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公开(公告)号：CN117541584B
公开(公告)日：2024-04-02
申请号：CN202410028588.5
申请日：2024-01-09
申请人： 中国飞机强度研究所
IPC分类号： G06T7/00 , G06N3/045 , G06N3/0464 , G06V10/24 , G06V10/26 , G06V10/44 , G06V10/80 , G06V10/82
摘要： 本发明公开了一种掩码旋转叠加的全机试验裂纹特征增强与标识方法，涉及全机疲劳试验裂纹检测领域。该方法包括：对原始裂纹图像进行图像裁剪、图像裂纹掩码标记、图像筛选和图像裂纹特征增强，获取原始裂纹图像特征增强数据；构建裂纹智能检测网络模型，利用原始裂纹图像特征增强数据对裂纹智能检测网络模型进行训练验证；对待标识裂纹图像进行图像裁剪、图像填充、图像旋转剪裁和图像旋转拼接，获取待标识裂纹图像特征增强数据，根据待标识裂纹图像特征增强数据和训练验证后的裂纹智能检测网络模型，得到裂纹标识结果。本发明能实现全机疲劳试验不同场景下的裂纹图像标识需求，在保证裂纹图像标识效率的同时，极大提升裂纹图像标识的准确性。
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公开(公告)号：CN117763893A
公开(公告)日：2024-03-26
申请号：CN202311615942.6
申请日：2023-11-29
申请人： 中国飞机强度研究所
IPC分类号： G06F30/23 , G06F30/15 , G06F111/10 , G06F119/14 , G06F113/28
摘要： 本发明实施例公开了一种考虑结构变形的载荷动态处理方法，包括：步骤1，模拟试验载荷下的结构理论变形方程，表示所有加载点位置所在结构的变形情况；步骤2，以结构理论变形方程为依据，以飞机结构指定部位考核为目标，将飞机结构的有限元载荷转化为试验载荷，从而编制出试验标准载荷谱；步骤3，基于试验标准载荷谱施加试验载荷，根据飞机结构响应和结构理论变形方程得到结构实测变形曲线；步骤4，依据实测变形曲线得到各加载点处的实际加载方向和理论垂直加载方向。本发明实施例提供的技术方案解决了针对全机试验的现有试验载荷确认方式，存在结构变形引气的试验载荷方向变化、结构考核载荷精度降低等问题。
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公开(公告)号：CN117760677A
公开(公告)日：2024-03-26
申请号：CN202410001369.8
申请日：2024-01-02
申请人： 中国飞机强度研究所
摘要： 本发明提供了海上恶劣环境的飞机结构冲击试验模拟系统及方法，属于飞机试验技术领域。包括安装主架、活动连接于所述安装主架上端的起落架、设于安装主架底端的环境箱撤收组件、与所述环境箱撤收组件连接的环境箱以及设于安装主架上的综合控制组件；能够为起落架施加接近真实情况的高盐高湿环境，在试验中尽早发现由于环境因素引起的使用寿命折减的情况，增强试验的拟真程度，满足各类起落架结构考虑高盐、高湿、温差变化等因素的落震、摆振试验研究，提高试验与真实运行环境之间的一致性，增强地面毁伤模拟试验的可信度，为先进舰载飞机起落架在服役环境下的寿命评估提供重要参考，具有广阔的应用前景。
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公开(公告)号：CN117740933A
公开(公告)日：2024-03-22
申请号：CN202311769372.6
申请日：2023-12-21
申请人： 中国飞机强度研究所
IPC分类号： G01N27/9013 , G01N27/9093
摘要： 本发明属于进气道损伤检测技术领域，公开了一种不规则进气道阵列涡流自动扫查装置及方法；解决了人工检测不规则进气道时检测效率低、以及部分进气道空间狭小人工无法完成检测的问题；其具体包括：周向驱动组件、周向支撑组件、轴向移动组件和探头检测组件；周向驱动组件和周向支撑组件分别设置在轴向移动组件的两端；探头检测组件活动连接在轴向移动组件上；轴向移动组件驱动探头检测组件沿进气道轴向方向扫查，周向驱动组件驱动探头检测组件沿进气道周向方向扫查。本发明的不规则进气道阵列涡流自动扫查装置扫查效率高，适于检测空间狭小的进气道；本发明的进气道扫查方法能覆盖全部扫查区域，且不会出现重复扫查的现象，扫查范围全面。
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公开(公告)号：CN117705399A
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202410163233.7
申请日：2024-02-05
申请人： 中国飞机强度研究所
摘要： 本发明提供了一种飞机机载系统动态冲击试验系统及方法，属于飞机试验技术领域。所述系统包括试验冲击平台、与所述试验冲击平台上端滑动连接的立柱支撑组件、与所述立柱支撑组件连接的飞机客舱行李架组件、与试验冲击平台相对分布的冲击控制组件；本发明能够独立考核飞机客舱行李架组件的抗动态冲击力学性能，大幅降低框段坠撞试验成本；能够体系化地测试飞机客舱行李架组件的受力、加速度、运动轨迹、变形等动态冲击力学性能，测试框架完善；通过试验系统装配方式的改造，能够实现飞机客舱行李架组件不同维度、不同方向的抗动态冲击力学性能测试，适用范围广泛。
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公开(公告)号：CN117648762A
公开(公告)日：2024-03-05
申请号：CN202410118133.2
申请日：2024-01-29
申请人： 中国飞机强度研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
摘要： 本发明提供了基于参数识别的飞机起落架温变缓冲性能建模分析方法，属于飞机起落架技术领域。本发明的方法根据绝热过程熵不变原理和最小二乘法，通过试验数据获取起落架的空气多变指数；根据流体力学质量守恒方程和最小二乘法，通过试验数据获取起落架的油液阻尼系数；最后将空气多变指数和油液阻尼系数拟合得到函数趋势图；结合起落架动力学理论得到缓冲性能分析模型。本发明解决了现有技术缺乏高低温环境对起落架缓冲性能的影响规律的研究的问题，实现起落架在一定温度范围内温变缓冲性能分析模型的建立，及更宽温度范围内起落架缓冲性能的预测。
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公开(公告)号：CN117433735B
公开(公告)日：2024-02-20
申请号：CN202311758268.7
申请日：2023-12-20
申请人： 中国飞机强度研究所
摘要： 本发明公开了精确制导炸弹元件抗高g值冲击载荷测试装置及测试方法，涉及喷气式推进装置技术领域，装置包括两个对称设置的导轨，两个导轨之间滑动连接设有电枢，电枢后端设有用于夹持待测元件的绝缘夹具，两个导轨前侧的地面上固定设有外部激励电源，两个导轨后侧的地面上固定设有外部加速装置。方法包括以下步骤：S1、待测元件起步；S2、外部电流施加；S3、待测元件减速。本发明利用电枢带动待测元件在导轨上做直线运动，并通过电磁力进行制动，实现最高可达到50000g的高g值减速，从而实现模拟智能弹药内部元件承受冲击产生的巨大过载，不仅可以模拟真实冲击情况下的最大过载，还可以很好地模拟冲击的波形和振动等。
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公开(公告)号：CN111324991B
公开(公告)日：2024-01-12
申请号：CN201911262786.3
申请日：2019-12-10
申请人： 中国飞机强度研究所
IPC分类号： G06F30/28 , G06F119/14
摘要： 本发明实施例公开了一种地面颤振试验中气动力模型的重构方法，该重构方法利用模态振型激励、物理坐标和模态坐标转换以及插值点缩聚的方法，实现了气动力模型的重构；重构过程中，通过对参与颤振的模态进行振型激励，获取频域和模态坐标下气动力影响系数矩阵，进行物理量在模态坐标和物理坐标下的转换，通过遗传算法对插值点进行优化配置，实现插值点的缩聚，最后通过有理函数拟合的方式，将频域气动力拟合到时域，获得满足地面颤振试验要求的气动力模型。本发明实施例提供的重构方法具有精度高、计算效率高、模型重构流程简单易行的优势；实现了提高地面颤振试验在跨音速区域的测试精度，从而扩展地面颤振试验的适用范围的效果。
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公开(公告)号：CN117309617A
公开(公告)日：2023-12-29
申请号：CN202311227514.6
申请日：2023-09-21
摘要： 一种基于石英灯阵列的海洋环境高温力学性能试验系统，其中，石英灯面阵加热系统可移动地环绕试件摆放容器，石英灯面阵水平地阵列分布于第一壳体内壁和第二壳体内壁，且在水平方向上石英灯距离待测试件的距离相同，使得待测试件均匀加热，控制系统连接石英灯面阵加热系统、电动缸传动系统、烟雾气体腐蚀系统和变形测量系统，控制系统发出控制指令到石英灯面阵加热系统以预定升温速度升降温到预定温度、电动缸传动系统加卸载预定力载荷和烟雾气体腐蚀系统喷射预定浓度的盐雾气体以构建力和热、力和腐蚀、热和腐蚀以及力、热和腐蚀联合加载以模拟燃气轮机部件在海洋环境中的服役条件，控制系统采集变形测量系统基于服役条件生成相应的轴向变形数据。
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公开(公告)号：CN116756906A
公开(公告)日：2023-09-15
申请号：CN202310329752.1
申请日：2023-03-30
申请人： 中国飞机强度研究所
IPC分类号： G06F30/20 , G06F30/15 , G06F119/14
摘要： 本申请属于航空结构冲击动力学技术领域，为一种飞机机身框段结构简化坠撞动力学建模方法，通过对应机身框段的结构特征建立机身框段模型，确定机身框段模型内大变形区域的位置和变形模式，将大变形区域模拟成塑性铰，确定对应塑性铰的力矩和轴力性能参数；对机身框段赋予不同的重力场和初速度，计算机身框段结构塑性铰在不同变形程度时的响应；基于塑性大变形原理，充分结合了连接关系模型简单，计算效率快与有限元方法计算精度高的优势，提高飞机机身框段坠撞有限元分析计算效率，且能够避免计算飞机机身框段结构塑性大变形区域时潜在的计算不收敛问题，缩短飞机结构适坠性设计周期，具有较大的应用前景。
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