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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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公开(公告)号：CN110610048B
公开(公告)日：2023-02-28
申请号：CN201910882743.9
申请日：2019-09-18
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
Abstract: 本申请属于飞机结构强度设计领域，特别涉及一种针对偏心撞击试验的动载荷因数计算方法。包括：获取在预定静载荷的作用下试件与甲板撞击接触点的静位移；获取飞机以预定下沉速度着舰时试件的冲击动能；根据所述试件与甲板的撞击接触点的静位移，获取当所述预定静载荷作用在甲板上时试件的应变能；根据所述试件的冲击动能以及所述试件的应变能，计算试件偏心撞击甲板的动载荷因数。本申请的针对偏心撞击试验的动载荷因数计算方法，计算方法简明扼要，得出的动载荷因数及冲击载荷结果，与试验试飞实测数据结果吻合度高，率先求出动载荷因数K，即可以利用动载荷与静载荷的倍数关系，方便地求出动态冲击载荷F。
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公开(公告)号：CN110610048A
公开(公告)日：2019-12-24
申请号：CN201910882743.9
申请日：2019-09-18
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本申请属于飞机结构强度设计领域，特别涉及一种针对偏心撞击试验的动载荷因数计算方法。包括：获取在预定静载荷的作用下试件与甲板撞击接触点的静位移；获取飞机以预定下沉速度着舰时试件的冲击动能；根据所述试件与甲板的撞击接触点的静位移，获取当所述预定静载荷作用在甲板上时试件的应变能；根据所述试件的冲击动能以及所述试件的应变能，计算试件偏心撞击甲板的动载荷因数。本申请的针对偏心撞击试验的动载荷因数计算方法，计算方法简明扼要，得出的动载荷因数及冲击载荷结果，与试验试飞实测数据结果吻合度高，率先求出动载荷因数K，即可以利用动载荷与静载荷的倍数关系，方便地求出动态冲击载荷F。
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公开(公告)号：CN105468853A
公开(公告)日：2016-04-06
申请号：CN201510845550.8
申请日：2015-11-26
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种飞机拦阻钩载荷谱编制方法，属于航空工程技术领域。所述方法包括首先实测所述拦阻钩的多个拦阻载荷并将其转化为过载；其次绘制拦阻过载的累积频率曲线，并对曲线进行最大值修正以及圆滑处理；最后将修正后的拦阻过载分布用Miner线性累积损伤理论向轻、重两级过载进行等损伤折算，得到90％的轻拦阻过载谱和10％的重拦阻过载，并给出一次拦阻的载荷曲线。本发明根据拦阻钩的实际使用情况和受力特性，在依据少量实测数据的基础上，依据飞机强度和刚度规范，建立了一种拦阻钩载荷谱编制方法，有利于工程人员对拦阻钩进行寿命分析和疲劳试验验证，从而确定拦阻钩的使用寿命。
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公开(公告)号：CN104155075A
公开(公告)日：2014-11-19
申请号：CN201410156419.6
申请日：2014-04-17
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G01M7/08
Abstract: 本发明属于起落架动力试验领域，涉及一种仿升起落架落震试验反弹控制评定的新方法，其特征在于，第一，依据反行程阻尼系数定义新模型，计算反行程阻尼系数；第二，利用阻尼系数确定缓冲器的耗能情况；第三，计算kt，通过kt是否大于1，可判断活塞杆是否及时伸出。kt大于1说明活塞杆在重心到达最高点之前完成反行程工作；第四，若消耗的能量指标满足设计要求，同时活塞杆及时伸出，认为反弹控制是成功的。其有益效果是：落震试验中能准确的反应起落架的工作特性，能有效的降低仿升力提前作用、仿升筒摩擦力等因素的影响，保证试验测量数据的准确度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119099875A
公开(公告)日：2024-12-10
申请号：CN202411428850.1
申请日：2024-10-14
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
Abstract: 本申请属于飞机设计技术领域，特别涉及一种基于起落装置疲劳载荷谱的疲劳试验方法及系统。该方法包括：步骤S1、获取飞机在不同的测试模式下主起落架与前起落架的停机载荷；步骤S2、获取飞机在不同的载荷情况下主起落架与前起落架的缓冲器行程；步骤S3、获取各载荷情况的起落架受载方式，及不同起落架受载方式的频次与规格；步骤S4、对不同的起落架受载方式，按照规格及停机载荷计算主起落架与前起落架的各个方向的设计载荷，形成疲劳载荷谱；步骤S5、按照疲劳载荷谱及缓冲器行程进行起落装置的疲劳载荷试验。本申请不仅能够预测飞机的起落装置寿命，还能够验证起落装置的工作能力和可靠性。
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公开(公告)号：CN112683502B
公开(公告)日：2022-08-19
申请号：CN202011426626.0
申请日：2020-12-09
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
Abstract: 本申请属于强度试验领域，特别涉及一种弯曲刚度试验测试设备。包括：试验台、第一拦阻索、第二拦阻索以及贴板。试验台上设置有挡板，挡板将试验台分隔成第一区域以及第二区域；第一拦阻索的一端设置在第一区域的凹槽中，并通过卡箍与试验台固定，另一端悬于试验台之外，且该端设置有第一接头，第一接头上设置有砝码；第二拦阻索的一端设置有第二接头，第二接头绕过转向轮后与第二区域的固定杆铰接，第二拦阻索的另一端悬于试验台之外，且该端设置有第三接头，第三接头上设置有砝码；第一贴板用于标定第一拦阻索，第二贴板用于标定第二拦阻索。本申请试验结果提取操作简易且方便更换，实现不同载荷的加载，可以测试不同粗细拦阻索弯曲刚度。
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公开(公告)号：CN108108526B
公开(公告)日：2021-05-25
申请号：CN201711236764.0
申请日：2017-11-30
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种起落架缓冲器变油孔的流量系数计算方法，属于起落架动力学分析技术领域，其包括：首先建立计算变油孔的流量系数公式，之后根据上述流量系数公式计算等效流量系数。本发明提供的缓冲器变油孔流量系数的计算方法，保证了缓冲器分析模型的准确建立，为起落架缓冲器模型建立提供了参考，计算方法操作简单而且准确可靠。
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公开(公告)号：CN111891368A
公开(公告)日：2020-11-06
申请号：CN202010833776.7
申请日：2020-08-18
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
Abstract: 本申请属于飞机进气道唇口密封技术领域，特别涉及一种内埋式进气道唇口密封组件。包括：金属堵盖、金属活门、进气口接管嘴、反馈口接管嘴以及槽钢。所述金属堵盖与进气道唇口紧密贴合，且在贴合面处涂有密封胶；所述金属活门可拆卸安装在所述金属堵盖上；所述进气口接管嘴设置在所述金属堵盖上；所述反馈口接管嘴设置在所述金属堵盖上；所述槽钢安装在所述金属堵盖上，在充压试验时，所述槽钢与杠杆连接，利用所述杠杆将所述金属堵盖固定。本申请能够在不破坏进气道唇口结构的情况下，有效消除进气道与堵盖间的间隙，提高正负压力载荷作用时进气道堵盖的密封效果，保证试验顺利进行，避免试验调整反复拆装，方便实施人员操作，提高工作效率。
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公开(公告)号：CN108108526A
公开(公告)日：2018-06-01
申请号：CN201711236764.0
申请日：2017-11-30
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明涉及一种起落架缓冲器变油孔的流量系数计算方法，属于起落架动力学分析技术领域，其包括：首先建立计算变油孔的流量系数公式，之后根据上述流量系数公式计算等效流量系数。本发明提供的缓冲器变油孔流量系数的计算方法，保证了缓冲器分析模型的准确建立，为起落架缓冲器模型建立提供了参考，计算方法操作简单而且准确可靠。
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