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公开(公告)号：CN114722486A
公开(公告)日：2022-07-08
申请号：CN202111667288.4
申请日：2021-12-31
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/02
Abstract: 本发明属于飞机的损伤容限分析领域，涉及一种飞机机翼结构断裂可靠性的计算方法，本申请根据飞机机翼结构参数，分析机翼结构层级关系，所描述的层级关系包括三个层级，第一个层级组成机翼结构的主要关键结构如翼身连接接头结构，机翼壁板结构等，第二个层级组成机翼关键结构的结构件，如组成机翼壁板的外翼1#‑5#上下壁板等，第三个层级组成结构件的断裂关键部位，如机翼壁板展向连接等；根据机翼结构层级关系，分析不同层级结构载荷传递特征，所描述的载荷传递特征包括相似/不相似单传力，相似/不相似非独立多传力，相似/不相似独立多传力；根据结构载荷传递特征，确定不同层级结构断裂可靠性算法，所描述的算法，包括串联结构、并联结构、k/n系统断裂可靠性算法；依据Walker公式，完成第三层级断裂关键部位的裂纹扩展分析；依据裂纹扩展分析结果和断裂可靠性算法，完成不同层级结构断裂可靠性分析，确定整个机翼结构的断裂可靠性。
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公开(公告)号：CN114282308A
公开(公告)日：2022-04-05
申请号：CN202111664497.3
申请日：2021-12-31
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/04 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供了一种多任务剖面下的飞机疲劳寿命计算方法，所述方法包括：步骤一、确定给定飞机的目标寿命，任务剖面数量以及各任务剖面所占的比例；步骤二、获取第i个任务剖面的应力谱序列，应力循环列中包含多个应力循环对，确定每个应力循环对的地空地最大应力、地空地最小应力和地空地应力比；步骤三、确定第i个剖面下的第k个循环对的损伤和地空地损伤；步骤四、计算第i个剖面下的总损伤；步骤五、重复步骤二至四，得到所有剖面的各自损伤，并累加得到当量剖面损伤；步骤六、计算第i个剖面下基于当量剖面损伤的当量地空地循环数；步骤七、计算第i个剖面的最大许用应力；步骤八、计算第i个剖面的疲劳裕度；步骤九、计算该关键部位的裕度。
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公开(公告)号：CN113049359A
公开(公告)日：2021-06-29
申请号：CN201911368388.X
申请日：2019-12-26
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 一种测试金属材料细节疲劳强度截止值试验件及制做方法，其特征在于，首先用被测金属材料制作一个长方形金属板作为试验件的本体；在金属板两侧中间部位分别对称加工两个内陷圆弧，在两个内陷圆弧处，距离圆弧外缘等宽圆弧区范围内，对金属板的正反两面进行激光强化，形成内陷的激光强化圆弧区。
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公开(公告)号：CN112699466A
公开(公告)日：2021-04-23
申请号：CN202011599551.6
申请日：2020-12-29
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于航空结构设计技术领域，公开了一种薄壁加筋结构屈曲疲劳分析方法，基于薄壁加筋结构屈曲疲劳试验结果分析，开展不同参考应力与寿命的相关性研究，引入了屈曲疲劳影响系数，给出了基于DFR法的半经验、半理论的工程屈曲疲劳计算公式，可用于工程中快速确定薄壁加筋结构屈曲疲劳寿命以及大规模工程计算，解放了人员劳动力。
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公开(公告)号：CN110674557A
公开(公告)日：2020-01-10
申请号：CN201910828635.3
申请日：2019-09-03
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F30/17
Abstract: 本申请属于航空发动机进排气系统多S弯中心线设计技术领域，具体涉及一种多S弯中心线的设计方法，包括以下步骤：步骤1、根据航空发动机进排气系统的需求，确定多S弯中心线的总水平长度L、总纵向偏距DY，并选取坐标原点，确定多S弯中心线起始端点的坐标、终止端点的坐标；步骤2、多S弯中心线依次包括n个首尾相接的单S弯中心线，确定各个单S弯中心线的水平长度li、纵向偏距DYi，其中，i＝1、2、......、n；步骤3、对各个单S弯中心线进行设计。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106355007B
公开(公告)日：2019-01-18
申请号：CN201610766355.0
申请日：2016-08-29
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明涉及一种飞机地空地损伤的确定方法，属于疲劳寿命试验领域。首先将载荷谱曲线离散出多个数据点，其次，确定累积频次与应力之间的关系，然后拟合累积频次与应力之间的指数方程，最后确定一次地空地飞行的累积频次，并根据指数方程计算应力值，进而能够根据应力值确定出地空地损伤，本发明所提出的通用类飞机地空地损伤的确定方法，理论依据清楚，步骤简便，便于计算机编程实现自动化计算。可用于迅速准确地确定飞机各关键部位的地空地循环损伤。在满足适航认证要求的前提下得到的，可广泛应用于各种通用类飞机地空地损伤的确定。
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公开(公告)号：CN106355007A
公开(公告)日：2017-01-25
申请号：CN201610766355.0
申请日：2016-08-29
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F19/00
CPC classification number: G06F19/00
Abstract: 本发明涉及一种飞机地空地损伤的确定方法，属于疲劳寿命试验领域。首先将载荷谱曲线离散出多个数据点，其次，确定累积频次与应力之间的关系，然后拟合累积频次与应力之间的指数方程，最后确定一次地空地飞行的累积频次，并根据指数方程计算应力值，进而能够根据应力值确定出地空地损伤，本发明所提出的通用类飞机地空地损伤的确定方法，理论依据清楚，步骤简便，便于计算机编程实现自动化计算。可用于迅速准确地确定飞机各关键部位的地空地循环损伤。在满足适航认证要求的前提下得到的，可广泛应用于各种通用类飞机地空地损伤的确定。
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公开(公告)号：CN103530486A
公开(公告)日：2014-01-22
申请号：CN201310543115.0
申请日：2013-11-05
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明属于飞机设计技术领域，涉及一种飞机螺栓的疲劳寿命设计方法。本发明根据螺栓受力特点，从疲劳损伤容限研究领域给出了螺栓的疲劳寿命设计方法。本发明使用的理论依据正确，分析步骤清晰、简单，计算过程便于计算机自动化迭代计算。本发明的提出解决了螺栓疲劳寿命设计时应同时考虑拉伸应力及剪切应力对螺栓疲劳寿命影响的问题。本发明先根据螺栓的受载特点，计算出螺栓的拉应力及剪切应力；然后采用强度第四理论，将螺栓承受的拉应力、剪切应力折算成当量拉应力；再根据螺栓自身结构特点，计算出螺栓固有性能DFR值；最后采用细节疲劳额定值DFR方法设计螺栓。
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公开(公告)号：CN102944211A
公开(公告)日：2013-02-27
申请号：CN201210451926.3
申请日：2012-11-12
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本发明属于航空疲劳损伤容限领域，特别是涉及到一种飞机整体翼梁止裂筋条面积的确定方法，包括确定整体翼梁的弯矩M的步骤、确定整体翼梁中未开裂部分中性轴到止裂筋条的距离y及抗弯模量I的步骤、计算翼梁下缘条起裂扩展至止裂筋条时的裂尖应力强度因子K并进行判断的步骤。本发明根据整体翼梁结构形式及传力特点，从疲劳损伤容限研究领域给出了整体翼梁止裂筋条结构参数的确定方法。本发明使用的理论依据正确，分析步骤清晰、简单，剖面特性计算便于计算机自动化迭代计算。本发明的提出解决了整体翼梁止裂筋条面积确定的难题。
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公开(公告)号：CN209198065U
公开(公告)日：2019-08-02
申请号：CN201822026568.7
申请日：2018-12-04
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本实用新型提供了一种机身典型结构疲劳试验件，包括框缘、蒙皮、楔形垫板、长桁接头和长桁，部件通过螺钉连接，其特征在于，蒙皮在试验夹持段布置楔形垫板，试验夹持段的形心与试验等直段处的蒙皮长桁的组合形心保持一致；楔形垫板为斜削过渡斜台的结构形式，过渡梯度为3°，并在楔形垫板锐边适当倒角；长桁在楔形垫板斜台处弯折，楔形垫板的上部斜面与长桁底面、楔形垫板的下部平面与蒙皮上表面分别紧密贴合，三者之间用紧固件连接。试验加载端的载荷可以均匀的传递到蒙皮长桁上，使得机身典型结构疲劳试验件考核段的试验结果真实可靠。
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