必须进行详细的颤振分析和其它气动弹性分析。A 1. 2. 4 对于下述情况.A1. 2节的公式不再适用，必须进行详细的颤振分析和其它气动弹性分析:a机身自由度占主要地位的颤振sb.具有双尾撑而不是单个机身的机翼gC.小展弦比机翼(如三角机翼); d.远离翼根处带有大集中质量(例各发动机、油箱等)的机翼(在这方
31、面要特别注意翼尖油箱); e.远离翼根处带有外挂物例如导弹、副油箱等)的机翼(要特别注意翼尖外挂); f在有效的跨音速或超音速下飞行的机翼.(即有效马赫数M0.95的机翼，真中M见A 1. 2); g.特殊平面形状的机翼(例如带转折平面形状的机翼); h.需要考虑操纵面对颤振影响的机翼。A.3 小型飞机机翼(翼型相对高度不大子。.03且无大集中质量的机翼扭转刚度准则小型飞机机翼扭转同1)度准则如下:F&上旦Z飞VJX2 式中 fO巾.F称为机翼扭转挠性系数;且一作用在副翼端点外侧机翼上的单位扭转力矩在第1点引起的机翼扭转角.rad/N 盯1; C, 机翼在1点处的弦长，m;dz一翼展增量.m，
32、V见A1. 2. 1 0 积分只是在副翼的展长进行。试验最好在飞机的每一侧同时作用大小相等、方向相反的扭矩，并测出相对于飞机中心线的扭转角。A2 副翼扭转刚度A2.1 扭转刚度判据定义为.式中2VJx见A1.2.1.f(M)见Al.2, I T. . 亏一(一士)川!(M)I JX0.EJJ T.一在离副翼内、外两端O.1 b.的剖面之间，垂直于饺链线测得的扭转刚度，N-m/radj b. 平行于副翼饺链线测得的副翼展长，m;叫一绞链线后那一部分副翼的几何平均弦长.m。I 5 HB 6502-91 生2.2 上述判据之值不应小于().20-，中带分布平衡质量的画l!翼:0.36 对所有其它副翼
33、。A3 水平安定面的扭转刚度A3.1 扭转刚度非IJ据定义为:1 T. . 二一.(一一-气)，比f (M) Vr x 0. 5b,C; 式巾V;x见AI.2.1.f(M)见A1. 2; T, 在中心线外侧O.8半翼展剖面上垂直于主梁测得的水平安定面扭转向IJ度，在全动尾翼情况下7.扭转刚度应在水平安定回根部相对于机身测出.N m/rad。b, 沿主梁测得的水平尾翼从E机对称面到(巳t整个水平安定面和升降舵的j几L何平均弦长(全面积). m 0 A3.2 上述判据之值不应小于，O. 82不带外侧垂直安定面和方向舵的水平安定而，1. I.? 千古外侧垂直安定面和1方向舵的水平安定面cA4 升降舵
34、扭转刚度A4. 1 升降舵扭转l别度判据定义1 , Tc , 1 寸一.(一半，)f(M)￥J)( be; 式中VJX见A1. 2. 1. f(M)见A1. 2; I E 在机身侧边与同伽l距平尾冀尖O.1 be的两个剖面之间.垂直于饺链线测得的刊降舵扭转同IJ度.N-m/rad; h 平行于饺链轴线测得的从翼尖到中心线(或者当升降脏不连续时到升降舵内相IJ剖面)的展长.m ; 巳饺链线后的那一部分升降舵几何平均弦伏，rn A4.2 上述判据之值不应小子，. S4-普通升降舵;。64对角补偿升降舵dA5 升降舵外悬段弯曲刚度A5. 1 升降舵外悬段(I最外端的交点以外的那部分升降舵)的弯曲刚度
35、判据定SI.为上.(主)/f(M)JX Sod式中gAb是当舵面偏转角为b时由于系统弹性引起的舵面附加偏转角，刊。A9.3 调整片操纵系统的刚度1 9 HB 6502- 91 调整片操纵系统的刚度应该满足以下的条件.即在扭生M , 的作用I、.由f操纵调整片拉杆的弹性引起的调整片附加偏转角的应满足:Jf 1-毛T一M p ( ，号Ip!J，p式中M;p 调整片饺链力短系数对调整片偏角的导数./(Q);Sr 计算佼链力矩，系数时用的调整片面积，n12;b 计算饺链力矩系数时用的调整片弦长.m ; qm, 水平飞行的最大速压，Nfd，M, 扭矩，N m。这个条件和以下的要求中H当，l 1_01运b
36、/2丑;巾， b是调整片偏转角为h时由于系统弹性引起的调整片附加偏转角.(0) 0 A 10 结构变形限制条件A 10. 1 要求加载到使用载仰的情况下.结构应有足够的刚度以保证操纵机构及活动面不被卡滞。A 10.2 结构中不允许有刚度突然变化.特别是对于舵丽和副翼外悬段类的结构更应眩防止。A 10.3 在考虑变形影响后算出的飞机性能成该满足相应的纵向安定性和操纵性的要求u如果在规定的设计情况的使用载荷下变形但都满足F丽的条件.则可以认为变形影响很个而忽略不计.这些条件是:足a.翼尖和农平安定面的尖端在不考虑变形影响的使用载荷作用下的相对挠度f应该l1it运O.07 直翼:t运O.08 后掠角
37、Z45的翼面zf运O.09 后掠角Z.15。的翼面;tO. 01-1节J掠翼;f= 2y cosZ/ I 对机翼，f=2y cosZ/ I t对水平安定面式中，g 翼尖或水平安定而翼尖的战度，m/一机冀的全翼展.m，t, 水平尾翼的全翼展.m 0 b机翼翼尖和农平尾翼翼尖的扭角在任何情况的使用载荷作用F不超过20: L机身相对挠度不超过O.01 ，相对?是度fr-:-:-Yr/Lu 式中Yf在使用载荷下机身尾端挠J主.IllL , 由机翼后固定接头主Ij机身尾端的长i吏.m 20 HB 6502 91 附加说明本标准由航空航天工业部三_.J_.所提出并归口。本标准曲航空航天工业部六二三所、六一所负责起草。本标准主要起草人张金亮、式向凯、沈i青江、宋群祥、罗时伟、洪丽芳.
