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公开(公告)号：CN119720683A
公开(公告)日：2025-03-28
申请号：CN202411906260.5
申请日：2024-12-23
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/10 , G16C60/00 , G06F111/04 , G06F111/06 , G06F111/10 , G06F113/26
Abstract: 本申请提供了一种复合材料主盒段参数优化设计方法，包括以下步骤：筛选出复合材料主盒段的强度约束以及刚度约束的主要设计工况；以铺层数为优化变量，随机生成各个优化变量，并将优化变量相应的初始铺层厚度以超级层的形式按照初始铺层顺序进行等分，得到各个优化变量的初始铺层厚度；对各个优化变量的初始铺层厚度优化得到基本铺层厚度；获取复合材料主盒段的铺层库，铺层库中包含与铺层厚度对应的铺层顺序；判断复合材料主盒段有限元模型是否满足强度约束以及刚度约束要求；若不满足，执行满强度参数微调，直至满足约束要求；对复合材料主盒段进行厚度工艺约束检查，保证相邻厚度分区的厚度阶差满足设计要求。
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公开(公告)号：CN117910298A
公开(公告)日：2024-04-19
申请号：CN202311789389.8
申请日：2023-12-22
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 , G06F119/14
Abstract: 申请属于飞机机翼整体油箱设计技术领域，具体涉及一种过载条件下飞机机翼整体油箱侧壁各处燃油压力确定方法，其在确定机翼整体油箱内油箱侧壁各处的过载压力时，考虑机翼整体油箱内燃油液面高度动态实时变化，以及机翼整体油箱为弹性体受载会发生变形的实际，能够准确得到机翼整体油箱内油箱侧壁各处的过载压力，可为机翼整体油箱的设计提供准确指导。
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公开(公告)号：CN111159943B
公开(公告)日：2023-07-21
申请号：CN201911363192.1
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动翼面封严结构的屈曲处理方法，该方法包括：对封严结构进行受力形式工程分析，将封严结构和动翼面划分为多个承载区域；进行前处理建模，建立每个承载区域的线性屈曲模型；对多个承载区域进行网格划分，模拟承载区域的屈曲边界或受力状态；对多个承载区域施加非线性的几何大变形产生的力，并对固定翼后缘和动翼面主结构施加强迫位移边界条件；通过施加的非线性的几何大变形产生的力以及强迫位移边界条件在多个承载区域上的作用，对多个承载区域进行线性屈曲求解，得到线性屈曲模型的求解结果。本发明实施例解决了现有方式无法对动翼面封严结构的稳定性进行准确评估计算，以及后屈区分析的计算精度低的问题。
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公开(公告)号：CN115503931A
公开(公告)日：2022-12-23
申请号：CN202211241016.2
申请日：2022-10-11
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本申请属于航空结构力学领域，为一种增加复合材料加筋壁板压缩承载能力的方法，包括：选用适合细度的缝纫线，在蒙皮与长桁预成型后、固化前，按照一定的缝合密度，将蒙皮与长桁底缘进行缝合，缝合完成后再将蒙皮与长桁组成的预制体固化；通过采用缝纫线固定蒙皮与长桁，蒙皮与长桁实现一体固定，在受到任意方向的力时，蒙皮与长桁均共同受力，蒙皮与长桁之间不存在胶而实现蒙皮与长桁之间的完全贴合，抗剥离能力强，进而提升蒙皮与长桁的面外剥离强度，充分发挥复合材料加筋壁板的后屈曲承能力，间接提高复合材料加筋壁板结构的压缩承载能力，降低设计重量，提升飞机的经济性。
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公开(公告)号：CN112733261A
公开(公告)日：2021-04-30
申请号：CN202011612892.2
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 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于航空结构力学领域，特别是涉及到复合材料机翼加筋壁板结构拉伸设计许用应变的确定方法。该方法包括：从具有结构全部细节特征的壁板结构上选取具有代表性的两个结构剖面作为两组试验对象；对两组试验对象开展拉伸试验，得到壁板结构的应变数据；将应变数据进行曲线拟合，按结构最小剖面刚度，给出拉伸设计许用应变。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112711800B
公开(公告)日：2022-10-11
申请号：CN202011602390.1
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 , G06F30/27 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于强度计算领域，具体涉及一种金属机翼强度与刚度参数优化设计方法。包括：进行金属机翼模型参数敏度分析，筛选出影响强度强约束、刚度强约束的典型工况；针对上述典型工况，随机生成优化变量的种群，确定种群之间以及不同种群对应个体之间的信息传递方式；定义适应度函数并根据适应度函数对分析对象进行遗传算法优化得到最优种群；在优化得到最优种群之后，针对全部工况，对最优种群进行小幅度优化调参，直至满足强度与刚度约束得到调参后的种群；对调参后的种群进行厚度平均化处理得到单元个体的平均厚度。解决了多工况、多约束、多变量的优化场景下，特别是强度与刚度综合优化问题。
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公开(公告)号：CN112660410A
公开(公告)日：2021-04-16
申请号：CN202011610036.3
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
Abstract: 本发明属于飞机结构优化设计领域，涉及一种大展弦比机翼重量的估算方法。该方法包括：将需要估算重量的大展弦比目标机翼，等效为一端固支的等剖面“工”型悬臂梁，确定等剖面“工”型悬臂梁的长度和平均化高度；等剖面“工”型悬臂梁展向各剖面参数完全相同；将预设的参考机翼同样等效为一端固支的参考等剖面“工”型悬臂梁；确定参考等剖面“工”型悬臂梁的长度和平均化高度；获取大展弦比目标机翼的等效总弯矩载荷和参考机翼的等效总弯矩载荷；估计出大展弦比目标机翼的重量。
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公开(公告)号：CN106840721B
公开(公告)日：2019-06-11
申请号：CN201611160331.7
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: G01M99/00
Abstract: 本发明属于结构/强度试验技术领域，涉及一种飞行器结构传载特性模型试验设计方法。步骤一，确定模型机的缩放比例，并选择与原型机相同的材料；设定：应力相似比：Cσ＝σ原型/σ模型；应变相似比：Cs＝ε原型/ε模型；位移相似比：Cδ＝δ原型/δ模型；面积力相似比：Cq＝q原型/q模型；步骤二，根据相似理论与方程分析法导出如下相似指标：几何方程：物理方程：力边界条件：集中力：集中力矩：步骤三，保证原型与模型中的应力应变不变，即Cε＝1、Cσ＝1；模型试验中，保证与原型具有相同的约束，并施加如下载荷步骤四，由模型试验中测得的物理量，按照如下关系式反推原型的物理量位移：δ原型＝δ模型CL；应变：ε原型＝ε模型；应力：σ原型＝σ模型。可以对结构传载特性进行准确、较为快速的评估，并降低飞行器方案论证阶段的设计风险。
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公开(公告)号：CN107515088A
公开(公告)日：2017-12-26
申请号：CN201710662037.4
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
CPC classification number: G01M5/0016
Abstract: 本发明涉及一种金属机翼主盒段弯曲刚度测试的模型试验件设计方法，包括根据真实飞机金属机翼主盒段得到真实飞机中的长桁等效面积Ae和等效蒙皮厚度tse；根据真实飞机金属机翼主盒段得到真实飞机中翼梁的最小厚度td，及模型试验件加工方法得到模型试验件能够加工的最小厚度ta，并根据td及ta确定模型试验件的缩放比例n；将真实飞机机翼主盒段结构简化得到真实飞机机翼主盒段简化结构，根据真实飞机机翼主盒段简化结构及缩放比例得到模型试验件结构；根据对模型试验件结构进行刚度试验得到模型试验件的弯曲刚度为EIm，根据模型试验件的弯曲刚度及最小缩放比例得到真实飞机金属机翼主盒段的弯曲刚度EIo。本发明的方法具有简单高效、节约成本等优点。
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公开(公告)号：CN106840721A
公开(公告)日：2017-06-13
申请号：CN201611160331.7
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: G01M99/00
CPC classification number: G01M99/007
Abstract: 本发明属于结构/强度试验技术领域，涉及一种飞行器结构传载特性模型试验设计方法。步骤一，确定模型机的缩放比例，并选择与原型机相同的材料；设定：应力相似比：Cσ＝σ原型/σ模型；应变相似比：Cs＝ε原型/ε模型；位移相似比：Cδ＝δ原型/δ模型；面积力相似比：Cq＝q原型/q模型；步骤二，根据相似理论与方程分析法导出如下相似指标：几何方程：物理方程：力边界条件：集中力：集中力矩：步骤三，保证原型与模型中的应力应变不变，即Cε＝1、Cσ＝1；模型试验中，保证与原型具有相同的约束，并施加如下载荷步骤四，由模型试验中测得的物理量，按照如下关系式反推原型的物理量位移：δ原型＝δ模型CL；应变：ε原型＝ε模型；应力：σ原型＝σ模型。可以对结构传载特性进行准确、较为快速的评估，并降低飞行器方案论证阶段的设计风险。
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