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公开(公告)号：CN111143944B
公开(公告)日：2023-09-05
申请号：CN201911363193.6
申请日：2019-12-25
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本发明实施例公开了一种双梁机翼的机翼梁刚度配置方法，包括：建立前后梁板元模型，前后梁板元模型分别包括多个分块板元；根据已建立的前后梁板元模型，设置多组前后梁板元厚度区间组，每组前后梁板元厚度区间组包括前梁板元厚度区间和后梁板元厚度区间；对每组前后梁板元厚度区间组对应的前后梁板元模型施加载荷，并进行拓扑优化分析，得到前后梁分块板元的厚度分布结果。本发明实施例解决了现有机翼前后梁的刚度设计，由于需要经过多次轮迭代后确定机翼前后梁的刚度比，而导致整个过程设计效率低下，耗费大量的时间和人力的问题。
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公开(公告)号：CN112810835B
公开(公告)日：2022-11-01
申请号：CN202011610779.0
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: B64F5/60
Abstract: 本发明公开了一种活动面静力载荷试验中支点变形施加方法，包括：在活动面的剖面中，建立活动面与试验设备连接处的根部支点的支点局部坐标系；在所述支点坐标系下，通过有限元分析得到除了两端根部支点之外的其余根部支点在受载后的变形量，并得到根部支点在受载变形后的位置坐标；基于所述坐标位置，确定所述其余根部支点在所述支点局部坐标系不同坐标轴方向的相对变形量；在活动面静力载荷试验中，利用试验设备安装好活动面后，按照所确定的相对变形量对各根部支点施加变形约束。该方法保证了试验的准确性，又大大降低了对试验支持装置的要求，不需要通过支持夹具大行程调节，一方面确保了试验精度，另一方面也降低了实施难度。
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公开(公告)号：CN109383846A
公开(公告)日：2019-02-26
申请号：CN201710662683.0
申请日：2017-08-04
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: B64F5/60
CPC classification number: B64F5/60
Abstract: 本发明涉及一种T尾飞机垂尾翼梁试验件，其包括腹板、对称设置于腹板两侧的缘条以及与缘条连接的缘条弯边，所述腹板、缘条和缘条弯边为一体构型，所述缘条垂直于腹板，且所述缘条的厚度大于腹板的厚度，缘条弯边平行于所述腹板。本发明的T尾飞机垂尾翼梁试验件较现有技术中的试验方案来说，具有如下优点：1)通过将原翼梁中的原蒙皮分配到本发明中的翼梁试验件的缘条和缘条弯边中，可以精确模拟蒙皮对翼梁的支持；2)简化试验件设计；3)降低试验难度，节省试验成本。
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公开(公告)号：CN104990696A
公开(公告)日：2015-10-21
申请号：CN201510349302.4
申请日：2015-06-23
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G01M13/00
Abstract: 本发明公开了一种加载系统。所述加载系统包括：试验机，试验机具有试验机平台以及试验机压头；加载组件，其分别与试验机压头以及待测试验件具有耳片的一端连接；支持件，支持件分别与所述试验机平台以及所述待测试验件的另一端连接；侧向加载组件，所述侧向加载组件用于与所述待测试验件具有耳片的一端连接；其中，试验机用于提供沿待测试验件轴向方向的载荷；加载组件用于将所述载荷传递给所述待测试验件；支持件用于固定所述待测试验件；侧向加载组件用于为待测试验件提供垂直于待测试验件的一个面的力。本发明的加载系统能够同时给予待测试验件压力以及弯矩，从而模拟待测试验件的真实受力情况。且本发明的加载系统操作简单，控制方便。
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公开(公告)号：CN111159879B
公开(公告)日：2023-07-21
申请号：CN201911362952.7
申请日：2019-12-25
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/14 , G06F113/26
Abstract: 本发明实施例公开了一种集中传载结构的钉载处理方法，该方法包括：对集中传载结构进行受力形式工程分析，根据承载力确定集中传载结构中的多个承载区域；对多个承载区域进行前处理建模，建立每个承载区域的传载模型；根据承载力对多个承载区域进行网格划分，模拟部分承载区域的结构传载及应力水平，以及模拟另外部分承载区域的结构传载；对集中传载结构施加热力载荷；通过热力载荷在集中传载结构上的作用，对集中传载结构进行应力求解和钉群载荷分配求解；确定集中传载结构中的钉群载荷大小及结构应力应变数值。本发明实施例解决了现有方式对多钉连接钉载分配的计算基本局限于工程线弹性理论，而导致该方法的分析精确低，分析可靠性差的问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111144049A
公开(公告)日：2020-05-12
申请号：CN201911347826.4
申请日：2019-12-24
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本发明公开了一种复合材料开孔翼梁安全裕度计算方法，包括步骤1：建立复合材料开孔翼梁的细节有限元模型；步骤2：对复合材料开孔翼梁的细节有限元模型施加边界条件和工作载荷；步骤3：对复合材料开孔翼梁的细节有限元模型进行应力求解，计算开孔强度的安全裕度MS1；步骤4：对复合材料开孔翼梁的细节有限元模型进行稳定性求解，计算稳定性的安全裕度MS2；步骤5：比较开孔强度的安全裕度MS1与稳定性的安全裕度MS2，取两者中较小者作为复材开孔翼梁的安全裕度，本发明根据具有相同铺层比例的平板试验结果确定了翼梁开孔的孔边强度，方法简单、便于使用，同时在考虑孔边强度和整体稳定性两者因素的情况下，给出了复材开孔翼梁的安全裕度计算方法，结果可靠。
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公开(公告)号：CN111143944A
公开(公告)日：2020-05-12
申请号：CN201911363193.6
申请日：2019-12-25
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本发明实施例公开了一种双梁机翼的机翼梁刚度配置方法，包括：建立前后梁板元模型，前后梁板元模型分别包括多个分块板元；根据已建立的前后梁板元模型，设置多组前后梁板元厚度区间组，每组前后梁板元厚度区间组包括前梁板元厚度区间和后梁板元厚度区间；对每组前后梁板元厚度区间组对应的前后梁板元模型施加载荷，并进行拓扑优化分析，得到前后梁分块板元的厚度分布结果。本发明实施例解决了现有机翼前后梁的刚度设计，由于需要经过多次轮迭代后确定机翼前后梁的刚度比，而导致整个过程设计效率低下，耗费大量的时间和人力的问题。
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公开(公告)号：CN111086233A
公开(公告)日：2020-05-01
申请号：CN201911363533.5
申请日：2019-12-25
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本发明实施例公开了一种3D打印拼接成形方法，包括：将整体模型划分为多个子部件，且相邻两个子部件的分割处设置有拼接结构；分别打印多个子部件；对已打印的多个子部件进行拼接，相邻两个子部件通过拼接结构进行拼接；在拼接成形的整体部件的拼接处采用胶材粘接，并采用激光熔融方法对拼接缝隙进行修整。本发明实施例解决了现有对全尺寸模型的打印，对于打印机的尺寸有较高要求，增加制造成本，以及付出很大的时间成本等问题。
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公开(公告)号：CN107462382A
公开(公告)日：2017-12-12
申请号：CN201710662644.0
申请日：2017-08-04
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G01M5/00
Abstract: 本发明涉及一种飞机金属机翼主盒段刚度测试的模型试验件设计方法，所述飞机金属机翼主盒段刚度测试的模型试验件设计方法适用于大型飞机的金属机翼主盒段的模型试验件，其包括根据真实飞机金属机翼主盒段确定模型试验件的缩放比例；根据上述确定的缩放比例确定模型试验件结构；对上述模型试验件进行刚度试验，通过模型试验件刚度试验结果计算真实际飞机机翼主盒段刚度。本发明的飞机金属机翼主盒段刚度测试的模型试验件设计方法生产周期短、生产费用低、用料少，试验费用低，试验周期短，可实现机翼主盒段设计的快速迭代，缩短飞机设计周期，节约设计成本。
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公开(公告)号：CN106777689A
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201611161863.2
申请日：2016-12-15
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5018 , G06F17/5095
Abstract: 本发明属于飞机强度计算领域，涉及一种基于有限元模型的飞机双铰链舵面偏转方法。其特征在于所述的方法包括如下步骤：步骤1、在双铰链舵面中立位置前、后舵面的有限元模型中分别建立偏转坐标系1和2，坐标系1和2的Z轴与舵面转轴重合；步骤2、将前舵面有限元模型的节点坐标修改为坐标系1下的局部坐标；将后舵面有限元模型的节点坐标修改为坐标系2下的局部坐标；步骤3、将坐标系2的参考点坐标修改为坐标系1下的局部坐标；步骤4、根据各载荷工况下舵面的偏转角度，将坐标系1和2沿Z轴进行相应角度偏转，得到偏转后的坐标系1"和2"，实现了双铰链舵面偏转。提供一种计算方法简便的基于有限元模型的飞机双铰链舵面偏转方法。
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