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公开(公告)号：CN119783249A
公开(公告)日：2025-04-08
申请号：CN202411873334.X
申请日：2024-12-18
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F17/10 , B64D39/00 , G06F113/14 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本申请属于结构动力学技术领域，特别涉及一种飞机软式加油系统卷盘回绕力矩计算方法及系统，包括：根据计算所需的基本参数确定锥套气动力公式，而后根据锥套气动力公式、锥套重力和方向确定加油软管受到的气动压差力；根据加油软管的重力方向、气动压差力方向确定加油软管迎角公式；获取受油机与加油机对接后的卷盘回绕加油软管时气动摩擦力的方向，用于计算气动摩擦力；获取平衡状态下加油软管的角度，而后根据加油软管迎角和加油软管的气动摩擦力计算卷盘的回绕力矩。可根据已知数据快速计算得出飞机软式加油系统卷盘回绕力矩，大幅度降低了回绕力矩的计算成本和周期，为飞机软式加油系统的设计提供了简单、通用的计算方法。
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公开(公告)号：CN119740319A
公开(公告)日：2025-04-01
申请号：CN202411821428.2
申请日：2024-12-11
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于飞机设计技术领域，特别涉及一种拉伸载荷下机身框变形确定方法及装置，该方法包括：步骤S1、确定机身框的圆形剖面的半径R、剖面刚度I、弹性模量E及所承受的对称拉力F；步骤S2、以机身框的圆形剖面的圆点为极点，以对称拉力所在的方向为极轴构建极坐标系，确定待分析变形程度的机身框位置处的极角β；步骤S3、确定机身框位置处的横向位移及纵向位移。本申请降低了传统有限元建模计算的时间，提高了机身加强框设计优化效率。
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公开(公告)号：CN117910300A
公开(公告)日：2024-04-19
申请号：CN202311832775.0
申请日：2023-12-28
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G06F113/26 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于飞机上复合材料加筋壁板压损试验技术领域，具体涉及一种飞机上复合材料加筋壁板压损试验件设计方法，包括：试验件有效长细比计算分析步骤：计算试验件的有效长细比，初步确定试验件的失效形式，确保试验件的有效长细比位于加筋壁板承载能力曲线的短柱区；有限元分析模型建立步骤：建立系列试验件有限元分析模型，各个试验件有限元分析模型中试验件考核段具有不同的高度；不同高度考核段试验件失稳分析步骤：利用系列试验件有限元分析模型，计算得到不同高度考核段试验件的失稳系数、失稳临界应力、失稳临界应变，得到试验件失稳经验曲线；试验件考核段高度确定步骤：根据试验件失稳经验曲线，对试验件考核段高度进行确定。
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公开(公告)号：CN117719682A
公开(公告)日：2024-03-19
申请号：CN202311838735.7
申请日：2023-12-28
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本申请属于飞机空中加油设计技术领域，具体涉及一种飞机空中加油软管甩鞭预防装置，包括加油软管、伸缩管、加油接头、稳定伞、挡环、弹簧、伸缩筒，其中：伸缩管能够伸缩，进口端连接加油软管出口端；加油接头连接在伸缩管出口端；稳定伞呈锥形；稳定伞尖端开口，连接在加油接头上；挡环套接在伸缩管上；弹簧套设在伸缩管外周；弹簧一端连接在加油接头上；弹簧另一端连接在挡环上；伸缩筒能够伸缩，套设在弹簧外周；伸缩筒一端连接在加油接头上；伸缩筒另一端套接在挡环外周，且该端逐渐收缩，呈锥形，套接到加油软管上。
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公开(公告)号：CN117606731A
公开(公告)日：2024-02-27
申请号：CN202311690206.7
申请日：2023-12-11
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本申请提供一种落震试验台吊篮升降控制装置及方法，属于飞机结构试验领域，该装置包括：落震试验台架和显控地面工作站；其中，落震试验台架包括升降执行机构、称重传感器、电控永磁铁、吊篮、位传感器和落震试验台框架；落震试验台框架构成装置的支撑结构；升降执行机构安装在落震试验台框架的上，用于提供起落架试验件升降操作的动力；升降执行机构的下侧通过称重传感器连接电控永磁铁，电控永磁铁能够在通电状态下下失去或产生磁性，从而释放或吸附吊篮；吊篮的下侧安装固定起落架试验件，且吊篮的下侧面设有位移传感器；显控地面工作站连接落上述部件，通过显控地面工作站能够控制升降执行机构执行升降操作、控制电控永磁铁产生或失去磁力。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115628867A
公开(公告)日：2023-01-20
申请号：CN202211228956.8
申请日：2022-10-09
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本申请属于飞机振动控制设计领域，为一种用于起落架振动频率控制的方法，通过比较起落架振动模态频率与外激励频率的相对偏差来避开滑跑阶段外激励频率与起落架振动模态频率耦合的问题，通过先进行起落架仿真或起落架试验，确定起落架振动模态频率，而后再确定起落架的外激励频率，若起落架振动模态频率与外激励频率的相对偏差不小于6％，则不会出现外激励频率与起落架振动模态频率耦合的问题，避免起落架发生共振；可用于解决起降滑跑阶段外激励频率与起落架振动模态频率耦合的问题，避免起落架共振故障的事后排查和处理，为起落架的动力学设计提供指导。
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公开(公告)号：CN102288380B
公开(公告)日：2013-08-07
申请号：CN201110113952.0
申请日：2011-05-04
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G01M9/04
Abstract: 一种吹气式阵风发生器，属于风洞试验装置。该阵风发生器由整流罩[1]、主导气管[2]、分支导气管[3]和外接气源[5]四个部分组成，外接气源[5]连接主导气管[2]，主导气管[2]横穿整流罩[1]内部，在主导气管[2]上沿自身轴向布置若干开口，各分支导气管[3]通过上述开口与主导气管[2]连接，分支导气管[3]的末端喷口[4]与整流罩[1]外表面平齐。本发明构造简单，安装方便，不但可以模拟飞机飞行过程中遇到的连续、随机阵风，而且既可以产生离散阵风又能够产生连续阵风，也可以模拟不同温度以及不同压力的特殊阵风。
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公开(公告)号：CN119691906A
公开(公告)日：2025-03-25
申请号：CN202411873333.5
申请日：2024-12-18
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F17/12 , B64D39/00 , B64F5/00 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F113/14
Abstract: 本申请属于结构动力学技术领域，特别涉及一种飞机软式加油系统锥套平衡位置计算方法及系统，确定锥套气动力方向和加油软管气动压差力方向”，根据基本参数计算锥套气动力、计算气动压差力系数cn和加油软管的气动压差力；获取软管‑锥套组合在平衡状态下的受力状态数据，结合锥套气动力、加油软管气动压差力系数和加油软管气动压差力矩建立力矩平衡等式，与软管长度距离等式联立得到二元二次方程组，求解得到锥套平衡位置相对于软管根部的垂向距离为z和航向距离为x。可根据少量数据快速计算得出飞机软式加油系统卷盘回绕力矩，避免了非定常流固耦合分析或编程建立数学模型来进行求解，大幅度降低了锥套平衡位置的计算成本和周期。
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公开(公告)号：CN106092035B
公开(公告)日：2018-10-09
申请号：CN201610375576.5
申请日：2016-05-31
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G01B21/32
Abstract: 本发明涉及一种受集中横向剪力作用的刚索挠度计算方法，通过对A、B两端铰支跨内受集中横向力作用的拉伸柱梁的挠曲线方程进行简化，得出适用于无抗弯能力的钢索的挠曲线方程。本发明的一种受集中横向剪力作用的刚索挠度计算方法解决了目前没有的有效计算受集中横向剪力作用的钢索挠度计算方法，并且公式的计算难度较低，工作效率较高。
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公开(公告)号：CN106092035A
公开(公告)日：2016-11-09
申请号：CN201610375576.5
申请日：2016-05-31
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G01B21/32
CPC classification number: G01B21/32
Abstract: 本发明涉及一种受集中横向剪力作用的刚索挠度计算方法，通过对A、B两端铰支跨内受集中横向力作用的拉伸柱梁的挠曲线方程进行简化，得出适用于无抗弯能力的钢索的挠曲线方程。本发明的一种受集中横向剪力作用的刚索挠度计算方法解决了目前没有的有效计算受集中横向剪力作用的钢索挠度计算方法，并且公式的计算难度较低，工作效率较高。
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