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公开(公告)号：CN109490114A
公开(公告)日：2019-03-19
申请号：CN201811520576.5
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: 本发明属于疲劳试验技术领域，涉及一种全尺寸疲劳试验襟翼载荷加载方法。本发明的方法从疲劳试验技术领域，根据三缝襟翼的传力特点，将多个部件多种角度状态下的襟翼疲劳载荷，均处理到关键角度θ下，主承载部件，主方向施加。并且针对主承载部件分布载荷特征和结构特点，分区处理，按照襟翼与机翼连接点的设计状态与试验状态主方向载荷误差不大于目标误差和考核部位疲劳损伤相当两条原则，通过迭代计算，在保证襟翼对机翼传载和考核的准确的基础上，实现设计的襟翼载荷施加方案最优，即同等效果下，作动筒数最少。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。
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公开(公告)号：CN103544402B
公开(公告)日：2016-08-24
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：CN103557971B
公开(公告)日：2015-08-26
申请号：CN201310542585.5
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: G01L1/22
Abstract: 本发明属于结构强度技术领域，涉及一种结构残余应力的测量方法。本发明给出的残余应力测量的切割方法，通过在构件上切割缺口，在被测构件的上下表面布置应变片的方式，不断调整切口的位置、长度和深度，测量得到残余应力释放引起的应变变化与切口长度和深度的关系，从而给出残余应力的分布场和沿深度的分布规律。本发明给出的残余应力切割法操作方便，工程实用性强。
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公开(公告)号：CN103557971A
公开(公告)日：2014-02-05
申请号：CN201310542585.5
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: G01L1/22
Abstract: 本发明属于结构强度技术领域，涉及一种结构残余应力的测量方法。本发明给出的残余应力测量的切割方法，通过在构件上切割缺口，在被测构件的上下表面布置应变片的方式，不断调整切口的位置、长度和深度，测量得到残余应力释放引起的应变变化与切口长度和深度的关系，从而给出残余应力的分布场和沿深度的分布规律。本发明给出的残余应力切割法操作方便，工程实用性强。
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公开(公告)号：CN102928248A
公开(公告)日：2013-02-13
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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119760881A
公开(公告)日：2025-04-04
申请号：CN202411883609.8
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: G06F30/15 , G06F30/28 , G06T17/20 , G06T7/62 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F113/28
Abstract: 本申请属于飞机飞行载荷设计领域，具体涉及一种飞机气动俯仰力矩的修正方法，涉及对飞机气动载荷中俯仰力矩的修正方法，主要用于飞机气动载荷计算分析中压力分布特性与部件气动特性之间不平衡俯仰力矩的修正，通过调整翼身部件每一网格的当地迎角，重构翼身网格点压力分布特性，消除了飞机因压力分布特性带来的不平衡气动俯仰力矩，达到载荷平衡的目的，可很好的满足工程中的设计需求。
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公开(公告)号：CN119760865A
公开(公告)日：2025-04-04
申请号：CN202411763756.1
申请日：2024-12-03
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本申请属于飞机气动载荷设计技术领域，特别涉及一种基于图像处理的机翼表面气动参数降维方法及装置，步骤S1：将机翼表面分为若干有三维坐标的数据点，步骤S2：将数据点分为上表面三维数据点集合与下表面三维数据点集合；步骤S3：将上表面三维数据点集合与下表面三维数据点集合分别投影到所在的二维平面上，并以展向和弦向坐标代替原有xy；步骤S4：确定上表面或者下表面待计算气动载荷在二维平面上的位置，将上表面二维数据点集合或者下表面二维数据点集合插值到待计算气动载荷在二维平面上的位置得到对应的机翼表面气动参数，进而计算得到对应位置的气动载荷。本申请采用上下表面分层做法，将三维计算转换成二维计算，降低了计算维度。
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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：CN119740309A
公开(公告)日：2025-04-01
申请号：CN202411742287.5
申请日：2024-11-29
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于飞机仿真技术领域，特别涉及一种阵风载荷下的飞行仿真方法及装置。该方法包括：步骤S1、进行飞行器1g平飞配平，确定飞行器配平迎角及飞行器配平升降舵偏度；步骤S2、确定飞行器的气动力；步骤S3、对飞行器的气动力进行动响应求解，获取气动迎角、飞行速度及俯仰角速度，将飞行速度叠加垂直阵风场的风速后确定飞机的法向过载；步骤S4、获取由增稳系统计算的升降舵偏度，叠加上一仿真时刻的升降舵偏度，获得实际需要的升降舵偏度；步骤S5、根据飞行速度、俯仰角速度、气动迎角及实际需要的升降舵偏度，重新确定飞行器的气动力直至仿真结束。本申请考虑了增稳系统在飞行器阵风载荷确定过程中的作用，仿真流程简约、精度高。
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公开(公告)号：CN119692244A
公开(公告)日：2025-03-25
申请号：CN202411915384.X
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: G06F30/28 , G06F17/10 , B64F5/60 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于航空气动力分析领域，特别涉及一种多机气动相容性快速分析方法及系统，本申请采用数值仿真方式，先获取加油机尾流场的气动力数据，再通过计算仿真得到受油机不同飞行姿态下的气动力数据集，而后根据受油机受油过程中的飞行路径确定受油机在加油机尾流场中的气动信息统计区域，通过统计手段将气动信息转换为受油机姿态数据，通过插值计算得到受油机在加油机尾流场中的气动力变化数据；可以对不同机型分别分析得到多机的气动力变形数据，从而完成多机气动相容性快速评估。不需要同时具有多机外形数模，可对加油机和受油机分别进行仿真分析，即可完成多机气动相容性快速评估；计算效率高、计算成本低、计算精确。
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