公开(公告)号：CN114239150A

公开(公告)日：2022-03-25

申请号：CN202111614563.6

申请日：2021-12-27

Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

Inventor： 王继普 ,  张志楠 ,  唐长红 ,  宁宇 ,  王新波 ,  闵强 ,  胡健福

IPC: G06F30/15 ,  G06F119/04

Abstract: 本申请属于航空连接结构设计领域，特别涉及一种飞机拐折连接结构及其抗疲劳设计方法。包括：接头、剪切角片以及连接角盒。接头包括接头外缘条设置在接头腹板的外侧，接头内缘条设置在接头腹板的内侧，接头外缘条与机身侧壁板连接；剪切角片包括第一角片外缘条以及第二角片外缘条均设置在角片腹板的外侧，第一角片外缘条与第二角片外缘条连接，且两者之间具有预定角度，第一角片外缘条与飞机顶板或地板连接，第二角片外缘条与机身侧壁板连接；连接角盒包括角盒缘条与角盒腹板连接，两个立筋分别设置在角盒缘条与角盒腹板构成的组件的两端，角盒缘条与飞机顶板或地板连接；通过紧固件将接头腹板、角片腹板以及角盒腹板连接。

公开(公告)号：CN112699463A

公开(公告)日：2021-04-23

申请号：CN202011599138.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

Inventor： 张彦军 ,  宁宇 ,  雷晓欣 ,  薛海峰

IPC: G06F30/15 ,  G06F119/04 ,  G06F119/14

Abstract: 本发明属于航空结构疲劳领域，具体涉及一种飞机结构疲劳寿命快速评估方法。本发明的方法以飞机设计目标寿命为基础，基于细节疲劳额定值法，通过分析给出不同应力比、不同地空地应力水平下疲劳裕度曲线，可用于在飞机结构设计初期，快速评估结构应力水平高低对疲劳寿命的影响。本方法所需参数少，使用便捷，可用于快速确定各类飞机在结构设计初期满足目标寿命要求的地空地应力水平，并可进一步用于指导结构参数的确定。

公开(公告)号：CN107328561A

公开(公告)日：2017-11-07

申请号：CN201710597738.4

申请日：2017-07-20

Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

Inventor： 闵强 ,  王亚芳 ,  王新波 ,  宁宇

IPC: G01M13/00

CPC classification number: G01M13/00

Abstract: 本发明公开了一种飞机发动机吊挂接头疲劳试验设计方法，属于飞机结构件疲劳试验技术领域。所述方法包括首先获取各个载荷工况下的吊挂接头载荷；其次，按照所述吊挂接头上各缘条刚度比例对所述吊挂接头载荷进行载荷分配，对试验件结构形式进行简化；试验时，采取双向独立加载的方式对所述吊挂接头进行载荷加载；并在所述吊挂接头的待考核部位进行状态监控，采集试验数据；最后，根据采集的试验数据与理论分析结果进行对比，修正计算模型与计算结果。本发明依据载荷按刚度分配规律，对试验件进行简化，采用智能涂层和应变片手段对试验件进行监控并修正计算模型与计算结果，达到了试验考核、监控的目的，同时简化了试验规模和降低了试验成本。

公开(公告)号：CN102680236A

公开(公告)日：2012-09-19

申请号：CN201210146155.7

申请日：2012-05-11

Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

Inventor： 王新波 ,  宁宇 ,  张志楠 ,  王继普

IPC: G01M15/00

Abstract: 本发明属于飞机强度试验技术，涉及一种飞机翼吊发动机结构强度试验加载装置。包括侧前加载作动筒、侧后加载作动筒、前作动筒，下部作动筒，其特征在于，加载装置包括两个侧前加载作动筒、两个侧后加载作动筒、两个前作动筒，下部作动筒。本发明通过互为角度的一对作动筒施加发动机航向载荷，在试验中机翼产生变形情况下保证航向载荷始终沿发动机轴线方向；通过互为角度的一对作动筒施加发动机侧向载荷，在机翼变形情况下保证侧向载荷始终位于水平方向；通过互为角度的一对作动筒施加发动机吊挂侧向载荷，在机翼变形情况下保证侧向载荷始终位于水平方向。该加载装置能够保证机翼变形情况下翼吊发动机载荷的加载精度，使试验考核结果更加准确可靠。

公开(公告)号：CN119692127A

公开(公告)日：2025-03-25

申请号：CN202411863448.6

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

Inventor： 郑洁 ,  宁宇 ,  侯瑞 ,  赵占文

IPC: G06F30/23 ,  G06F30/15 ,  G01M5/00 ,  G06F111/04

Abstract: 本申请属于航空结构设计领域，特别涉及一种超静定约束支持夹具刚度优化方法及系统。包括：步骤S1、确定超静定支持夹具上各约束点的刚度变量、载荷目标值以及优化目标；步骤S2、建立包含试验件以及超静定支持夹具的有限元模型，在有限元模型上施加刚度约束以及试验载荷；步骤S3、进行有限元求解，得到各约束点的载荷计算值；步骤S4、将载荷计算值与载荷目标值进行对比分析，计算出对比结果，判断对比结果是否满足优化目标；若不满足，则调整各约束点的刚度后，返回步骤S3，循环迭代，直至对比结果满足优化目标，输出各约束点的刚度分布。本申请可以得到超静定支持夹具的刚度分布，为超静定支持夹具设计提供支持。

公开(公告)号：CN114239150B

公开(公告)日：2022-08-19

申请号：CN202111614563.6

申请日：2021-12-27

Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

Inventor： 王继普 ,  张志楠 ,  唐长红 ,  宁宇 ,  王新波 ,  闵强 ,  胡健福

IPC: G06F30/15 ,  G06F119/04

Abstract: 本申请属于航空连接结构设计领域，特别涉及一种飞机拐折连接结构及其抗疲劳设计方法。包括：接头、剪切角片以及连接角盒。接头包括接头外缘条设置在接头腹板的外侧，接头内缘条设置在接头腹板的内侧，接头外缘条与机身侧壁板连接；剪切角片包括第一角片外缘条以及第二角片外缘条均设置在角片腹板的外侧，第一角片外缘条与第二角片外缘条连接，且两者之间具有预定角度，第一角片外缘条与飞机顶板或地板连接，第二角片外缘条与机身侧壁板连接；连接角盒包括角盒缘条与角盒腹板连接，两个立筋分别设置在角盒缘条与角盒腹板构成的组件的两端，角盒缘条与飞机顶板或地板连接；通过紧固件将接头腹板、角片腹板以及角盒腹板连接。

公开(公告)号：CN114282307A

公开(公告)日：2022-04-05

申请号：CN202111664257.3

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

Inventor： 薛海峰 ,  宁宇 ,  张彦军 ,  周颜 ,  雷晓欣

IPC: G06F30/15

Abstract: 本申请提供一种飞参应变预测模型的多参数优化方法，所述方法包括：步骤一、将包含飞行参数数据和应变数据的数据集划分为训练集和预测集；步骤二、对所有飞行参数数据进行归一化处理；步骤三、选取核函数为径向基核函数；步骤四、建立基于支持向量机的飞参‑应变预测模型；步骤五、选取目标函数；步骤六、设置飞参‑应变预测模型中多个参数的取值范围；步骤七、搜寻多个参数的最优取值，满足目标函数的要求。本申请提供的飞参应变预测模型多参数优化方法能够快速得到多个参数的最优取值范围，使得飞机关键结构预测应变的输出满足精度要求，节省了大量的人力和物力，该方法可广泛应用于航空航天结构强度分析和健康监控之中。

公开(公告)号：CN114218685A

公开(公告)日：2022-03-22

申请号：CN202111667289.9

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

Inventor： 朱亮 ,  宁宇 ,  雷晓欣 ,  张彦军

IPC: G06F30/15 ,  G06F111/08 ,  G06F119/02 ,  G06F119/04 ,  G06F119/14

Abstract: 本发明属于航空结构设计领域，具体涉及一种疲劳失效模式与飞机结构健康关键指标关系构建方法；本申请步骤包括：步骤S1：将飞机机翼结构分为第一层级、第二层级与第三层级，第一层级包括机翼结构的主要关键件；第二层级包括机翼关键件的结构件；第三层级包括各关键件的结构件的细节部位；步骤S2：根据飞机机翼结构受载特点、层级关系，获取机翼结构的传力路线，将飞机机翼分为多个结构类别；步骤S3：根据机翼结构的传力路线，建立机翼结构的每个层级间的串并联关系；步骤S4：计算第三层级的疲劳可靠性寿命；步骤S5：基于所述结构类别以及串并联关系确定机翼结构整体的疲劳可靠性寿命，本申请解决以往无法评估飞机结构的健康状态的问题。

公开(公告)号：CN109490116A

公开(公告)日：2019-03-19

申请号：CN201811523819.0

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

Inventor： 张彦军 ,  朱亮 ,  宁宇 ,  秦剑波 ,  王新波

IPC: G01N3/32

Abstract: 本发明属于航空疲劳试验领域，具体涉及到一种全尺寸疲劳试验的机翼垂向加载方法，本发明的方法通过多载荷工况下压心按照损伤轻重进行加权处理，从而确定加载作动筒位置；本发明所提出的全尺寸疲劳试验机翼垂向加载设计方法，是在满足机翼各控制切面的剪力、弯矩、扭矩与设计载荷情况误差满足要求的前提下得到的，可广泛应用于各种飞机全尺寸疲劳试验机翼垂向加载点的设计。

公开(公告)号：CN108108521A

公开(公告)日：2018-06-01

申请号：CN201711229740.2

申请日：2017-11-29

Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

Inventor： 张志楠 ,  王新波 ,  宁宇 ,  严红 ,  王亚芳

IPC: G06F17/50

Abstract: 本发明公开了一种获取飞机结构疲劳寿命的方法。所述获取飞机结构疲劳寿命的方法包括如下步骤：步骤1：获取疲劳质量指数以及Seq参数；步骤2：通过公式获取飞机结构疲劳寿命。本申请的获取飞机结构疲劳寿命的方法通过引入疲劳质量指数，从而能够快速实现运输类飞机结构疲劳分析，获取飞机结构疲劳寿命。本申请的飞机结构疲劳分析方法，通过构造新的数学模型，基于类似机型疲劳寿命验证经验的基础上，采用少量的输入条件，在飞机方案设计阶段完成快速疲劳分析。