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公开(公告)号：CN115964805A
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN202211703711.6
申请日：2022-12-29
Applicant: 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所
IPC: G06F30/15
Abstract: 本发明属于飞行器结构风险分析技术领域，具体涉及基于贝叶斯信息增益的结构风险分析维护计划优化方法,步骤一：选择关注的疲劳关键部位，预测任意时间的裂纹尺寸概率分布；预测任意时间的单次飞行失效概率SFPOF；步骤二：确定单次飞行失效概率SFPOF达到安全阈值的时间trisk；判断trisk是否小于设计使用寿命，若是，则转至步骤三，否则结束；步骤三：计算前次检查时间tprevious与trisk之间每个时间点的裂纹尺寸贝叶斯信息增益，确定出信息增益最大值时间tmax(IG)；步骤四：当飞行至信息增益最大值时间tmax(IG)时对关注的疲劳关键部位进行检查，计算tmax(IG)时检查后的裂纹尺寸概率分布；步骤五：更新tmax(IG)之后时间的裂纹尺寸概率分布和单次飞行失效概率SFPOF，同时令前次检查时间tprevious＝tmax(IG)；返回步骤二。
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公开(公告)号：CN112520064A
公开(公告)日：2021-03-19
申请号：CN202011397464.2
申请日：2020-12-04
Applicant: 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明属于飞机全机疲劳试验技术领域，涉及一种基于应变监测的损伤自动识别方法；本发明采用似然度来衡量相同应变传感器的新数据相对于基准数据的变化程度，放大了数据所反映的损伤特征，提高了损伤识别灵敏度；引入基准数据变异系数和基准似然度，构建了动态自适应的门槛值dth的计算方法，提高了损伤识别方法的普适性和准确性；以概率门槛值q建立了普适性更强的损伤识别判据；有利于在全机疲劳试验中更早发现更短的结构疲劳裂纹，降低结构的修理难度、成本和周期，及时触发结构的设计改进，较现有方法具有显著优势。
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公开(公告)号：CN115931565A
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202211703432.X
申请日：2022-12-29
Applicant: 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所
Abstract: 本发明建立了一种超静定安装航空发动机的交点载荷实测及验证方法，首先，设计并安装应变桥路，开展了发动机内/外侧推力销、垂直/水平拉杆的单独载荷标定试验，采用逐步多元线性回归法建立了各交点载荷分量的应变‑载荷方程；然后，开展发动机内/外侧推力销、垂直/水平拉杆的机上载荷标定试验，并利用标定试验数据，建立验证前述应变‑载荷方程合理性及预测精度的方法。本发明避免了所构建的载荷方程存在多重共线性问题而影响鲁棒性，提高了方程的预测精度，提供了一条验证基于单独载荷标定试验数据构建超静定安装航空发动机应变‑载荷方程的合理性的技术路径，为航空发动机安装交点载荷的飞行实测提供了可靠的支撑。
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公开(公告)号：CN115859741A
公开(公告)日：2023-03-28
申请号：CN202211703488.5
申请日：2022-12-29
Applicant: 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所
IPC: G06F30/23 , G06F111/08 , G06F119/14 , G06F119/04
Abstract: 当前从国内外飞机结构PHM技术主要采用基于飞机重心过载谱的宏观预测方法、基于关键部位应力谱的局部预测方法、基于损伤监测传感器的预测方法等，存在过于宏观，不能反映结构的实际情况，或只反映了结构局部的情况而缺乏飞机全局的健康评估的问题，缺乏涵盖从关键部位到关键件再到全机的飞机健康状态评价方法。本发明提出的一种用于飞机结构健康监控的全机健康指数确定方法，采用自下而上综合、自上而下判断的方式，既覆盖主承力结构的所有关键部位的健康评估和寿命预测，又解决了飞机全局结构的健康评价问题，可在飞机结构健康监控中用于指导、优化服役飞机的检查、维修计划，降低飞机全寿命期使用维护成本，保障飞机使用安全。
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公开(公告)号：CN114357378B
公开(公告)日：2025-05-09
申请号：CN202111538266.8
申请日：2021-12-15
Applicant: 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所
IPC: G06F17/18 , G06F30/20 , G06Q10/20 , G06Q10/0635 , G06F119/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于飞机结构健康监控技术领域，具体涉及一种基于疲劳断裂风险分析的概率单机结构健康监控方法。核心是通过结构疲劳断裂风险分析，将各种不确定性变量/因素纳入结构健康监控和寿命预测，评估飞机结构在全寿命周期内出现疲劳断裂/失效的风险程度；同时采用贝叶斯推理方法融合外场使用和维护数据以更新和减少概率预测中的不确定性，以提高结构寿命预测和风险分析的准确性，从而在保证结构安全性和可靠性的前提下，实现针对性地对每架飞机做出积极主动且具有成本效益的维护决策。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114357377A
公开(公告)日：2022-04-15
申请号：CN202111536598.2
申请日：2021-12-15
Applicant: 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所
Abstract: 本发明属于飞机疲劳试验技术领域，具体涉及一种多方法融合的全机疲劳试验数据误码剔除方法。从宏观和局部两个角度，建立了全机疲劳试验数据误码剔除技术，既能识别宏观上明显可见的误码点，改善数据聚类的效果，也能识别数据局部中传统方法不易识别的误码点。在保证误码剔除准确性的前提下，最大程度保留了数据的变化特征。为基于应变数据开展飞机结构损伤识别提供了高质量数据，提高了损伤识别的准确率。
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公开(公告)号：CN114357377B
公开(公告)日：2024-12-20
申请号：CN202111536598.2
申请日：2021-12-15
Applicant: 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所
IPC: G06F17/18 , G06F18/23213 , G06F18/25
Abstract: 本发明属于飞机疲劳试验技术领域，具体涉及一种多方法融合的全机疲劳试验数据误码剔除方法。从宏观和局部两个角度，建立了全机疲劳试验数据误码剔除技术，既能识别宏观上明显可见的误码点，改善数据聚类的效果，也能识别数据局部中传统方法不易识别的误码点。在保证误码剔除准确性的前提下，最大程度保留了数据的变化特征。为基于应变数据开展飞机结构损伤识别提供了高质量数据，提高了损伤识别的准确率。
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公开(公告)号：CN114357827B
公开(公告)日：2024-09-13
申请号：CN202111538267.2
申请日：2021-12-15
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
Abstract: 本发明属于飞机疲劳强度设计技术领域，具体涉及一种受舵面偏转影响的结构关键部位应力谱的方法。以舵面自动偏转、多工况批处理计算、载荷自动提取等技术为基础，快速获取上千种舵面偏转角度情况下的舵面交点载荷，提出通过载荷分区，分类构建受舵面偏转影响结构的关键部位的应力分量与交点载荷分量线性方程的方法，有效获取了满足受舵面偏转影响结构耐久性和损伤容限设计要求的关键部位应力谱，提高了这类结构的耐久性和损伤容限设计效率。
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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：CN115828635A
公开(公告)日：2023-03-21
申请号：CN202211713404.6
申请日：2022-12-29
Applicant: 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所
IPC: G06F30/20 , G06F17/18 , G06F17/14 , G06F119/04
Abstract: 本发明属于飞机结构疲劳强度技术领域，具体涉及一种飞机结构抖振频谱转换为疲劳载荷谱的方法，包括以下步骤：步骤一：对飞机结构的抖振响应载荷数据进行处理，获取一阶弯曲模态特征频率f1；步骤二：对抖振响应载荷数据进行窄带滤波，并计算滤波后的窄带抖振响应载荷数据的均方根值σ；步骤三：对滤波后的窄带抖振响应载荷数据进行雨流计数，统计窄带抖振响应载荷数据的幅值分布；用瑞丽分布拟合窄带抖振响应载荷数据的幅值分布；将瑞丽分布拟合后的幅值分布等效至三个典型载荷幅值上；步骤四：根据等效后的三个典型载荷幅值频次建立周期性阶梯状载荷谱。
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