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公开(公告)号：CN110929344B
公开(公告)日：2024-02-13
申请号：CN201911364645.2
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
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种飞机结构疲劳裂纹扩展方向的预测方法和装置，通过建立含裂结构有限元模型并进行应力场计算，得到含裂结构应力场分布，通过确定应力场计算中心点位置，确定远端应力场计算所需有限元单元，计算远端应力场计算中心处平均应力，计算得到远端应力场计算中心主应力所在方位角，即可以预测出结构的疲劳裂纹扩展方向。本发明使用的理论依据正确，工程概念清晰，使用简单方便。提出的一种基于有限元的飞机结构疲劳裂纹扩展方向的预测方法，可以根据有限元应力场分布，对飞机结构设计阶段开裂扩展模式、或飞行过程中结构出现裂纹后疲劳裂纹扩展方向进行快速预测，从而解决了飞机结构疲劳裂纹扩展方向不易预测的难题。
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公开(公告)号：CN112784356B
公开(公告)日：2022-10-11
申请号：CN202011600332.5
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: 本发明公开一种飞机结构静强度的试验方法，包括：建立飞机结构试验件静强度初始有限元模型；将静强度试验的载荷划分为多个载荷级；通过划分出的多个载荷级，从最低载荷级到次高载荷级，依次通过每个载荷级的载荷值对试验件进行静强度试验，并将当前载荷级下的试验值与理论值进行对比，修正当前载荷级对应的有限元模型并计算下一载荷级的理论值；采用最高载荷级的载荷值对试验件进行静强度试验，并在静强度试验过程中通过次高载荷级试验修正后的有限元模型进行监控，以确保试验过程中试验件的应力水平在理论值的误差范围内。本发明解决了现有静强度试验过程中，由于载荷量级大，结构应力水平高，从而导致试验风险程度极高、试验难度大等问题。
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公开(公告)号：CN112699479A
公开(公告)日：2021-04-23
申请号：CN202011610544.1
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 , G06F119/04
Abstract: 本发明公开一种飞机结构裂纹形成寿命理论值分散系数的确定方法，包括：建立裂纹扩展方向坐标标识线；确定断口分析测量点位置；计算断口分析测量点位置的裂纹扩展速率；计算裂纹扩展寿命试验值；计算裂纹形成寿命试验值；计算裂纹形成寿命理论值；计算裂纹形成寿命分散系数，即为飞机结构裂纹形成寿命分散系数。本发明上述技术方案采用的理论分析方法正确，工程概念明确，步骤清晰；可用于确定飞机结构裂纹形成寿命分散系数，也可用于通过断口分析进而确定试验件裂纹扩展寿命试验值；解决了现有裂纹形成寿命分散系数的计算方式，由于结构件采用的材料性能不稳定、生产制造工艺不稳定等因素，而导致疲劳寿命理论值与试验值存在较大的差异的问题。
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公开(公告)号：CN109580474A
公开(公告)日：2019-04-05
申请号：CN201811307612.X
申请日：2018-11-05
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Inventor： 翟新康
IPC: G01N19/02
Abstract: 本发明涉及钢丝绳摩擦系数的试验装置和估算方法，包括配重块(1)、手动葫芦(2)、导向滑轮(3)、钢丝绳(4)、加载横梁(11)、加载作动筒(8)、加载作动筒传力件(9)、试验件(10)、应变片(13)；其特征在于：所述试验装置安装在试验台架横梁(6)下，试验件(10)上端与试验台架横梁(6)固定，试验件(10)下端与加载横梁(11)连接，加载横梁(11)两端左右对称安装反配重钢丝绳系统及加载作动筒(8)，在试验件(10)中间段的横截面上沿轴向粘贴4个以上应变片(13)。本发明通过试验验证了具有反配重钢丝绳的试验件中卸载测量应变与加载测量应变存在差异的客观事实，同时给出了反配重钢丝绳滑轮系统摩擦系数的估算方法。
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公开(公告)号：CN111177848B
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN201911364643.3
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
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种基于有限元模型的应变理论值的获取方法和装置，该方法包括以下步骤：步骤一、在结构试验件有限元模型中，确定第一有限元单元网格，所述第一有限元单元网格为粘贴有应变片的网格；步骤二、在结构试验件有限元模型中，确定所述第一有限元单元网格对应的2x2有限元网格，所述2x2有限元网格包含所述第一有限元单元网格；步骤三、获取所述4个有限元单元网格各自的中心点应变值和中心点坐标；步骤四、根据所述4个有限元单元网格各自的中心点应变值和中心点坐标，采用插值算法，获取所述应变片对应的理论值的方法。本发明的提出解决了由于试验件应变测量点与有限元网格计算点不一致造成应变测量点理论计算值不易获得的难题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111046610B
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN201911366212.0
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: 本发明提供一种飞机整体翼梁无量纲应力强度因子的计算方法，包括：根据含裂整体翼梁的应力强度因子有限元模型，获取所述含裂整体翼梁基本结构下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子曲线β0和所述含裂整体翼梁止裂筋条面积s敏感参数下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子曲线β5；获取含裂整体翼梁基本结构下的载荷影响系数曲线β6；根据所述曲线β0、所述曲线β5和曲线β6，计算所述含裂整体翼梁的无量纲应力强度因子β。本发明的提出解决了飞机整体翼梁等结构参数对损伤容限性能影响研究数据不可重复利用的难题,提出的无量纲应力强度因子的计算方法可供其它结构借鉴。
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公开(公告)号：CN109592074B
公开(公告)日：2022-03-15
申请号：CN201811311325.6
申请日：2018-11-05
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Inventor： 翟新康
Abstract: 一种飞机结构疲劳试验加载频率的确定方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤一、在各波峰、波谷值载荷下进行静力应变测量；步骤二、计算静力测量应变平均值；步骤三、进行疲劳走谱应变测量；步骤四、计算疲劳走谱应变测量值与静力测量应变平均值之间的相对误差ηk，判断ηk是否满足本发明使用的理论依据正确，实施步骤清晰、简单，工程概念明确。本发明的提出解决了飞机结构疲劳试验中疲劳加载频率不易确定的难题。
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公开(公告)号：CN106021776B
公开(公告)日：2019-06-28
申请号：CN201610374212.5
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
Abstract: 本发明涉及一种飞机结构疲劳试验件防弯及测量装置，包括多个防弯及测量机构，通过多个所述防弯及测量机构夹持试验件；其中，所述防弯及测量机构包括球形滚轮、滑轮支架、第一丝杠、第二丝杠和传感器，所述球形滚轮置于滑轮支架球面内，且所述球形滚轮压在试验件表面与试验件接触，滑轮支架通过第一丝杠与传感器一端连接，传感器另一端通过第二丝杠固定于承力墙上。本发明的飞机结构疲劳试验件防弯及测量装置通过设置球形滚轮及在球形滚轮连接处布置载荷传感器，达到了既能有效防弯、又能对防弯进行定量控制的目的。
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公开(公告)号：CN109592075A
公开(公告)日：2019-04-09
申请号：CN201811312002.9
申请日：2018-11-05
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Inventor： 翟新康
Abstract: 本发明涉及一种飞机结构疲劳试验测量数据的动态监控方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤一、进行静力应变位移测量；步骤二、建立静力应变位移测量基本数据模板；步骤三、进行疲劳应变位移测量；步骤四、建立疲劳应变位移测量基本数据模板；步骤五、进行正式疲劳试验并进行静力误差计算和判断；步骤六、进行正式疲劳试验并进行疲劳误差计算和判断。本发明使用的理论依据正确，实施步骤清晰、简单、计算机易控制和实施，工程概念明确。本发明的提出解决了飞机结构疲劳试验中试验是否正常运行不易确定的难题。
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公开(公告)号：CN109592074A
公开(公告)日：2019-04-09
申请号：CN201811311325.6
申请日：2018-11-05
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Inventor： 翟新康
Abstract: 一种飞机结构疲劳试验加载频率的确定方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤一、在各波峰、波谷值载荷下进行静力应变测量；步骤二、计算静力测量应变平均值；步骤三、进行疲劳走谱应变测量；步骤四、计算疲劳走谱应变测量值与静力测量应变平均值之间的相对误差ηk，判断ηk是否满足 本发明使用的理论依据正确，实施步骤清晰、简单，工程概念明确。本发明的提出解决了飞机结构疲劳试验中疲劳加载频率不易确定的难题。
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