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公开(公告)号：CN112711797A
公开(公告)日：2021-04-27
申请号：CN202011598152.8
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 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于航空结构强度计算领域，具体涉及一种蒙皮长桁组合计算单元参考应力选取的快速判断方法。本发明的方法针对疲劳自动分析中蒙皮长桁组合计算单元在计算组合应力时需要对蒙皮板单元和长桁杆单元进行坐标系方向识别的需求，提出一种根据长桁和蒙皮节点重合个数来确定参考应力选取方向的快速判断方法，只需选择板单元前两个节点与长桁杆单元进行是否重合进行判断，判据简单、操作性好，省去了以往需要对坐标系进行转换分析才能判断的繁琐过程，适合于程序自动化实现。
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公开(公告)号：CN112699478A
公开(公告)日：2021-04-23
申请号：CN202011610448.7
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 , G06F30/28 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种通用飞机机翼试验载荷谱编制方法，根据飞机类型、机翼结构参数及机翼气动参数，计算飞机编谱的阵风限制过载和机动限制过载，按照飞机的典型任务剖面，确定各任务段的载荷谱类型，所述载荷谱类型包括随机谱、当量谱、定态载荷，各任务段包含：起飞滑行、襟翼收起、爬升、巡航、下降、襟翼打开、着陆撞击、着陆滑行，根据典型任务剖面参数、阵风限制过载、机动限制过载编制三级阵风/机动随机谱，根据飞机类型对应的着陆撞击/地面滑行累积曲线，编制着陆撞击/地面滑行当量谱，根据三级阵风/机动随机谱形成3×3谱飞行矩阵，从而根据3×3谱飞行矩阵、着陆撞击/地面滑行当量谱、定态载荷构成机翼试验载荷谱。
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公开(公告)号：CN112591134A
公开(公告)日：2021-04-02
申请号：CN202011555765.3
申请日：2020-12-24
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: B64F5/00
Abstract: 本发明属于航空技术领域，公开了一种短舱进气道剖面设计方法，首先确定短舱进气道典型设计剖面形状，然后确定各剖面形状的设计方法，采用做等腰梯形的方式，等腰梯形的内边与剖面的边相切，以切点将剖面分为上侧两段曲线和下侧两段曲线，上侧两段曲线的二次曲线控制因子f值相同，下侧2段曲线的二次曲线控制因子f值相同；再然后确定剖面的设计参数分布规律，给出离散参数表达式；再建立各剖面分布参数关系式，求解剖面的宽和高，最后重新确定短舱进气道典型设计剖面形状，绘制出短舱进气道出口典型设计剖面。本发明的方法不仅保持了剖面对称而且增加了设计的灵活性和工程化实用程度，提高了设计效率和质量。
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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
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。
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公开(公告)号：CN103530486B
公开(公告)日：2016-06-01
申请号：CN201310543115.0
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: G06F17/50
Abstract: 本发明属于飞机设计技术领域，涉及一种飞机螺栓的疲劳寿命设计方法。本发明根据螺栓受力特点，从疲劳损伤容限研究领域给出了螺栓的疲劳寿命设计方法。本发明使用的理论依据正确，分析步骤清晰、简单，计算过程便于计算机自动化迭代计算。本发明的提出解决了螺栓疲劳寿命设计时应同时考虑拉伸应力及剪切应力对螺栓疲劳寿命影响的问题。本发明先根据螺栓的受载特点，计算出螺栓的拉应力及剪切应力；然后采用强度第四理论，将螺栓承受的拉应力、剪切应力折算成当量拉应力；再根据螺栓自身结构特点，计算出螺栓固有性能DFR值；最后采用细节疲劳额定值DFR方法设计螺栓。
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公开(公告)号：CN102928248B
公开(公告)日：2015-04-08
申请号：CN201210451715.X
申请日：2012-11-12
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G01M99/00
Abstract: 本发明属于航空疲劳计算领域，特别是涉及到一种展向连接结构最大拉伸应力和最大剪切应力不同相时DFR基准值确定方法。本发明所提出的最大拉伸应力和最大剪切应力不同相时的DFR基准值确定方法，对于飞机结构普遍采用的展向连接结构形式，不再以最大拉伸应力和最大剪切应力同相为前提假设，扩展了原有方法的计算范围。本发明基于飞机结构真实疲劳载荷谱得出，更加符合真实飞行及受力情况。本发明所提出的展向连接结构应力不同相时DFR基准值确定方法，理论依据清楚，步骤简便，便于计算机编程实现自动化计算。
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公开(公告)号：CN119692062A
公开(公告)日：2025-03-25
申请号：CN202411915392.4
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: G06F30/20 , G06F111/10 , G06F119/14 , G06F119/12
Abstract: 本申请属于航空气动力分析领域，特别涉及一种气动振动分析方法及系统，对计算模型进行网格化，得到网格化计算模型，从而简化计算；并对网格化计算模型进行随时间变化的分析，形成时域信息，而后再对时域信息进行转换和对比分析，得到气动力参数的气动振动分析结果。实现了对气动力参数的定量分析，不需要进行大量的计算以及风洞试验即可实现、也不需要进行较为费时间的流场特征分析，计算成本低、计算精度高，能够进行大量使用。
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公开(公告)号：CN112765779B
公开(公告)日：2024-02-09
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
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公开(公告)号：CN117508577A
公开(公告)日：2024-02-06
申请号：CN202311709914.0
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
Abstract: 本申请提供了一种起落架收放降噪结构，该起落架收放降噪结构包括：起落架、用于容纳所述起落架的起落架舱和设置在所述起落架舱开口前缘的锯齿结构；其中，所述锯齿结构为多个且为方形，多个所述锯齿结构等间距的分布在所述起落架舱开口前缘，当所述起落架位于所述起落架舱外侧时，所述锯齿结构改善所述起落架舱开口前缘剪切层的形成，破坏剪切层流动，从而降低起落架收放时的噪声。
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