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公开(公告)号：CN113051782A
公开(公告)日：2021-06-29
申请号：CN201911372972.2
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: 一种飞机壁板的剩余强度分析方法，根据飞机壁板的设计参数，建立飞机壁板的实体模型，简化实体铆钉，采用弹簧元模拟壁板与长桁之间的铆钉连接关系；将飞机壁板受损伤的裂纹参数引入实体模型；将实体模型进行有限元网格的划分；选择裂纹尖端所在网格单元相邻的一个裂尖临近单元作为结构失效判据单元；一端固支，一端施加位移约束，使实体模型承受位移约束施加的边界支反力；当该结构失效判据单元的应力达到材料破坏强度时，选择该时刻的边界支反力作为剩余强度值。
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公开(公告)号：CN112765780A
公开(公告)日：2021-05-07
申请号：CN202011612918.3
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: G06F30/20 , G06F17/12 , G06F17/18 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于航空航天非晶材料力学行为的分析方法，提出了一种压力作用下非晶体自由体积浓度最大值的计算方法，准确预测结构部件在压力作用下的力学响应。技术方案包括：利用Maxwell模型，结合固态相变动力学里面的速率方程，在平均场框架下得到应力应变曲线。得出的理论结果可以指导工程当中的试验以及做出准确预测，避免结构部件使用中产生意料之外的屈服和断裂。
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公开(公告)号：CN112765779A
公开(公告)日：2021-05-07
申请号：CN202011611857.9
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
IPC: G06F30/20 , G06F119/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于航空疲劳计算技术领域，公开了一种用于激光强化结构件疲劳寿命评估的方法，包括测试某一材料的结构件在激光强化工艺下DFR的截止值；将激光强化工艺下结构件的寿命试验结果与喷丸工艺下结构件的寿命试验结果进行比较，得到表面系数的修正量；计算所述材料在不同结构件形式下喷丸工艺的细节疲劳额定值；依据不同结构件形式对喷丸工艺的细节疲劳额定值进行修正，得到不同结构件形式的第一激光强化细节疲劳额定值；取某一材料的某种结构件形式的第一激光强化细节疲劳额定值与DFR的截止值的较小值作为该种结构件形式的激光强化细节疲劳额定值；根据所述激光强化细节疲劳额定值，利用标准S‑N曲线计算不同结构件形式下的双95％寿命N。
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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
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：CN109684697A
公开(公告)日：2019-04-26
申请号：CN201811533517.1
申请日：2018-12-14
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5009 , G06F17/5095 , G06F2217/78
Abstract: 本发明属于航空结构单机寿命监控领域，具体涉及一种当量损伤模型的确定方法。本发明的方法结合某型飞机疲劳关键部位的结构特点、所使用的材料特性以及经受的载荷/环境谱情况，以全机疲劳试验载荷谱作为基准，基于相对线性损伤累积理论，在分析对比多种当量损伤计算方法的基础上，研究确定适合该型飞机单机寿命监控的当量损伤模型，并提出了基于Gerber公式的当量损伤模型；本发明提出的方法，在满足基准谱损伤真实的基础上，使各当量损伤计算方法得到的结果与基准谱误差最小得出，可广泛应用于各种飞机单机寿命监控中当量损伤模型的综合确定。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN108100223A
公开(公告)日：2018-06-01
申请号：CN201711229759.7
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
Abstract: 本发明公开了一种涡桨飞机。所述涡桨飞机包括主机翼、和缓失速装置以及襟翼，所述襟翼设置在所述主机翼的一侧，所述和缓失速装置设置在所述主机翼的设置有襟翼的一侧并向所述远离该侧的方向延伸；所述延伸长度为防止妨碍所述襟翼运动；所述和缓失速装置两端方向之间的尺寸小于所述主机翼两端方向之间的尺寸。本申请的涡桨飞机通过增加和缓失速装置从而使得机翼的气动性能无明显下降，而失速形态得到改善。并且，该种方法对原机翼的改动很小，对原总体方案和结构设计改动甚小。该装置不改变主翼和增升装置的外形；该装置几乎不改变飞机的高速气动性能，对低速气动性能的影响较小，可以一定程度上改善失速形态。
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公开(公告)号：CN106446344A
公开(公告)日：2017-02-22
申请号：CN201610756549.2
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: 本发明涉及一种缺口结构试验件DFR值的确定方法，属于疲劳寿命试验领域。首先确定所述缺口结构试验件的应力集中系数Kt；之后根据应力集中系数Kt确定疲劳缺口系数Kf；同时获取材料拉伸强度σb；最后获取缺口结构试验件的DFR值。本发明所提出的缺口结构试验件DFR值的确定方法，对于飞机结构中广泛使用的缺口结构细节，不再依赖原先DFR基准值的各种复杂的计算公式，而给出了各种缺口结构细节的DFR计算的统一公式。是基于疲劳基本理论推导得出的，更加符合缺口细节结构的疲劳破坏机理。
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公开(公告)号：CN103544402A
公开(公告)日：2014-01-29
申请号：CN201310541197.5
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: G06F19/00
Abstract: 本发明属于疲劳试验技术领域，涉及一种疲劳开裂结构等效分析谱的构造方法。本发明基于外场数据，因此，得到的疲劳开裂结构等效分析谱能够反映外场实际，谱型为等幅谱，不需要再做载荷谱简化工作，即可应用于改进分析和对比试验，确定改进方案的有效性，大幅缩短试验周期。本发明解决了外场疲劳裂纹排故中结构疲劳载荷谱数据不全或过于复杂的问题。
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公开(公告)号：CN119935870A
公开(公告)日：2025-05-06
申请号：CN202510432153.1
申请日：2025-04-08
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本申请属于飞行试验技术领域，特别涉及一种确定飞机在简易跑道上滚动摩擦系数的方法。方法包括：步骤一、搭建试验设备，试验设备包括试验车和牵引车，试验车上安装有试验轮、飞机刹车及刹车控制率模块，试验车与牵引车之间设置有拉力计；步骤二、计算飞机当量单轮载荷，并根据飞机当量单轮载荷确定试验轮的载荷；步骤三、根据试验轮的载荷确定试验车配重；步骤四、确定多个不同的刹车效率；步骤五、将试验车配重和刹车效率加载到试验设备上，开展滑行试验，得到不同刹车效率下的拉力数据；步骤六、对拉力数据进行处理得到滚动摩擦系数。本申请能够确定飞机在简易跑道上刹车和不刹车时的滚动摩擦系数。
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公开(公告)号：CN119739184A
公开(公告)日：2025-04-01
申请号：CN202411863440.X
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
IPC: G05D1/46 , G05D1/65 , G05D1/644 , G05D1/648 , G06F30/20 , G06F30/15 , G06F17/11 , G06Q10/047 , G05D109/20
Abstract: 本申请属于飞机性能设计的技术领域，特别涉及一种基于动态规划设计飞机竖直航路的方法，首先通过梳理整个飞行任务的场景确定固定的任务，按照先后顺序构建整个竖直航路的大致形式，并分解为多个局部竖直航路。然后标记巡航高度飞行重量，通过重量的变化，将每个飞行过程分为多个阶段。将每个阶段开始时飞机所处的飞行高度设定为状态，状态与飞行段建立关系。将每个阶段开始时飞机所处的飞行高度设定为状态，状态与飞行段建立关系：状态数值增加为爬升，数值不变为巡航飞行，数值减少为下降。这样将任务过程处理成多阶段决策问题，无后效应显然满足，使用动态规划的方法处理竖直航路的优化问题。
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