-
公开(公告)号：CN119830654A
公开(公告)日：2025-04-15
申请号：CN202411906247.X
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 , G06F30/15 , G06F17/18 , G06F119/14 , G06F111/10 , G06F119/02
Abstract: 本申请属于结构健康监测领域，特别涉及一种飞机结构疲劳单机跟踪分析方法及系统，包括：将飞参预处理数据作为单机跟踪数据的输入，建立全机有限元模型；依据全机有限元模型，得到结构疲劳关键区域的应力/应变结果；根据结构疲劳关键区域的应力/应变结果，采用对应的寿命计算方法，开展裂纹萌生寿命预测/裂纹扩展寿命预测，得到各个结构疲劳关键部位的寿命预测结果；将结构疲劳关键部位的寿命预测结果与实际使用情况统计下的轻重评价相结合，确定损伤及寿命管理参数。通过建立飞参‑载荷”、“载荷‑应力”之间的关系，能够更加动态及灵活地对飞机结构疲劳部位进行单机跟踪分析。
-
公开(公告)号：CN119692060A
公开(公告)日：2025-03-25
申请号：CN202411915382.0
申请日：2024-12-24
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F30/20 , G06F17/10 , G06F17/16 , G06F111/10 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于飞机飞行载荷设计技术领域，特别涉及一种飞机气动滚转力矩的修正方法，初始化计算参数，基于计算参数计算飞机真空速、当量速度、飞机速压，而后基于机动仿真动响应计算运动参数，基于运动参数计算全机目标气动滚转力矩；给定不平衡力矩容差量；基于全机目标滚转力矩求解不平衡力矩；对比分析不平衡力矩与不平衡力矩容差的差值大小，若不平衡力矩绝对值小于不平衡力矩容差，则计算结束。通过调整机翼部件展向各剖面的当地迎角，重构机翼展向压力分布特性，消除了飞机因压力分布特性带来的不平衡气动滚转力矩，达到载荷平衡的目的，满足了工程中的设计需求。
-
公开(公告)号：CN117688673A
公开(公告)日：2024-03-12
申请号：CN202311709776.6
申请日：2023-12-13
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/27 , G06F119/02
Abstract: 本申请提供了一种飞机载荷预测模型调节参数的优化方法，属于飞行器结构设计技术领域，该优化方法包括：获取飞机飞行参数数值及载荷数值，将包含飞行参数数值和载荷数值的数据集划分为训练集和预测集；对所述训练集和预测集中的飞参数据数值进行归一化处理；建立基于支持向量机的飞行参数‑载荷预测模型；选取交叉验证折数，并基于交叉验证方法对所述飞行参数‑载荷预测模型进行训练；选取目标函数；确定飞行参数‑载荷预测模型中调节参数的取值范围；设置迭代次数；迭代计算获得调节参数的最优取值，满足目标函数的要求。本申请的方法能够快速得到多个参数的最优取值，使得飞机关键结构预测载荷的输出满足精度要求。
-
公开(公告)号：CN112784357B
公开(公告)日：2024-02-13
申请号：CN202011610909.0
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: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/23 , G06F119/02
Abstract: 本发明属于航空结构设计领域，公开了一种孔边角裂纹应力强度因子确定的参数组合方法。通过开孔疲劳试验，确定了不同尺寸角裂纹相对穿透裂纹的修正因子，结合穿透裂纹应力强度因子计算公式，得到可用于快速确定孔边角裂纹应力强度因子的方法，解决孔边角裂纹应力强度因子无理论解且分析困难，缺乏高效可靠的孔边角裂纹应力强度因子确定方法的问题。
-
公开(公告)号：CN117540660A
公开(公告)日：2024-02-09
申请号：CN202311636782.3
申请日：2023-12-01
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/23 , G06F30/15 , G06F17/16 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 提供一种飞机扰流板故障状态下临界载荷确定方法，包括：获取飞机真空速、当量速度、飞机速压、扰流板偏转角度，并计算飞机气动姿态角相关运动参数；基于扰流板气动力模型，计算扰流板偏转压力系数增量，建立扰流板气动力压力系数分布数据库；基于扰流板几何模型，计算扰流板三角形网格形心点坐标矩阵、三角形网格面积矩阵、三角形形心点单位矢量矩阵；基于飞机运动参数、扰流板气动力压力系数分布数据库、扰流板几何模型，计算扰流板偏转角度下的气动载荷与气动铰链力矩；计算各个扰流板偏转角度下，扰流板作动器输出铰链力矩矩阵；基于扰流板气动铰链力矩、扰流板作动器输出铰链力矩矩阵，计算出扰流板交点偏转角度，确定扰流板临界载荷。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112765780B
公开(公告)日：2022-10-11
申请号：CN202011612918.3
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
IPC: G06F30/20 , G06F17/12 , G06F17/18 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于航空航天非晶材料力学行为的分析方法，提出了一种压力作用下非晶体自由体积浓度最大值的计算方法，准确预测结构部件在压力作用下的力学响应。技术方案包括：利用Maxwell模型，结合固态相变动力学里面的速率方程，在平均场框架下得到应力应变曲线。得出的理论结果可以指导工程当中的试验以及做出准确预测，避免结构部件使用中产生意料之外的屈服和断裂。
-
公开(公告)号：CN113051699B
公开(公告)日：2022-09-20
申请号：CN201911376783.2
申请日：2019-12-27
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 一种飞机剩余寿命的评估方法，以全机疲劳试验载荷谱作为基础，采用损伤类比计算方法，确定单机损伤计算的基准当量损伤率(每飞行小时当量损伤)。然后，在任一架飞机载荷飞参历程的基础上，确定任一架飞机的当量损伤，快速评估给出单机消耗寿命和剩余寿命。本方法所需参数少，使用便捷，可用于快速确定飞机剩余寿命，并可进一步用于单机寿命监控和结构健康监控。
-
公开(公告)号：CN110674557B
公开(公告)日：2022-09-06
申请号：CN201910828635.3
申请日：2019-09-03
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F30/17
Abstract: 本申请属于航空发动机进排气系统多S弯中心线设计技术领域，具体涉及一种多S弯中心线的设计方法，包括以下步骤：步骤1、根据航空发动机进排气系统的需求，确定多S弯中心线的总水平长度L、总纵向偏距DY，并选取坐标原点，确定多S弯中心线起始端点的坐标、终止端点的坐标；步骤2、多S弯中心线依次包括n个首尾相接的单S弯中心线，确定各个单S弯中心线的水平长度li、纵向偏距DYi，其中，i＝1、2、......、n；步骤3、对各个单S弯中心线进行设计。
-
公开(公告)号：CN113125129A
公开(公告)日：2021-07-16
申请号：CN201911387539.6
申请日：2019-12-27
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 一种长桁与蒙皮组合结构剪切疲劳试验载荷确定方法，根据长桁与蒙皮组合结构设计参数制作剪切疲劳试验件，利用不完全张力场计算方法，计算试验件理论临界屈曲载荷；根据长桁与蒙皮组合结构的目标寿命确定剪切疲劳试验次数；根据长桁与蒙皮组合结构的蒙皮厚度以及对应的剪切疲劳试验次数，利用不同蒙皮厚度下剪切疲劳试验载荷与临界屈曲载荷比值和疲劳试验目标次数之间的关系，确定该试验件的剪切疲劳试验载荷。
-
公开(公告)号：CN113063570A
公开(公告)日：2021-07-02
申请号：CN201911376692.9
申请日：2019-12-27
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 一种飞机全尺寸疲劳试验中缝翼载荷加载方法，已知飞机结构参数及与飞机机翼连接的多个缝翼结构的载荷，每个缝翼结构含有缝翼翼面及滑轨，根据飞机结构参数及每个缝翼结构载荷，分析获得每个缝翼结构的传载特性和损伤特性；按照缝翼结构的传载特性和损伤特性，将缝翼结构分级为完全考核结构、兼顾考核结构和不考核结构；在飞机全尺寸疲劳试验中，将完全考核结构的缝翼翼面及滑轨安装在机翼结构上、将兼顾考核结构的缝翼滑轨安装在机翼结构上，将不考核结构的缝翼结构不安装；根据缝翼结构分级结果，对完全考核结构，在缝翼翼面上施加缝翼的弯矩、扭矩、剪力载荷，对兼顾考核结构，在缝翼滑轨上施加缝翼的弯矩、剪力载荷，施加方法，对不考核结构，不进行加载试验。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
113
records
(took 0.044 seconds)
