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公开(公告)号：CN119918173A
公开(公告)日：2025-05-02
申请号：CN202411928347.2
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: G06F30/15 , G06F111/08 , G06F111/04 , G06F119/02 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于飞行器结构安全计算领域，特别涉及一种基于全失效模式结构可靠度的安全系数确定方法，将飞行器分为多个部段，每个部段包括多个壳结构，构建各个壳结构安全系数与每个壳结构在每种失效模式下的功能函数；将每个壳结构在每种失效模式下的功能函数大于0的概率作为每个壳结构在每种失效模式下的结构可靠度；基于所有壳结构的所有种失效模式下的结构可靠度，构建飞行器的结构可靠度P与所有壳结构安全系数的关系式；令每个部段的安全系数与该部段所有壳结构的安全系数相同；构建所述飞行器的结构可靠度P与所有部段安全系数的关系式；以飞行器总重W最小为优化目标，以飞行器的结构可靠度P满足设计为约束，优化得到各部段安全系数。
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公开(公告)号：CN112035958B
公开(公告)日：2022-09-20
申请号：CN202010910970.0
申请日：2020-09-02
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/04
Abstract: 本申请属于飞机强度设计领域，特别涉及一种飞机燃油系统通孔DFR额定值计算方法。包括：步骤一：获取飞机燃油系统通孔在不同轴线偏心值下DFR额定值的修正系数曲线；步骤二：根据飞机燃油系统通孔的状态参数查询设计手册，确定DFR基准值DFRBASE；步骤三：确定制孔过程中飞机燃油系统通孔产生的轴线偏心值，从所述修正系数曲线中插值得到对应DFR额定值的修正系数Kp；步骤四：根据公式计算得到对应轴线偏心值下的飞机燃油系统通孔DFR额定值，并对所述飞机燃油系统通孔进行疲劳评估。本申请的飞机燃油系统通孔DFR额定值计算方法，方案简单新颖，实施简单，理论依据充足，可对飞机油箱壁板及其它承力结构疲劳强度计算及结构设计提供数据支持。
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公开(公告)号：CN106447107B
公开(公告)日：2021-05-25
申请号：CN201610859722.1
申请日：2016-09-27
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G06Q10/04
Abstract: 本发明公开了一种基于飞机结构健康监控的维修方法。所述基于飞机结构健康监控的维修方法包括如下步骤：步骤1：建立飞机状况数据的飞机数据库；步骤2：模拟计算飞机数据库中飞机在飞行过程中的寿命消耗以及裂纹的概率分布情况；步骤3：建立维修模型，并根据飞机组的运行状况，对飞机组进行维修分级，根据飞机组的运行状态，将维修分级分为第一级维修、第二级维修以及第三级维修；步骤4：根据飞机组的实际运行状态，对各个飞机分别采用第一级维修、第二级维修或第三级维修中的一级进行维修。将本申请的基于飞机结构健康监控的维修方法用于飞机组，可以在保证飞行组正常任务的情况下充分挖掘飞机的寿命潜力，避免不必要的维修。
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公开(公告)号：CN112683502A
公开(公告)日：2021-04-20
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：CN104590570B
公开(公告)日：2016-08-24
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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN104401497A
公开(公告)日：2015-03-11
申请号：CN201410667891.6
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
Abstract: 本发明属于航空结构设计技术领域，涉及一种用于自适应鼓包进气道的柔性蒙皮。所述柔性蒙皮由弹性胶膜和高弹纤维复合而成；所述弹性胶膜作为基体材料，是由橡胶加工而成的、具有一定厚度和弹性的膜状结构；所述高弹纤维作为增强材料，由经向纤维和纬向纤维交叉排布，构成网状结构，并嵌入弹性胶膜的内部；所述高弹纤维可以随弹性胶膜一起变形；所述柔性蒙皮在变形最大时可以达到自适应鼓包进气道的最高型面。本发明使进气道的鼓包型面能够在一定范围内反复改变形状，从而调节进气道的喉道面积，解决了常规鼓包进气道型面不可调节的问题。
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公开(公告)号：CN104133930A
公开(公告)日：2014-11-05
申请号：CN201410182586.8
申请日：2014-04-27
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
Inventor： 张音旋
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明属于飞机设计领域，涉及一种低速冲击下复合材料层合板损伤过程模拟方法，其特征在于，提供一种利用ABAQUS用户子程序的复合材料层合板低速冲击损伤的数值仿真分析方法，可以进行复合材料结构损伤起始、累积至破坏过程的数值模拟。其有益效果是：通过该方法能够清楚了解层合板承载时的损伤破坏历程，为有效分析飞机结构中复合材料层板的结构损伤容限提供技术手段。
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公开(公告)号：CN119066787B
公开(公告)日：2025-01-17
申请号：CN202411565352.1
申请日：2024-11-05
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 , G06F30/28 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于高速飞机进气道结构设计领域，特别涉及一种高速飞机进气道径向热应力减缓设计方法。方法包括：步骤一、通过调节第一进气道参数释放进气道机械连接自由度；步骤二、通过调节第二进气道参数减小进气道局部刚度；步骤三、进行热力耦合计算，校核进气道的热应力水平和热变形水平，判断所述进气道是否满足强度和刚度要求；若是，输出满足强度和刚度要求的进气道参数；若否，通过调节第三进气道参数增大进气道局部刚度，返回步骤二。通过本申请得到的进气道结构，能够在满足热变形的要求下，实现热应力减缓。
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公开(公告)号：CN117407974A
公开(公告)日：2024-01-16
申请号：CN202311320481.X
申请日：2023-10-12
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F30/17 , G06F111/10 , G06F119/14 , G06F111/04
Abstract: 本申请属于飞机设计技术领域，特别涉及一种飞机机体参数化多尺度数字孪生建模方法。该方法包括骤S1、形成能够表达不同物理单机结构之间的宏观传载差异的全机机体数字孪生仿真模型；步骤S2、形成能够表达所述关键区域受力及响应的区域细化数字孪生仿真模型；步骤S3、形成能够表达所述应力集中区支撑损伤容限性能评估的关键细节数字孪生仿真模型；步骤S4、构建具有损伤扩展分析能力的含损伤细观数字孪生仿真模型；步骤S5、构建各层级模型间的数据关联关系，形成完整的飞机机体参数化多尺度数字孪生模型。本申请通过采用数字孪生技术，能够对影响飞机飞行能力的特征参数变化过程进行同步孪生，准确预测特征参数的变化趋势和范围。
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公开(公告)号：CN112446154A
公开(公告)日：2021-03-05
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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