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公开(公告)号：CN112711797B
公开(公告)日：2024-04-09
申请号：CN202011598152.8
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: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于航空结构强度计算领域，具体涉及一种蒙皮长桁组合计算单元参考应力选取的快速判断方法。本发明的方法针对疲劳自动分析中蒙皮长桁组合计算单元在计算组合应力时需要对蒙皮板单元和长桁杆单元进行坐标系方向识别的需求，提出一种根据长桁和蒙皮节点重合个数来确定参考应力选取方向的快速判断方法，只需选择板单元前两个节点与长桁杆单元进行是否重合进行判断，判据简单、操作性好，省去了以往需要对坐标系进行转换分析才能判断的繁琐过程，适合于程序自动化实现。
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公开(公告)号：CN114684346A
公开(公告)日：2022-07-01
申请号：CN202111682074.4
申请日：2021-12-31
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: B64C1/06
Abstract: 本申请属飞机结构强度试验领域，特别涉及一种长桁接头，长桁接头底板，长桁接头底板包括高度不同的长桁侧与框缘侧，所述框缘侧高于所述长桁侧，所述长桁侧与所述框缘侧的底面相互平行；长桁接头立筋，长桁接头立筋垂直连接于长桁接头底板的顶面，并垂直与所述框缘侧与所述长桁侧的分界线；减少长桁与长桁接头连接螺栓数量，在不改变结构疲劳薄弱部位的同时保证长桁接头传载能力不下降；2.对长桁接头底板厚度进行梯度设计，使得底板应力分布更加均匀、合理；3.对长桁接头立筋端部进行斜削，减少结构重量。
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公开(公告)号：CN112765779A
公开(公告)日：2021-05-07
申请号：CN202011611857.9
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: G06F30/20 , G06F119/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于航空疲劳计算技术领域，公开了一种用于激光强化结构件疲劳寿命评估的方法，包括测试某一材料的结构件在激光强化工艺下DFR的截止值；将激光强化工艺下结构件的寿命试验结果与喷丸工艺下结构件的寿命试验结果进行比较，得到表面系数的修正量；计算所述材料在不同结构件形式下喷丸工艺的细节疲劳额定值；依据不同结构件形式对喷丸工艺的细节疲劳额定值进行修正，得到不同结构件形式的第一激光强化细节疲劳额定值；取某一材料的某种结构件形式的第一激光强化细节疲劳额定值与DFR的截止值的较小值作为该种结构件形式的激光强化细节疲劳额定值；根据所述激光强化细节疲劳额定值，利用标准S‑N曲线计算不同结构件形式下的双95％寿命N。
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公开(公告)号：CN112733260A
公开(公告)日：2021-04-30
申请号：CN202011612743.6
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: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于运输类飞机结构疲劳计算技术，一种运输类飞机机身长桁通过孔的DFR疲劳分析，包括以下步骤：步骤一、根据机身长桁通过孔的R角半径，确定该部位的DFR值；步骤二、系统采集框前后蒙皮剪流差，结合长桁通过孔高度、长桁间距、角片宽度、框腹板厚度、框架高度，以全机有限元应力计算结果为基础，确定计算部位的参考应力σref；步骤三、确定载荷谱中的最大应力、最小应力及应力比；步骤四、计算地‑空‑地损伤比λ；步骤五、计算当量地－空－地循环数nd；第六步：计算地－空－地循环许用应力[σmax]：第七步：计算疲劳裕度f。
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公开(公告)号：CN114969957A
公开(公告)日：2022-08-30
申请号：CN202111652853.X
申请日：2021-12-30
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于航空疲劳损伤容限设计领域，特别涉及一种基于载荷推演的气密顶板优化设计方法。本申请的基于载荷推演的气密顶板优化设计方法，针对气密顶板连接区常满足静强度指标，却不满足疲劳寿命指标工程实际难题，结合机身气密连接区结构连接特点，从飞机结构耐久性设计角度给出了一种基于载荷推演的气密顶板优化设计方法。本申请的基于载荷推演的气密顶板优化设计方法，通过全面考虑静强度、疲劳危险载荷工况，提前依据寿命反推控制危险部位的应力水平，建立气密连接区结构重量与纵梁、横梁数量的函数关系，进行优化求解，得到满足应力水平要求的最优结构设计，确保结构同时满足寿命和重量指标要求。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114428026A
公开(公告)日：2022-05-03
申请号：CN202111655779.7
申请日：2021-12-30
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G01N3/32
Abstract: 本申请涉及一种飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构疲劳分析方法，包括：构建蒙皮环向应力σx、航向应力σy以及剪应力τxy的在各种工况下的载荷谱；比较蒙皮环向应力最大值σxmax、航向应力最大值σymax以及剪应力最大值τxymax，选取相应方法计算飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的细节疲劳额定值DFR；按照σxmax、σymax、|τxymax|中最大对应的载荷谱，确定最大应力值σmaxGAG、最小应力值σminGAG，计算地空地应力比RGAG；计算飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的地空地损伤比λ、当量地空地循环数nd、地空地循环许用应力[σmax]；计算飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的疲劳裕度f,大于0时，满足疲劳要求，小于0时，不满足疲劳要求。
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公开(公告)号：CN114239368A
公开(公告)日：2022-03-25
申请号：CN202210101518.9
申请日：2022-01-27
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F30/23 , B64F5/00 , B64C1/00 , G06F119/04 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于航空疲劳损伤容限设计领域，特别涉及一种典型气密顶板连接中角材优化设计方法。本申请基于气密顶板连接区域细节设计困难，过设计、欠设计普遍发生的现状，通过全机载荷实施状态下的有限元求解计算，采用了对连接角材端部进行局部加强的修理方案，对典型气密顶板连接中连接角材、加强角片进行一体化优化设计，对连接部位细节和螺栓进行寿命评估，确保寿命期内不发生开裂。本申请使用的理论依据正确，设计新颖、分析步骤清晰、简单，工程概念明确，解决了典型气密顶板连接中角材设计困难、容易提前破坏、开裂的难题。
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公开(公告)号：CN113049359A
公开(公告)日：2021-06-29
申请号：CN201911368388.X
申请日：2019-12-26
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 一种测试金属材料细节疲劳强度截止值试验件及制做方法，其特征在于，首先用被测金属材料制作一个长方形金属板作为试验件的本体；在金属板两侧中间部位分别对称加工两个内陷圆弧，在两个内陷圆弧处，距离圆弧外缘等宽圆弧区范围内，对金属板的正反两面进行激光强化，形成内陷的激光强化圆弧区。
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公开(公告)号：CN114969957B
公开(公告)日：2024-11-12
申请号：CN202111652853.X
申请日：2021-12-30
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于航空疲劳损伤容限设计领域，特别涉及一种基于载荷推演的气密顶板优化设计方法。本申请的基于载荷推演的气密顶板优化设计方法，针对气密顶板连接区常满足静强度指标，却不满足疲劳寿命指标工程实际难题，结合机身气密连接区结构连接特点，从飞机结构耐久性设计角度给出了一种基于载荷推演的气密顶板优化设计方法。本申请的基于载荷推演的气密顶板优化设计方法，通过全面考虑静强度、疲劳危险载荷工况，提前依据寿命反推控制危险部位的应力水平，建立气密连接区结构重量与纵梁、横梁数量的函数关系，进行优化求解，得到满足应力水平要求的最优结构设计，确保结构同时满足寿命和重量指标要求。
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公开(公告)号：CN114564811B
公开(公告)日：2024-09-20
申请号：CN202111652852.5
申请日：2021-12-30
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F30/20 , G06F17/11 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于航空全机地面载荷领域，特别涉及一种民机当量载荷谱中地面转弯侧向过载系数确定方法。包括：通过对全机地面转弯理论分析，建立地面转弯受力方程，并根据地面转弯运动方程，得到转弯情况下的飞机重心处侧向过载系数；获取飞机前轮转弯角度与飞机滑行速度关系数据；确定在飞机最小转弯半径转弯时，对应的飞机前轮转弯角度和飞机滑行速度；根据飞机最小转弯半径，对飞机重心处运动方程进行求解计算，得到地面转弯扭矩谱下的飞机重心处侧向过载系数；根据地面转弯扭矩谱下的飞机重心处侧向过载系数，以及飞机姿态角速度、角加速度、各部位相对重心处的位置关系，求解飞机各典型计算部位的侧向过载系数。
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