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公开(公告)号：CN107521721A
公开(公告)日：2017-12-29
申请号：CN201710596904.9
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
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明公开了一种全尺寸疲劳试验机身航向载荷加载设计方法，属于航空疲劳损伤容限试验领域。所述方法包括首先获得各个工况下机身航向总载荷；其次，确定全机航向加载方案，包括采用与长桁及蒙皮共铆的方式或者采用与长桁、机身框及蒙皮共铆的方式安装多个航向加载接头；之后，计算各航向加载接头的接头载荷上限，并根据航向总载荷确定航向加载接头的加载方案及各航向加载接头的分配载荷；并且分析各加载接头处结构连接的耐久性，提高薄弱部位强度；最后进行航向载荷加载。本发明的提出解决了机身航向载荷加载系统复杂、不易设计的难题。
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公开(公告)号：CN103303493B
公开(公告)日：2015-12-02
申请号：CN201310195632.3
申请日：2013-05-23
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: B64F5/00
Abstract: 本发明属于航空疲劳试验领域，特别是涉及到一种大型飞机强度试验机翼载荷施加装置，包括支柱系统、加载平台、若干个平台移动作动筒以及若干个加载作动筒。本发明通过对计算机控制的可动加载平台，分别按照地面停机载荷和空中飞行1g载荷下机翼变形进行平台位置的控制调整，通过安装在平台上的作动筒进行加载，保证试验中大型飞机机翼大变形情况下载荷施加的方向和量值，提高了试验加载和考核精度；通过机翼载荷的准确施加，保证了原全机试验载荷的平衡，避免了载荷不平衡引起的约束部件结构的考核失真；采用常规作动筒即可实现机翼大变形下的加载，避免使用大行程专用作动筒或者串联作动筒，降低了试验实施的难度，保证了试验的周期。
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公开(公告)号：CN103303493A
公开(公告)日：2013-09-18
申请号：CN201310195632.3
申请日：2013-05-23
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: B64F5/00
Abstract: 本发明属于航空疲劳试验领域，特别是涉及到一种大型飞机强度试验机翼载荷施加装置，包括支柱系统、加载平台、若干个平台移动作动筒以及若干个加载作动筒。本发明通过对计算机控制的可动加载平台，分别按照地面停机载荷和空中飞行1g载荷下机翼变形进行平台位置的控制调整，通过安装在平台上的作动筒进行加载，保证试验中大型飞机机翼大变形情况下载荷施加的方向和量值，提高了试验加载和考核精度；通过机翼载荷的准确施加，保证了原全机试验载荷的平衡，避免了载荷不平衡引起的约束部件结构的考核失真；采用常规作动筒即可实现机翼大变形下的加载，避免使用大行程专用作动筒或者串联作动筒，降低了试验实施的难度，保证了试验的周期。
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公开(公告)号：CN119759871A
公开(公告)日：2025-04-04
申请号：CN202411883619.1
申请日：2024-12-19
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F16/21 , G06F30/23 , G06F30/27 , G06N3/0499 , G06N3/084 , G06F119/14 , G06F119/04
Abstract: 本申请提供一种复杂整体结构的疲劳裂纹扩展参数库构建方法和装置，属于裂纹数据处理领域，该方法包括：构建复杂整体结构有限元模型，对有限元模型进行疲劳裂纹扩展仿真分析获得裂纹扩展数据；对应力强度因子计算式进行简化，构建代理模型；构建神经网络模型，基于裂纹扩展数据对神经网络模型进行训练，得到训练后的神经网络模型；获取新的复杂整体结构的裂纹扩展数据，通过训练后的神经网络模型对新的复杂整体结构不同工况下的裂纹扩展数据进行预测，得到多个新的复杂整体结构的裂纹扩展预测数据，所述裂纹扩展预测数据包括裂纹长度、载荷循环数、应力强度因子及代理模型中的代理系数，从而构建出新的整体结构裂纹扩展全过程的参数库。
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公开(公告)号：CN119670492A
公开(公告)日：2025-03-21
申请号：CN202411773071.5
申请日：2024-12-04
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于飞机发动机吊挂结构建模技术领域，具体涉及一种飞机发动机吊挂连接结构建模方法，包括：步骤一、建立前吊挂接头、后吊挂接头、左侧拉杆、左侧拉杆接头、右侧拉杆、右侧拉杆接头的有限元模型，组装为吊挂结构有限元模型；步骤二、根据传力分析建立发动机简化模型；步骤三、将发动机简化模型接入到吊挂结构有限元模型；步骤四、将吊挂结构有限元模型接入机体有限元模型。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117688316A
公开(公告)日：2024-03-12
申请号：CN202311709774.7
申请日：2023-12-13
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F18/15 , G06F18/2113 , G06F18/213 , G06F18/214 , G06F18/21
Abstract: 本申请提供了一种用于飞机载荷预测的数据降维处理方法，属于飞行器结构分析技术领域，该方法包括：步骤一、获取飞机的飞行参数，对所述飞行参数的数据集进行中心化得到新的飞行参数数据集，将所述新的飞行参数数据集划分为训练集和预测集；步骤二、对基于所述新的飞行参数数据集，建立飞行参数与载荷之间的LASSO线性回归模型；步骤三、选取目标函数；步骤四、选取交叉验证折数，并基于交叉验证方法对训练集下的回归模型进行训练；步骤五、开始线性回归模型训练，得到飞参特征重要性排序，去掉特征重要性排名最低的飞参；步骤六、重复步骤五，直到目标函数数值降低，得到剩余的飞行参数，所述剩余的飞行参数即为降维后的飞行参数。
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公开(公告)号：CN112699463B
公开(公告)日：2022-10-11
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
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。
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公开(公告)号：CN114218685B
公开(公告)日：2022-09-20
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
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。
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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：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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