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公开(公告)号：CN119738349A
公开(公告)日：2025-04-01
申请号：CN202411915410.9
申请日：2024-12-24
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G01N19/02
Abstract: 本申请属于飞机性能设计及飞机保障的技术领域，特别涉及一种跑道摩擦力系数测量方法。包括：步骤一、在设定的滑行速度范围内，4发飞机按照三种发动机运行策略分别进行加速滑行试验，并通过机载传感器测量飞机运行的参数；步骤二、按照特定的飞机动力学模型，消除发动机数据对试验结果的影响，计算得到飞机与跑道的摩擦力系数μ。步骤三、选定其他的试验飞机质量条件，按照上述方式获得不同飞机质量m条件下的飞机与跑道的摩擦力系数μ，实现对起飞性能模型的校正工作。本申请通过低速地面滑行试验获取相关的数据，用于计算飞机在陌生机场的滚动摩擦力系数，校正起飞性能模型，获得飞机在目标机场更准确的起飞性能。
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公开(公告)号：CN119705859A
公开(公告)日：2025-03-28
申请号：CN202411863444.8
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: 本申请属于飞机重复充压试验技术领域，具体涉及一种飞机重复充压试验载荷谱简化方法，包括：步骤一、确定重复充压载荷谱及最大充压载荷；步骤二、对重复充压载荷谱中，不同任务剖面的充压载荷谱进行雨流计数，根据雨流结果确定载荷级；步骤三、基于载荷级，计算每个任务剖面的相对损伤；步骤四、计算所有任务剖面的相对损伤；步骤五、简化重复充压载荷谱的载荷级数，得到简化载荷谱的载荷级数；步骤六、根据相对损伤相等原则，确定简化载荷谱不同载荷级的载荷值及其占比。
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公开(公告)号：CN119577953A
公开(公告)日：2025-03-07
申请号：CN202411567117.8
申请日：2024-11-05
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 提供一种飞机蒙皮波纹度数值计算模型构建方法及其系统，其中，飞机蒙皮波纹度数值计算模型构建方法包括：数值计算网格绘制步骤：在基准飞机几何模型上绘制数值计算网格；物面提取步骤：提取数值计算网格中的物面，确定需要构建的蒙皮波纹度的中心位置及法向量；控制框构建步骤：在物面上，以蒙皮波纹度的中心位置为中心，构建面控制框；局部控制体生成步骤：将面控制框沿蒙皮波纹度的法向量进行拉伸，生成局部控制体；映射关联步骤：将局部控制体与数值计算网格进行映射关联；局部控制体参数调整步骤：通过调整局部控制体参数，构建得到蒙皮波纹度数值计算模型。
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公开(公告)号：CN115656022B
公开(公告)日：2024-11-12
申请号：CN202211406169.8
申请日：2022-11-10
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G01N17/00
Abstract: 本申请属于飞机腐蚀试验领域，为一种飞机大部件结构加速腐蚀试验方法，通过设计元件级试验件的加速腐蚀试验，不需要进行大部件结构的周期浸润试验，只需要进行实施方式更为简单的雾化方式的加速腐蚀试验，利用元件级试验件的加速腐蚀对比试验来获得加速腐蚀因子，从而确定大部件结构的雾化方式下的第二当量关系，依据周期浸润施加方式计算得到大部件结构的加速腐蚀试验时间后，将该腐蚀时间除以加速腐蚀因子即可得到大部件结构的雾化加速腐蚀时间；将第二当量关系乘以雾化加速腐蚀时间即可得到大部件结构当量腐蚀年限；通过采用该方式，能够实现飞机结构大部件加速腐蚀试验的简单化，具有效率高、成本低、周期短的特点，方便工程应用。
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公开(公告)号：CN116415343A
公开(公告)日：2023-07-11
申请号：CN202111665465.5
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 , G06F119/04
Abstract: 本发明属于航空疲劳计算领域，特别是涉及到一种单机寿命监控中遗失起落数据的回补方法，首先获取飞机起落数据，查找遗失的起落损伤对应的飞行科目号；然后当遗失的起落损伤对应的飞行科目号存在时，计算所述飞行科目号中未遗失的起落损伤的平均损伤，将所述平均损伤作为遗失的起落损伤的等效损伤；再然后，当遗失的起落损伤对应的飞行科目号不存在时，将所述飞行周期内所有的未丢失的飞行科目号下的起落损伤分别求平均值，再将所述平均值按飞行科目号求加权平均值并将其作为等效损伤；最后，基于所述等效损伤与未丢失起落损伤计算累积损伤，解决了飞机使用过程中遗失的损伤数据难以找回，无法得到飞机总损伤并难以评估单机寿命监控效果的问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115828410A
公开(公告)日：2023-03-21
申请号：CN202211248719.8
申请日：2022-10-12
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于飞机结构疲劳强度校核设计技术领域，具体涉及一种飞机结构应力水平控制要求确定方法，包括：确定飞机结构的关键部位危险细节；计算关键部位危险细节的疲劳额定值DFR；取类似飞机类似部位类似典型任务剖面的地空地损伤比λ；取类似飞机类似部位类似典型任务剖面的地空地应力比R；基于疲劳额定值DFR、地空地损伤比λ、地空地应力比R，结合飞机结构的寿命指标要求N，确定疲劳分散系数FRF，计算得到疲劳最大许用应力σmax；取类似飞机类似部位类似典型任务剖面的疲劳最大应力与静力极限应力之比α；基于疲劳最大许用应力σmax、疲劳最大应力与静力极限应力之比α，计算得到静力极限应力下的应力控制水平要求σcon。
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公开(公告)号：CN114969960A
公开(公告)日：2022-08-30
申请号：CN202111670743.6
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 , G06F30/23 , G06F111/04 , G06F119/04 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供了一种飞机气密顶板结构优化设计方法，所述方法包括：步骤一、以气密顶板与机身的连接形式和气密顶板承受的载荷为基准，确定气密顶板的危险部位；步骤二、建立气密顶板的挠度方程，确定危险部位的挠度曲线；步骤三、建立危险部位的细节原理验证模型，以挠度曲线作为位移边界；步骤四、以飞机机体寿命指标为基准，通过细节原理验证模型计算分析，确定满足寿命指标的气密顶板转角指标；步骤五、基于转角指标，开展气密顶板结构设计，形成气密顶板结构数模；步骤六、基于气密顶板结构数模，建立气密顶板的有限元模型，验证气密顶板结构是否满足寿命指标要求。该方法实现了气密顶板结构的高效率、轻量化、长寿命设计。
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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
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。
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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
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：CN113051658A
公开(公告)日：2021-06-29
申请号：CN201911373772.9
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
IPC: G06F30/15
Abstract: 一种飞机机身改装部位疲劳载荷确定方法，已知飞机机身的原设计参数及改装结构参数，已知该飞机改装后的历史飞参数据，通过飞行实测获取该部位的实测应变数据；通过飞参记录仪获取飞行实测中的飞参数据；将上述两类数据进行时间和频率关系上的对应，形成机身改装部位的疲劳载荷实测数据；进行改装部位平均应变数据与该飞机的飞参的相关性分析，得出飞机改装部位的平均应变数据与该飞机的飞参数据关系；应用该飞机改装后的历史飞参数据，推算扩充改装部位的平均应变数据，结合该飞机改装后的历史飞参数据、机身改装部位的疲劳载荷实测数据，合并形成改装部位疲劳载荷数据，通过数据处理，形成编谱可用的应变累积超越曲线或参数累积超越曲线。
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