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公开(公告)号：CN104590570A
公开(公告)日：2015-05-06
申请号：CN201410667954.8
申请日：2014-11-19
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: B64D33/02
Abstract: 本发明属于航空结构设计技术领域，涉及一种内平衡自适应鼓包进气道的结构设计方法。所述结构设计方法包括以下方面：所述进气道的鼓包型面上，选定变形区域；柔性蒙皮由弹性胶膜和高弹纤维复合而成；进气道的基础型面与外侧柔性蒙皮之间形成外侧密封腔，与内侧柔性蒙皮之间形成内侧密封腔；柔性蒙皮的初始形状与内平衡自适应鼓包进气道的基础型面一致；进气道带有变形驱动装置；在所述变形驱动装置的控制下，内平衡自适应鼓包进气道的柔性蒙皮可以改变形状。本发明解决了常规鼓包进气道型面不可调节的问题，使进气道在不同飞行状态下都具有最优的气动性能和进发匹配特性，具有良好的工程适用性。
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公开(公告)号：CN119757082A
公开(公告)日：2025-04-04
申请号：CN202411928346.8
申请日：2024-12-25
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G01N3/32
Abstract: 本申请属于航空航天领域技术领域，特别涉及一种高温随机振动疲劳试验的高温加载等效监测方法，步骤S1：制作与试验件材料相同的假件；步骤S2：在假件上布置与试验件相同的温度测点，并在假件与试验件上的温度测点布置热电偶，将假件与试验件以静止状态同时加热假件与试验件，通过热电偶获取假件与试验件的温度测点的温度；步骤S3：基于试验件温度测点与假件温度测点的温度计算温度修正量；步骤S4：给定试验件温度测点的目标温度，基于所述温度修正量计算得到假件温度测点的温度；步骤S5：拆除试验件上温度测点的热电偶，同时对试验件与假件加热，当假件温度测点达到计算得到假件温度测点的温度，对试验件开始高温随机振动疲劳试验。
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公开(公告)号：CN119622916A
公开(公告)日：2025-03-14
申请号：CN202411584766.9
申请日：2024-11-07
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/23 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供了一种高温喷管U形部件热匹配优化方法，包括：构建喷管U形部件和典型TPS结构的参数化模型，该典型TPS结构与喷管U形部件的热防护结构相同，典型TPS结构为至少包括最外侧一层的防热层和位于防热层内侧的隔热层构成的多层材料复合结构；基于典型TPS结构的参数化模型，以各层厚度为变量，以TPS总厚度和隔热层温度为约束，以典型TPS结构重量最小为目标，开展典型TPS结构传热设计得到各层最优厚度配比；将典型TPS结构各层最优厚度配比应用于喷管U形部件的参数化模型上，以连接各层螺栓的螺栓尺寸和螺栓孔间隙为变量，以喷管U形部件各层应力及钉载为约束，以螺栓孔间隙最小为目标，开展喷管U型部件热匹配优化设计得到最优螺栓尺寸和螺栓孔间隙。
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公开(公告)号：CN118839433B
公开(公告)日：2024-12-20
申请号：CN202411322978.X
申请日：2024-09-23
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F18/27 , G06F119/02 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于飞机设计技术领域，特别涉及一种降阶模型的结构强度刚度特性智能预测方法及装置。该方法包括：步骤S1、获取训练完成的用于进行结构强度刚度特性智能预测的第一预测模型；步骤S2、对第一预测模型的每一个输入变量分别进行参数值变动，根据第一预测模型的输出值确定各输入变量的贡献率；步骤S3、基于贡献率选取多个输入变量作为降阶输入变量；步骤S4、以降阶输入变量对多个第二预测模型进行训练，以均方根误差或回归系数计算各个第二预测模型的预测精准度，选取最优的第二预测模型；步骤S5、通过最优第二预测模型预测飞机结构的强度刚度特性。本申请能够提高飞机安全性和设计效率。
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公开(公告)号：CN119129111A
公开(公告)日：2024-12-13
申请号：CN202411576553.1
申请日：2024-11-06
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , B64F5/00 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于飞机设计技术领域，涉及一种飞机点阵微结构抗冲击支臂设计方法。该方法包括：步骤S1、根据结构抗冲击性能与各影响因素之间的量化关系确定飞机支臂的选材；步骤S2、量化表征飞机支臂设计时对于不确定性因素的响应；步骤S3、建立载荷、弹性模量及构件厚度三个变量的力学等效模型，确定变量的概率分布信息；步骤S4、构建用于形成飞机支臂的点阵单胞模型；步骤S5、根据点阵单胞模型的应力应变曲线，确定最大比刚度的点阵微结构；步骤S6、基于代表体元法完成点阵微结构宏观等效力学性能表征；步骤S7、以最大化刚度为优化目标，对变量及点阵微结构进行同步优化，得到飞机支臂优化设计模型。本申请提高了飞机支臂抗冲击性能。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118839433A
公开(公告)日：2024-10-25
申请号：CN202411322978.X
申请日：2024-09-23
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F18/27 , G06F119/02 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于飞机设计技术领域，特别涉及一种降阶模型的结构强度刚度特性智能预测方法及装置。该方法包括：步骤S1、获取训练完成的用于进行结构强度刚度特性智能预测的第一预测模型；步骤S2、对第一预测模型的每一个输入变量分别进行参数值变动，根据第一预测模型的输出值确定各输入变量的贡献率；步骤S3、基于贡献率选取多个输入变量作为降阶输入变量；步骤S4、以降阶输入变量对多个第二预测模型进行训练，以均方根误差或回归系数计算各个第二预测模型的预测精准度，选取最优的第二预测模型；步骤S5、通过最优第二预测模型预测飞机结构的强度刚度特性。本申请能够提高飞机安全性和设计效率。
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公开(公告)号：CN118627423A
公开(公告)日：2024-09-10
申请号：CN202410769787.1
申请日：2024-06-14
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/23 , G06F30/15 , G06T17/20 , G06F30/27 , G06N3/084 , G06F111/10 , G06F111/04 , G06F113/08 , G06F113/28 , G06F119/14 , G06N3/0464 , G06N3/0475 , G06N3/094
Abstract: 本申请属于飞机设计技术领域，特别涉及一种基于人工智能的飞机结构应力场评估方法及装置，该方法包括：步骤S1、基于飞机机体应力场气动仿真模型获得飞机在各类载荷工况下的应力场响应数据；步骤S2、将载荷工况与应力场响应数据进行反距离插值；步骤S3、将飞机结构进行剖面分割获得多个区块，确定各个区块的累加气动载荷；步骤S4、对累加气动载荷与飞行参数线性相关的区块，采用飞行参数替代累加气动载荷；步骤S5、裁剪指定比例的低信息价值所对应的特征；步骤S6、通过去噪算法对输出变量进行数值柔化；步骤S7、对神经网络模型进行训练。本申请提高了应力场评估的计算效率，能够对飞机结构强度响应进行快速预测。
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公开(公告)号：CN112446154B
公开(公告)日：2022-09-20
申请号：CN202011398293.5
申请日：2020-12-03
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G06F30/20 , G06F111/08 , G06F119/02 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于飞机设计领域，特别涉及一种飞机机体结构疲劳破坏概率评估方法。包括：步骤一、获取应力强度因子K的概率密度函数fK；步骤二、获取材料断裂韧性Kc的概率密度函数；步骤三、基于所述应力强度因子K的概率密度函数fK以及所述材料断裂韧性Kc的概率密度函数，构建飞机机体结构破坏概率评估模型。本申请的飞机机体结构疲劳破坏概率评估方法，能够快速对飞机飞行使用安全性进行评估，计算过程更为简便，更方便工程使用，对于提升飞机飞行使用的安全性具有重要意义。
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公开(公告)号：CN104392038B
公开(公告)日：2018-11-13
申请号：CN201410664415.9
申请日：2014-11-19
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明涉及飞机结构力学分析领域，特别涉及一种不同介质柔性充液结构的有限元建模方法。所述方法包括：根据实际结构的几何参数建立有限元分析几何模型；根据不同介质的力学特点选取相应单元；采用可变模量单元来摸拟流体的本构特征；流体单元与固体单元采用捆绑约束的方法，模拟流体和柔性蒙皮之间的传递。该发明过程简单，操作方便，大量减少了不同介质柔性充液结构有限元分析的工作量。
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公开(公告)号：CN108045553A
公开(公告)日：2018-05-18
申请号：CN201711231201.2
申请日：2017-11-29
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
Abstract: 本发明涉及变体飞机结构设计领域，特别涉及，包括：由弹性材料制成的鱼骨结构；上蒙皮和下蒙皮，均由形状记忆合金制成，分别固定设置在鱼骨结构的上、下表面，上蒙皮的形状记忆合金配置成在受热温度大于预定温度时伸长，在受热温度低于预定温度时恢复并保持原状，下蒙皮的形状记忆合金配置成在受热温度大于预定温度时缩短，在受热温度低于预定温度时恢复并保持原状；加热件，设置在上蒙皮和下蒙皮上；翼尖；柔性蜂窝，填充设置在蒙皮与鱼骨结构之间。本发明的可变弯度机翼后缘，通过上、下蒙皮差动变形，从而带动机翼后缘发生偏转，并且，整个机翼后缘结构的面外刚度得到很大提升，满足变体飞机结构承载要求。
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