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公开(公告)号：CN110717298A
公开(公告)日：2020-01-21
申请号：CN201910978874.7
申请日：2019-10-15
Applicant: 西北工业大学 , 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F30/23 , G16C60/00 , G06F119/14 , G06F111/10
Abstract: 本发明公开了一种积分型静力渐进损伤破坏模型的试验数据处理方法，采用一种简单方式在试验件受力破坏过程中测量远端试验数据，远端即指远离试验件构形局部变化位置且在试验件有效段内，配以精细的非线性数值有限元模型，并采用数值反演的方法获得积分型静力渐进损伤破坏模型的最佳模型参数。本发明可以提高静力渐进损伤破坏模型的精细程度，有利于对金属材料在多轴应力状态下结构细节危险点的损伤累积破坏的高精度预测，进一步确保结构的强度安全。
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公开(公告)号：CN110674599A
公开(公告)日：2020-01-10
申请号：CN201910905737.0
申请日：2019-09-24
Applicant: 西北工业大学 , 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本发明公开了气动伺服弹性系统非定常气动载荷的有理近似优化方法通过已有商用工程数值计算软件获取分析结构的两类原始数据，在此基础上，运用现代工程分析公认的非定常气动力有理近似表达形式，建立了一种线性项系数及非线性项系数两类变量的两级交替双重迭代数值优化算法。两级双重优化迭代直至达到获得高精度的有理近似拟合式中的最佳系数，提高了飞机选定结构的气动伺服弹性系统建模分析中非定常气动载荷历程的预计精度，极大降低有理近似拟合误差，从而为飞机气动伺服弹性系统的动响应、动稳定性以及主动弹性控制提供高精度载荷历程数值。
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公开(公告)号：CN109697319A
公开(公告)日：2019-04-30
申请号：CN201811585787.7
申请日：2018-12-24
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本发明提出了一种有限元非匹配网格数据传递方法。该方法包括以下步骤：基于LLM方法，构造LLM非匹配网格位移传递关系；基于Mortar方法，构建Mortar非匹配网格载荷传递关系；基于LLM非匹配网格位移传递关系和Mortar非匹配网格载荷传递关系，引入网格界面载荷修正因子，构造用于传递有限元非匹配网格数据的混合LLM-Mortar传递关系，以使在非匹配网格界面处数据传递能量守恒。本发明实施例有效克服了传统基于Mortar方法界面数据传递在模型耦合迭代过程中收敛性差，甚至发散等不足；本发明基于界面能量守恒原理，通过引入载荷修正因子，实现了LLM和Mortar两种方法相结合的完备性；对于实现结构多(子)模型耦合迭代分析、结构多尺度分析过程中非匹配网格数据传递具有重要的应用价值。
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公开(公告)号：CN119830453A
公开(公告)日：2025-04-15
申请号：CN202411906278.5
申请日：2024-12-23
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/27 , G06F30/23 , G06F111/10 , G06F111/08
Abstract: 本申请属于飞机结构不确定性量化技术领域，具体涉及一种飞机结构不确定性量化方法，包括：步骤一、根据结构模型变量的概率分布，抽取N个输入样本xj(j＝1,…,N)，构建输入样本池S；步骤二、从输入样本池S中随机选择N0个输入样本x0,j(j＝1,…,N0)，利用有限元模型计算输出响应y0,j(j＝1,…,N0)，得到初始训练样本集T0＝{x0,j,y0,j}(j＝1,…,N0)，以此构建初始Kriging模型#imgabs0#步骤三、以复合学习函数，更新初始Kriging模型#imgabs1#得到计算用Kriging模型gK；步骤四、根据结构模型输入变量的概率分布，抽取输入样本xj(j＝1,…,M)，利用计算用Kriging模型gK预测输入样本对应的输出响应#imgabs2#步骤五、输入样本的输出响应#imgabs3#估计输出响应的均值、方差，以及估计结构模型的失效概率。
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公开(公告)号：CN112816323B
公开(公告)日：2024-05-24
申请号：CN202011611208.9
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
Abstract: 本发明属于航空结构强度设计领域，特别是涉及一种机身壁板剪切屈曲载荷的判断方法。所述方法包括：在机身壁板蒙皮上布置蒙皮应变片；根据蒙皮应变片位置布置长桁应变片，其中蒙皮应变片粘贴方式为花片、长桁应变片粘贴方式为单片；获取蒙皮应变片和长桁应变片的应变数据曲线，并将蒙皮应变数据曲线存在掉头或拐折的蒙皮应变片位置确定为待定位置；根据所述待定位置的蒙皮应变曲线和与所述待定位置对应的长桁应变曲线确定所述待定位置是否发生屈曲以及发生屈曲时的屈曲载荷。通过该方法能够准确判断屈曲点以及屈曲点处的屈曲载荷。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117910308A
公开(公告)日：2024-04-19
申请号：CN202311860550.6
申请日：2023-12-31
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F30/23
Abstract: 本申请提供了一种含温度梯度的蒙皮单元温度载荷处理方法及装置，包括：构建多个数组，所述数组包括四边形和三角形单元数组、属性数组和节点温度数组；获取蒙皮模型输入数据、属性输入数据及节点温度输入数据，并解析上述输入数据获得参数；将上述输入数据解析出的参数赋值于四边形单元数组、三角形单元数组、属性数组、节点温度数组，根据属性数组和节点温度数组对四边形和三角形单元数组元素中的单元厚度和节点温度进行更新；之后，根据温度梯度和更新后的四边形和三角形单元数组元素中的单元厚度和节点温度对四边形和三角形单元数组中的中面温度参数再次进行更新；根据更新完毕后的四边形和三角形单元数组输出含温度梯度的温度载荷输出数据。
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公开(公告)号：CN117725656A
公开(公告)日：2024-03-19
申请号：CN202311859874.8
申请日：2023-12-30
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F30/13 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供了一种开口边梁与支撑隔框组合结构的刚度匹配优化方法，包括：确定开口边梁与支撑隔框的结构参数；根据开口边梁和支撑隔框的结构构型，通过优化开口边梁、支撑隔框的厚度以及支撑隔框间距，使得开口边梁与支撑隔框的体积最小；建立数学模型，数学模型包括目标函数、开口边梁承载能力约束条件及支撑隔框刚度约束条件；建立开口边梁剖面回转半径与其厚度的拟合关系，将其带到开口边梁承载能力约束条件中得到隔框间距与开口边梁厚度的关系式，将关系式带入隔框刚度约束条件中，得到支撑隔框厚度与开口边梁厚度的关系，从而形成以开口边梁厚度为单一变量的一维参数优化问题，求解可该问题得到最优的开口边梁与支撑隔框组合结构匹配刚度。
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公开(公告)号：CN112699487B
公开(公告)日：2022-10-11
申请号：CN202011613009.1
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 , G06F113/24 , G06F113/28 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种复合受载壁板进张力场后的紧固件载荷计算方法，述复合受载壁板包括由长桁、竖筋构成的矩形骨架，在矩形骨架外部包覆有蒙皮，蒙皮通过紧固件与矩形骨架连接；所述方法包括：以壁板的中心为原点建立坐标系；计算壁板进张力场应力状态后剪应力产生的对角拉伸应力与纯剪应力分量；基于所述对角拉伸应力与纯剪应力分量，通过角度变换计算壁板进张力场后名义剪应力产生的应力状态；叠加壁板名义正应力，计算壁板进张力场后的最终应力状态；分别计算壁板x方向和y方向紧固件载荷。本方法弥补了传统计算方法在理论上没有考虑张力场对角拉伸角度对紧固件载荷合力影响的不完备性，提高壁板进张力场后紧固件载荷理论计算的准确性。
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公开(公告)号：CN112816323A
公开(公告)日：2021-05-18
申请号：CN202011611208.9
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
Abstract: 本发明属于航空结构强度设计领域，特别是涉及一种机身壁板剪切屈曲载荷的判断方法。所述方法包括：在机身壁板蒙皮上布置蒙皮应变片；根据蒙皮应变片位置布置长桁应变片，其中蒙皮应变片粘贴方式为花片、长桁应变片粘贴方式为单片；获取蒙皮应变片和长桁应变片的应变数据曲线，并将蒙皮应变数据曲线存在掉头或拐折的蒙皮应变片位置确定为待定位置；根据所述待定位置的蒙皮应变曲线和与所述待定位置对应的长桁应变曲线确定所述待定位置是否发生屈曲以及发生屈曲时的屈曲载荷。通过该方法能够准确判断屈曲点以及屈曲点处的屈曲载荷。
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公开(公告)号：CN112733257A
公开(公告)日：2021-04-30
申请号：CN202011610259.X
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 , G06F30/20 , G06F113/28 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种承受对称集中载荷的圆拱形加强框结构参数确定方法，包括：建立圆拱形加强框的数学模型，在圆拱形加强框承受对称集中载荷时，确定圆拱形加强框的受力状态、变形协调条件；所述对称集中载荷为在机身与尾翼连接交点处向加强框顶部施加的垂向集中对称载荷，在承受对称集中载荷时，所述支持端面上将产生顺时针或逆时针方向的弯矩；确定圆拱形加强框任意剖面的弯矩、剪力的表达式；根据加强框任意剖面对应的转角，确定所述加强框任意剖面腹板厚度，并确定加强框任意剖面框缘条面积。本发明有效克服了传统方法在支持端面处未考虑弯矩作用时，边界条件模拟不够精确，影响结构参数优化设计的精准度的问题。
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