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公开(公告)号：CN117602100A
公开(公告)日：2024-02-27
申请号：CN202311651312.4
申请日：2023-12-04
Applicant: 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明属于飞机结构载荷谱实测技术领域，具体涉及一种机载飞参与非机载实测载荷时间自动同步方法；对机载系统飞参数据和非机载载荷测试系统的载荷实测数据，通过统一采样率、滤波，根据滤波后剩余的主要峰谷点，以机载飞参法向过载与非机载实测载荷线性回归的均方差MSE最小为指标，从宏观上搜寻与非机载实测最大载荷对应的机载飞参法向过载点，完成总体特征匹配；随后，在搜到的总体最优法向过载点附近x秒范围内，进一步在局部搜寻与非机载实测最大载荷对应的机载飞参法向过载点，以完成机载飞参与非机载实测载荷之间的自动时间同步。有效解决了两套系统数据的时间同步问题，获取了高质量的飞参、载荷数据样本，提升了飞参‑载荷模型的预测精度。
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公开(公告)号：CN119849241A
公开(公告)日：2025-04-18
申请号：CN202411898630.5
申请日：2024-12-23
Applicant: 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G06T17/20 , G06F119/14 , G06F119/02
Abstract: 本发明公开了一种基于总体有限元模型的飞机结构腹板开孔局部应力计算方法，基于总体有限元模型的应力分析结果提取毛截面参考应力；根据开孔几何尺寸和腹板单元应力状态确定应力集中系数；基于开孔造成的截面刚度损失以及凸台对截面刚度的补偿，引入开孔载荷缩减系数，最终确定腹板孔边局部应力。本发明能够快速确定飞机结构各类腹板开孔的局部细节应力，以便进行结构强度设计。
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公开(公告)号：CN119827248A
公开(公告)日：2025-04-15
申请号：CN202411898628.8
申请日：2024-12-23
Applicant: 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所
IPC: G01N1/28 , G06F30/23 , G06F30/10 , G06F30/27 , G06F18/27 , B33Y50/02 , G01N1/44 , G01N1/32 , G01N3/02 , G01N3/00 , G06F113/10 , G06F119/14 , G06F119/04
Abstract: 本发明公开了一种飞机增材制造结构疲劳性能评估方法：基于增材制造制作典型件，并在典型件中取样；取样包括两类样件，分别为：低周疲劳样件、成形方向的高周疲劳样件；低周疲劳样件分为三组，高周疲劳样件分为四组；从三组中提取样件进行等幅低周疲劳试验，拟合得到对应的应变疲劳分析材料性能参数；从四组中提取样件进行等幅高周疲劳试验，拟合得到对应的应力疲劳分析材料性能参数；基于高周疲劳样件的等幅高周疲劳试验，计算表面粗糙度修正系数，热处理尺寸修正系数，残余应力修正系数，缺陷寿命影响修正系数；增材制造含结构细节特征的模拟件；将上述参数代入寿命分析方法中，对模拟件疲劳寿命进行预测。本发明提高了寿命预测的精度。
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公开(公告)号：CN117708971A
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202311651296.9
申请日：2023-12-04
Applicant: 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G16C60/00 , G06F119/02 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于飞机结构性能评估技术领域，具体涉及一种飞机金属结构损伤容限设计许用应力确定方法；计算给定材料和载荷谱下结构细节的基准许用应力，并基于裂纹扩展试验对理论分析结果的修正引入应力修正系数；考虑到实际结构，引入强化修正系数；考虑到可靠度要求引入疲劳不确定系数，从而建立一套类比计算公式确定损伤容限设计许用应力；计算公式为：#imgabs0#其中，[σref,0]为基准许用应力，SCF为应力修正系数，Ccw为强化修正系数，FSF为疲劳不确定系数，Cload为载荷折算系数。本发明提出的方法既简化了裂纹扩展试验矩阵，又确保了理论分析的准确度；通过对比许用应力和工作应力，快速判断结构损伤容限裕度是否满足要求，从而实现损伤容限分析覆盖全机断裂关键件。
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