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公开(公告)号：CN109614679A
公开(公告)日：2019-04-12
申请号：CN201811458933.X
申请日：2018-11-30
Applicant: 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 , 中国商用飞机有限责任公司
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明一种复合材料层合板大开口受边缘冲击后设计许用值确定方法。该方法的步骤为：首先制备复合材料层合板大开口试验件构型；其次采用落锤冲击试验方法进行损伤引入，再对引入勉强可见裂纹损伤的大开口试验件开展拉伸/压缩剩余强度试验，获得拉伸/压缩破坏载荷，最后计算出试验件在破坏载荷下开口边缘处最大应变，最终将应变数据拟合，得到设计拉伸应变许用值εTAEI和压缩应变许用值εCAEI。本发明的有益效果是：由于采用上述技术方案，通过试验获得不同开口直径、铺层比例、环境下剩余强度，经试验数据分析，得到复合材料大开口边缘冲击设计许用值。解决试验件尺寸大、试验难实施等问题，且通过与分析方法的对比验证。
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公开(公告)号：CN118036257A
公开(公告)日：2024-05-14
申请号：CN202410031755.1
申请日：2024-01-09
Applicant: 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 , 中国商用飞机有限责任公司
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G16C60/00 , G06F113/26 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种复合材料圆角区域层间的应力确定方法、装置及介质，方法包括如下步骤:将圆角区域划分成多个层,同时确定圆角区域周边所受的相对于层板厚度中心线的单位宽度上的力流；根据该力流确定圆角区域任一截面上相对于其弯曲中性轴的力流；根据圆角区域任一截面上的力流确定圆角区域任意一点处的应力。本发明以显式递推为特征，很容易在最基本的Excel平台上实现，也便于与其它复合材料结构快速工程分析方法有效集成，便于进行复合材料结构的快速优化设计。用于复合材料机翼翼梁、翼肋及蒙皮壁板等连接区域的结构设计及强度校核，本发明可以实现快速分析计算，便捷展示全场应力分布，改进强度评估方法。
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公开(公告)号：CN109614679B
公开(公告)日：2023-12-26
申请号：CN201811458933.X
申请日：2018-11-30
Applicant: 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 , 中国商用飞机有限责任公司
IPC: G06F30/23 , G06F113/26 , G06F119/14
Abstract: 本发明一种复合材料层合板大开口受边缘冲击后设计许用值确定方法。该方法的步骤为：首先制备复合材料层合板大开口试验件构型；其次采用落锤冲击试验方法进行损伤引入，再对引入勉强可见裂纹损伤的大开口试验件开展拉伸/压缩剩余强度试验，获得拉伸/压缩破坏载荷，最后计算出试验件在破坏载荷下开口边缘处最大应变，最终将应变数据拟合，得到设计拉伸应变许用值εTAEI和压缩应变许用值εCAEI。本发明的有益效果是：由于采用上述技术方案，通过试验获得不同开口直径、铺层比例、环境下剩余强度，经试验数据分析，得到复合材料大开口边缘冲击设计许用值。解决试验件尺寸大、试验难实施等问题，且通过与分析方法的对比验证。
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公开(公告)号：CN109596249A
公开(公告)日：2019-04-09
申请号：CN201811441925.4
申请日：2018-11-29
Applicant: 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 , 中国商用飞机有限责任公司
IPC: G01L1/22
Abstract: 本发明公开了一种机械连接结构钉载分配测量试验方法，属于机械装置及力学试验领域。该方法包括：在所述机械连接结构的上表面和下表面上，分别在相邻两个紧固件之间设置多个应变测量装置；在相互接触的两个被连接件之间提供应变测量装置的安装空间；将多个应变测量装置安装在所述安装空间中；测量相邻两个紧固件之间的截面传递的载荷；获得机械连接结构的钉载分配测量结果。本发明通过为创造应变片等应变测量装置的布置空间，以便获得被连接件在两个紧固件之间截面上的上、下表面应变分布。本发明提出的方法可通过试验测量完整得到被连接件给定截面的载荷大小，避免了引入分析方法造成的不确定性。
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公开(公告)号：CN117401150A
公开(公告)日：2024-01-16
申请号：CN202311351418.2
申请日：2023-10-18
Applicant: 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 , 中国商用飞机有限责任公司
Abstract: 本发明涉及一种基于电驱动作动器的折叠翼稍、折叠方法和飞机，包括翼稍固定端、翼稍活动端和电驱动作动器，翼稍活动端和翼稍固定端均包括上翼面和分离面，在二者的上翼面交界处设置有折叠旋转轴，翼稍活动端通过该折叠旋转轴与所述翼稍固定端旋转连接；作动器固定在所述翼稍固定端和翼稍活动端，用于推动翼稍活动端相对于翼稍固定端旋转一定的角度。本发明的作动器的轨道为圆弧形导轨的设计，设置于翼梢的上翼面以达到尽可能大的驱动效率，可以最大限度地增加作动器力臂，有效避免目前旋转式电机驱动翼梢折叠设计中驱动器力臂较短的缺点，从而降低对电驱动器最大输出力矩的要求，使得对直流电机和齿轮变速器的选择有更大的空间。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109800448A
公开(公告)日：2019-05-24
申请号：CN201811489803.2
申请日：2018-12-06
Applicant: 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 , 中国商用飞机有限责任公司
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明提供一种复合材料T型长桁压缩设计许用值的确定方法，本发明所述方法考虑在腹板边缘冲击引起BVID(勉强目视可见)的情况下，得到T型长桁不同的剖面参数(腹板厚度和腹板高度)、铺层比例、湿热环境对长桁承载能力的影响，并计算出其影响因子，同时考虑不同材料批次炉次的影响，通过对长桁压缩试验数据统计与分析，最终确定复合材料T型长桁压缩许用值。
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公开(公告)号：CN118144368A
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202410368855.3
申请日：2024-03-28
Applicant: 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 , 中国商用飞机有限责任公司
Abstract: 本发明公开了一种复合材料圆角区结构及复合材料结构，属于飞机机体设计技术领域，所述圆角区由内到外包括多个弧状铺层，所述弧状铺层依次叠加布置，所述弧状铺层的曲率半径相同或者所述弧状铺层由内向外的曲率半径变小，本发明公开的圆角区等曲率设计，可以使圆角区内表面的曲率半径不致过小而导致较大的层间拉伸应力，同时也使得圆角区的应力分布更为均匀从而降低了层间应力，这样的设计也增加了圆角区的抗弯刚度和抗失稳能力，这样的圆角区等曲率设计也提供了圆角区局部维修时的极大方便，避免了内外表面曲率半径不同而带来的损伤件与加强件之间胶结面曲率的不匹配，具有重要的实际应用意义。
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公开(公告)号：CN221138599U
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202322797980.X
申请日：2023-10-18
Applicant: 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 , 中国商用飞机有限责任公司
Abstract: 本实用新型涉及一种基于作动器的折叠翼梢和飞机，包括翼梢固定端、翼梢活动端和作动器，翼梢活动端和翼梢固定端均包括上翼面、下翼面和分离面，在所述翼梢固定端的上翼面与分离面的交界处设置有折叠旋转轴，所述翼梢活动端通过该折叠旋转轴与所述翼梢固定端旋转连接；作动器的一端固定在所述翼梢固定端靠近下翼面的分离面或翼梢活动端靠近下翼面的分离面处，另一端固定在所述翼梢活动端或翼梢固定端上。本实用新型利用电驱动器的特点，选取折叠旋转轴位于翼梢的翼面位置以达到尽可能大的驱动效率。在机构和结构上都更为简单，不仅有助于提高结构设计效率，也便于制造，同时也易于维护。
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公开(公告)号：CN119901598A
公开(公告)日：2025-04-29
申请号：CN202311405304.1
申请日：2023-10-27
Applicant: 中国商用飞机有限责任公司 , 上海飞机制造有限公司
Abstract: 本发明属于力学性能测试技术领域，公开了一种用于梁腹板弯剪复合加载的试验方法，S1，计算上缘加强板和下缘加强板的在试验梁的长度方向上任意一个位置的宽度，并根据计算得出若干宽度并设计制作出上缘加强板和下缘加强板；S2，将上缘加强板和下缘加强板分别固定连接于试验梁的上缘板和下缘板；S3，将试验梁、上缘加强板和下缘加强板位于同一侧的第一端固定连接于固定端；S4，计算加载组件在试验梁的第二,所需要施加的载荷力；S5，通过加载组件对试验梁的第二端施加载荷力。本发明中通过上缘加强板和下缘加强板保证了试验梁的梁腹板的均匀受载，准确模拟了梁腹板的实际受力，能够对梁腹板进行准确的试验验证，保证试验梁在实际使用中的稳定。
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公开(公告)号：CN117349953A
公开(公告)日：2024-01-05
申请号：CN202210759587.9
申请日：2022-06-29
Applicant: 中国商用飞机有限责任公司 , 上海飞机制造有限公司
Abstract: 本发明公开了一种翼面盒段参数化建模方法、装置、电子设备及介质。该方法包括：获取翼面盒段结构的前梁位置和后梁位置；根据前梁位置和后梁位置构建几何面模型；利用预先确定的长桁站位参数和肋站位参数对几何面模型进行切分，得到平面网格模型；将平面网格模型投影到预设的气动外形面上下蒙皮上，得到上下蒙皮有限元网格模型，并对上下蒙皮有限元网格模型进行特征提取，得到上下蒙皮处的梁节点信息、长桁节点信息以及肋节点信息；基于上下蒙皮有限元网格模型、梁节点信息、长桁节点信息以及肋节点信息，构建翼面盒段结构有限元网格模型。本技术方案，对翼面盒段结构进行建模，减少了参数数量，便于实现参数化建模，有利于后续模型的优化设计。
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