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公开(公告)号：CN113051699A
公开(公告)日：2021-06-29
申请号：CN201911376783.2
申请日：2019-12-27
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 一种飞机剩余寿命的评估方法，以全机疲劳试验载荷谱作为基础，采用损伤类比计算方法，确定单机损伤计算的基准当量损伤率(每飞行小时当量损伤)。然后，在任一架飞机载荷飞参历程的基础上，确定任一架飞机的当量损伤，快速评估给出单机消耗寿命和剩余寿命。本方法所需参数少，使用便捷，可用于快速确定飞机剩余寿命，并可进一步用于单机寿命监控和结构健康监控。
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公开(公告)号：CN112798408A
公开(公告)日：2021-05-14
申请号：CN202011611050.5
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: 本发明属于航空强度试验技术，涉及对飞机机翼翼梁大开口疲劳试验的夹具设计。通过该夹具使得两段翼梁实现背靠背组合，保证加载的可实施性。本发明使试验件中翼梁考核部位的弯矩和梁腹板剪力与真实载荷保持一致，并且使得载荷传递均匀，消除加载偏心，防止过渡段在试验中提前破坏。
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公开(公告)号：CN112784357A
公开(公告)日：2021-05-11
申请号：CN202011610909.0
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 , G06F30/17 , G06F30/23 , G06F119/02
Abstract: 本发明属于航空结构设计领域，公开了一种孔边角裂纹应力强度因子确定的参数组合方法。通过开孔疲劳试验，确定了不同尺寸角裂纹相对穿透裂纹的修正因子，结合穿透裂纹应力强度因子计算公式，得到可用于快速确定孔边角裂纹应力强度因子的方法，解决孔边角裂纹应力强度因子无理论解且分析困难，缺乏高效可靠的孔边角裂纹应力强度因子确定方法的问题。
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公开(公告)号：CN109490114B
公开(公告)日：2021-05-07
申请号：CN201811520576.5
申请日：2018-12-12
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G01N3/32
Abstract: 本发明属于疲劳试验技术领域，涉及一种全尺寸疲劳试验襟翼载荷加载方法。本发明的方法从疲劳试验技术领域，根据三缝襟翼的传力特点，将多个部件多种角度状态下的襟翼疲劳载荷，均处理到关键角度θ下，主承载部件，主方向施加。并且针对主承载部件分布载荷特征和结构特点，分区处理，按照襟翼与机翼连接点的设计状态与试验状态主方向载荷误差不大于目标误差和考核部位疲劳损伤相当两条原则，通过迭代计算，在保证襟翼对机翼传载和考核的准确的基础上，实现设计的襟翼载荷施加方案最优，即同等效果下，作动筒数最少。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。
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公开(公告)号：CN105574307B
公开(公告)日：2018-05-29
申请号：CN201410535787.1
申请日：2014-10-11
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本发明提供了一种展向连接结构DFR双向修正临界点的判断方法，包括以下步骤：(1)确定展向连接结构的DFR值：根据公式DFR＝DFRbase·A·B·C·D·E·RC得到DFR值。(2)计算针对所计算的展向连接结构在飞机中的具体部位，计算得到该部位的疲劳应力谱，提取出DFR参考应力σg，及其所对应的谱中剪切应力τs，壁板基本厚度ts，连接部位壁板凸台厚度tsp，计算得到的数值等步骤。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107487438A
公开(公告)日：2017-12-19
申请号：CN201710649902.1
申请日：2017-08-01
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: B64C3/14
Abstract: 本发明涉及飞机翼型设计，特别涉及一种高升力翼型。高升力翼型的最大相对厚度为18％C，最大相对位置为32.5％C，最大相对弯度为2.48％C，最大相对弯度位置为35％C，其中，C为弦长，且弦长C为1；所述高升力翼型的工作马赫数范围为0.2～0.56，雷诺数为1.0×106～1.8×107；再根据上下翼面的函数关系式得到本发明的高升力翼型。本发明的高升力翼型克服了高升力翼型的失速特性曲线陡峭的问题，选择较大的头部半径和最大厚度，使上翼面前30％弦长为圆顶形压力分布，翼型中后段的压力恢复曲线为平缓的凹型，后加载减弱，能够有效保持较大的失速迎角，避免大迎角下前缘峰值过高而造成失速特性陡峭，实现失速和缓且高升力的目的。
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公开(公告)号：CN105574307A
公开(公告)日：2016-05-11
申请号：CN201410535787.1
申请日：2014-10-11
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本发明提供了一种展向连接结构DFR双向修正临界点的判断方法，包括以下步骤：(1)确定展向连接结构的DFR值：根据公式DFR＝DFRbase·A·B·C·D·E·RC得到DFR值。(2)计算针对所计算的展向连接结构在飞机中的具体部位，计算得到该部位的疲劳应力谱，提取出DFR参考应力σg，及其所对应的谱中剪切应力τs，壁板基本厚度ts，连接部位壁板凸台厚度tsp，计算得到的数值等步骤。
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公开(公告)号：CN102944211B
公开(公告)日：2016-03-09
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：CN119783457A
公开(公告)日：2025-04-08
申请号：CN202411863457.5
申请日：2024-12-17
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本申请属于飞机健康监测技术领域，涉及一种飞机结构健康监测传感器的布置确定方法及装置。该方法包括：步骤S1、确定原始监测点；步骤S2、获取不同工况的各原始监测点的应变；步骤S3、根据各原始监测点的应变的相关性，确定相关性较小的n个初始监测点；步骤S4、以每个初始监测点作为第一个监测点，构建n个监测方案，对每个监测方案，通过计算皮尔逊相关系数的均方根，确定监测方案中的监测点序列；步骤S5、对每个监测方案，按顺序由少到多选取监测点组合方案，当由选取的监测点测量值与实际值误差小于设定值时，确定最终的监测点组合方案。本申请通过少量的监测点对飞机载荷进行反演，优化了配置传感器数量以及布置位置。
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公开(公告)号：CN119739205A
公开(公告)日：2025-04-01
申请号：CN202411863436.3
申请日：2024-12-17
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本申请属于运输机性能设计的技术领域，特别涉及一种运输机在高净空机场超重量起飞的设计方法及系统，首先根据WTO,待、运输机参数、跑道长度、性能规则计算超重量起飞操纵速度，判断是否超重量起飞；若是，将安全停止的最大速度分别与超重量起飞操纵速度中的其它参数进行分别比较，判断是否存在一发失效，若不存在，则运输机正常起飞。在判定需要进行超重量起飞的前提下，进行超重量起飞操纵速度中各个参数之间是否存在一发失效的情况判断，结合当前的起飞场景条件进行准确的、量化的是否可以超重量起飞的条件判定，实现稳定的、长期的、大量的空中运输判定流程。并能够对一发失效条件下运输机是否能够起飞进行准确判断，适用范围广。
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