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公开(公告)号：CN105825035B
公开(公告)日：2019-03-22
申请号：CN201610323059.3
申请日：2016-05-16
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明涉及一种机翼撑杆轴向受压时表面分布力的等效处理方法，属于飞机结构强度试验领域。包括首先建立所述机翼撑杆及其两端连接接头的整体有限元模型，其次将所述机翼撑杆沿其轴向等长划分为若干段，任一段上取一有限元节点，将所述机翼撑杆在表面分布力情况下的弯曲方向作为集中力的施加方向；将所述等效变形对应的有限元节点作为集中力施加点；最后根据表面分布力情况的节点侧向位移与集中力情况的节点侧向位移的比值用于调整集中力大小，通过多次迭代确定最终集中力大小。在强度试验中，可以通过施加撑杆的轴向压缩载荷和该集中力来确定撑杆是否满足强度设计，简化了试验加载。
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公开(公告)号：CN108415247A
公开(公告)日：2018-08-17
申请号：CN201810124027.X
申请日：2018-02-07
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种基于标称信息的时标分离飞行器弹性体鲁棒控制方法，属于飞行器控制领域，用于解决现有弹性高超声速飞行器刚柔模态分离控制时慢变时标拥有不确定时变信息的控制问题。该方法首先明确对象动力学模型的快慢时标耦合形式，基于奇异摄动算法完成时标分离，使动力学模型中的刚性模态与弹性模态分开；其次，针对表征系统刚性模态的慢变时标部分设计基于标称信息的鲁棒控制策略，通过估计不确定时变信息上界完成补偿控制，实现高度指令跟踪；针对表征系统弹性模态的快变时标部分设计滑模控制策略，旨在实现弹性模态抑制；最后将两种控制输入合二为一作为总体舵偏实现飞行器高度与弹性模态的有效控制。
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公开(公告)号：CN107679318A
公开(公告)日：2018-02-09
申请号：CN201710901390.3
申请日：2017-09-28
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: G06F17/5095 , G06F17/5009
Abstract: 本发明涉及一种飞行器薄壁结构传载特性变材料模型试验设计方法，其包括：第一：确定模型试验件的外形尺寸、结构站位与结构厚度的缩放比例；第二：确定模型试验件的材料；第三：根据相似指标确定平面应力状态下飞行器原型与模型试验件的物理量的相似比；第四：根据飞行器原型的载荷以及所述相似比计算得到模型试验件的载荷，最后根据施加于模型试验件的载荷测得模型试验件的其余物理量，并反推计算飞行器原型的试验结果。本发明提供的飞行器薄壁结构传载特性变材料模型试验设计方法可以消除工程制造困难；改变模型试验的材料，使用备料周期短、价格低廉的材料；成倍地缩短试验周期与规模，节约成本；降低飞行器方案论证阶段的设计风险。
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公开(公告)号：CN119659949A
公开(公告)日：2025-03-21
申请号：CN202411883618.7
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: B64D11/00
Abstract: 本申请提供一种飞机行李箱滑轨安装结构，属于飞机客舱结构设计领域，其包括：顶部滑轨、背部滑轨、顶部滑块及背部滑块，其中，顶部滑轨和背部滑轨固定设置在客舱结构上，顶部滑轨和背部滑轨内设有长度方向延伸的滑槽，且顶部滑轨在长度方向上设有若干的顶部滑轨豁口，同时背部滑轨在长度方向上设有若干的背部滑轨豁口和位于滑槽底部的安装孔；行李箱包括多个行李箱箱体，每个行李箱箱体的两侧和背部分别固定连接有拉杆组件和减振组件，顶部滑块与拉杆组件固定连接且通过顶部滑轨豁口滑入顶部滑轨内，背部滑块与减振组件固定连接且通过背部滑轨豁口滑入背部滑轨，背部滑块设有穿过安装孔的锁紧螺柱，通过与螺母配合而将背部滑块与背部滑轨锁紧。
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公开(公告)号：CN118036172A
公开(公告)日：2024-05-14
申请号：CN202311796049.8
申请日：2023-12-25
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 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/08
Abstract: 本申请属于飞机设计方法，特别涉及一种飞机内饰间隙定量设计方法，包括：步骤S1：确定内饰泄压载荷计算所需的初始条件，初始条件包括内饰初始间隙；步骤S2：确定内饰泄压载荷计算模型，计算内饰泄压载荷；步骤S3：将在预期范围内的泄压载荷值作为内饰总间隙，否则返回步骤S1；步骤S4：将所述内饰总间隙按不同形式以及预设顺序进行分配，本申请根据泄压载荷定量设计内饰间隙，形成统一标准，根据泄压载荷形成更好的内饰布局。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117975595A
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202311807571.1
申请日：2023-12-26
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本申请提供了一种飞行参数记录及回放系统，属于飞行参数记录及回放技术领域，所述回放系统包括：飞行参数记录器，所述飞行参数记录器为飞机机载设备，用于实时记录飞机飞行过程中各系统产生的飞行参数，其中，所述飞行参数记录器具有存储模块，所述存储模块内开辟有独立的机型机号存储区域，用于存储机型和机号信息；外场维护设备，所述外侧维护设备用于向所述飞行参数记录器内刷入实际的机型和机号信息；地面回放设备，用于将飞行参数记录器记录采集的飞行参数数据进行解析，并通过实际的机型和机号信息筛选出所需飞机的飞行参数，实现所需飞机飞行参数的回放。
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公开(公告)号：CN112763348A
公开(公告)日：2021-05-07
申请号：CN202011603117.0
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
Abstract: 本发明属于航空结构力学领域，特别是涉及到一种复合材料机翼梁结构剪切设计许用应变的确定方法。该方法包括：从具有结构全部细节特征的梁结构上选取具有代表性的多个结构剖面作为多组梁试验件；对多组梁试验件开展拉伸试验，得到梁结构的应变数据；将应变数据进行曲线拟合，按梁结构最小剖面刚度，给出剪切设计许用应变。
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公开(公告)号：CN108415247B
公开(公告)日：2019-12-20
申请号：CN201810124027.X
申请日：2018-02-07
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种基于标称信息的时标分离飞行器弹性体鲁棒控制方法，属于飞行器控制领域，用于解决现有弹性高超声速飞行器刚柔模态分离控制时慢变时标拥有不确定时变信息的控制问题。该方法首先明确对象动力学模型的快慢时标耦合形式，基于奇异摄动算法完成时标分离，使动力学模型中的刚性模态与弹性模态分开；其次，针对表征系统刚性模态的慢变时标部分设计基于标称信息的鲁棒控制策略，通过估计不确定时变信息上界完成补偿控制，实现高度指令跟踪；针对表征系统弹性模态的快变时标部分设计滑模控制策略，旨在实现弹性模态抑制；最后将两种控制输入合二为一作为总体舵偏实现飞行器高度与弹性模态的有效控制。
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公开(公告)号：CN106697328B
公开(公告)日：2019-03-19
申请号：CN201611160306.9
申请日：2016-12-15
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明属于结构/强度试验技术领域，涉及一种飞行器薄壁结构传载特性同材料模型试验设计方法。本发明提供一种飞行器薄壁结构传载特性同材料模型试验设计方法，可以在保证结构处于平面应力状态范围内调整结构厚度的缩放比例，来消除工程制造困难。通过模型试验可以成倍地缩短试验周期与规模，节约成本，并降低飞行器方案论证阶段的设计风险。
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公开(公告)号：CN108303889A
公开(公告)日：2018-07-20
申请号：CN201810124039.2
申请日：2018-02-07
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种基于非线性信息的时标分离飞行器弹性体控制策略，属于飞行器控制领域，特别适用于高超声速飞行器弹性体，用于解决现有弹性高超声速飞行器无法实现刚柔模态分离控制的问题。该方法首先对高超声速飞行器弹性体动力学模型进行动力学分析，明确刚柔模态的耦合形式；其次采用奇异摄动理论对模型进行快慢时标分解，使动力学模型中的刚性模态与弹性模态分开；接着针对表征系统刚性模态的慢变时标部分设计基于非线性信息的控制策略，将模型分解以后得到的非线性项直接代入控制器中；针对表征系统弹性模态的快变时标部分设计滑模控制策略；最后将两种控制输入合二为一作为总体舵偏实现飞行器刚柔模态的有效控制。
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