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公开(公告)号：CN113343529A
公开(公告)日：2021-09-03
申请号：CN202110657161.8
申请日：2021-06-11
Applicant: 清华大学 , 航空工业第一飞机设计研究院 , 中国国人民解放军空军研究院航空兵研究所
IPC: G06F30/23 , G06T17/20 , G06F119/04
Abstract: 本发明公开了一种整体壁板结构损伤断裂的全局控制方法和装置，涉及飞行器结构损伤容限设计领域，所述方法包括：建立整体壁板结构的全局损伤参数矩阵；确定控制约束；选取第一组参数，依据第一组参数建立至少含有三根筋条整体壁板结构的三维壳体有限元模型；基于加强区域和单元，利用有限元方法模拟裂纹扩展轨迹，获取应力强度因子随裂纹长度的变化曲线；根据变化曲线，计算第一组参数下的裂纹扩展寿命、剩余强度值、重量；判断裂纹扩展寿命、剩余强度值以及重量，是否满足预设条件；若任一项不满足预设条件，则返回步骤：选取第二组参数。本发明最大限度的延缓裂纹扩展速度，提高了整体壁板的损伤容限性能，保证优化设计的快速迭代。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113443169A
公开(公告)日：2021-09-28
申请号：CN202110657159.0
申请日：2021-06-11
Applicant: 航空工业第一飞机设计研究院 , 清华大学 , 中国国人民解放军空军研究院航空兵研究所
Abstract: 本发明公开了一种整体壁板结构损伤断裂主动控制的试验方法，涉及飞行器结构损伤容限试验领域，所述方法包括：确定整体壁板结构的设计参数和试验件；在试验件上引入第一组裂纹，在指定试验载荷谱下，对第一组裂纹进行裂纹扩展试验，记录试验数据，当符合预设条件时，停止试验，并对第一组裂纹进行裂纹修复和补强；对裂纹修复和补强后的试验件，引入第二组裂纹，并重复上述步骤直至裂纹扩展试验次数达到预设次数时，根据记录得到的所有试验数据，计算试验件的每一组裂纹对应的裂纹扩展速率和应力强度因子，进而得到所述多组设计参数中相对最优的一组设计。本发明提升了低成本、高效率的结构损伤容限试验验证能力，具有较高的实用性。
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公开(公告)号：CN113343529B
公开(公告)日：2022-07-12
申请号：CN202110657161.8
申请日：2021-06-11
Applicant: 清华大学 , 航空工业第一飞机设计研究院 , 中国人民解放军空军研究院航空兵研究所
IPC: G06F30/23 , G06T17/20 , G06F119/04
Abstract: 本发明公开了一种整体壁板结构损伤断裂的全局控制方法和装置，涉及飞行器结构损伤容限设计领域，所述方法包括：建立整体壁板结构的全局损伤参数矩阵；确定控制约束；选取第一组参数，依据第一组参数建立至少含有三根筋条整体壁板结构的三维壳体有限元模型；基于加强区域和单元，利用有限元方法模拟裂纹扩展轨迹，获取应力强度因子随裂纹长度的变化曲线；根据变化曲线，计算第一组参数下的裂纹扩展寿命、剩余强度值、重量；判断裂纹扩展寿命、剩余强度值以及重量，是否满足预设条件；若任一项不满足预设条件，则返回步骤：选取第二组参数。本发明最大限度的延缓裂纹扩展速度，提高了整体壁板的损伤容限性能，保证优化设计的快速迭代。
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公开(公告)号：CN113443169A8
公开(公告)日：2021-12-07
申请号：CN202110657159.0
申请日：2021-06-11
Applicant: 航空工业第一飞机设计研究院 , 清华大学 , 中国人民解放军空军研究院航空兵研究所
Abstract: 本发明公开了一种整体壁板结构损伤断裂主动控制的试验方法，涉及飞行器结构损伤容限试验领域，所述方法包括：确定整体壁板结构的设计参数和试验件；在试验件上引入第一组裂纹，在指定试验载荷谱下，对第一组裂纹进行裂纹扩展试验，记录试验数据，当符合预设条件时，停止试验，并对第一组裂纹进行裂纹修复和补强；对裂纹修复和补强后的试验件，引入第二组裂纹，并重复上述步骤直至裂纹扩展试验次数达到预设次数时，根据记录得到的所有试验数据，计算试验件的每一组裂纹对应的裂纹扩展速率和应力强度因子，进而得到所述多组设计参数中相对最优的一组设计。本发明提升了低成本、高效率的结构损伤容限试验验证能力，具有较高的实用性。
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公开(公告)号：CN113343529A8
公开(公告)日：2021-11-26
申请号：CN202110657161.8
申请日：2021-06-11
Applicant: 清华大学 , 航空工业第一飞机设计研究院 , 中国人民解放军空军研究院航空兵研究所
IPC: G06F30/23 , G06T17/20 , G06F119/04
Abstract: 本发明公开了一种整体壁板结构损伤断裂的全局控制方法和装置，涉及飞行器结构损伤容限设计领域，所述方法包括：建立整体壁板结构的全局损伤参数矩阵；确定控制约束；选取第一组参数，依据第一组参数建立至少含有三根筋条整体壁板结构的三维壳体有限元模型；基于加强区域和单元，利用有限元方法模拟裂纹扩展轨迹，获取应力强度因子随裂纹长度的变化曲线；根据变化曲线，计算第一组参数下的裂纹扩展寿命、剩余强度值、重量；判断裂纹扩展寿命、剩余强度值以及重量，是否满足预设条件；若任一项不满足预设条件，则返回步骤：选取第二组参数。本发明最大限度的延缓裂纹扩展速度，提高了整体壁板的损伤容限性能，保证优化设计的快速迭代。
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公开(公告)号：CN113443169B
公开(公告)日：2022-08-02
申请号：CN202110657159.0
申请日：2021-06-11
Applicant: 航空工业第一飞机设计研究院 , 清华大学 , 中国人民解放军空军研究院航空兵研究所
Abstract: 本发明公开了一种整体壁板结构损伤断裂主动控制的试验方法，涉及飞行器结构损伤容限试验领域，所述方法包括：确定整体壁板结构的设计参数和试验件；在试验件上引入第一组裂纹，在指定试验载荷谱下，对第一组裂纹进行裂纹扩展试验，记录试验数据，当符合预设条件时，停止试验，并对第一组裂纹进行裂纹修复和补强；对裂纹修复和补强后的试验件，引入第二组裂纹，并重复上述步骤直至裂纹扩展试验次数达到预设次数时，根据记录得到的所有试验数据，计算试验件的每一组裂纹对应的裂纹扩展速率和应力强度因子，进而得到所述多组设计参数中相对最优的一组设计。本发明提升了低成本、高效率的结构损伤容限试验验证能力，具有较高的实用性。
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