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公开(公告)号：CN105510550B
公开(公告)日：2018-08-24
申请号：CN201510855335.6
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: G01N33/20
Abstract: 一种提升增材钛合金材料疲劳性能的方法，涉及飞机结构件制造技术，将超声波搅拌技术与增材技术结合，获得组织细密均匀的增材钛合金材料，并设计开展疲劳试验，验证显微组织细密度对于疲劳性能的增强作用。通过合理选取超声波功率和作用温度，可以制造出晶粒度与锻造钛合金晶粒度接近的材料，其疲劳性能能够达到锻造钛合金的水平，进而提升增材制造钛合金材料的疲劳性能。本发明提供的提升增材钛合金材料疲劳性能的方法从根本上解决了增材钛合金晶粒粗大疲劳性能差的问题；获得疲劳性能优异的增材钛合金，可以直接应用于工业设计；同样可以推广至其他的增材制造金属材料制件。
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公开(公告)号：CN112528540A
公开(公告)日：2021-03-19
申请号：CN202011424713.2
申请日：2020-12-08
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G06F111/04 , G06F111/06 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于飞行器结构参数优化领域，特别涉及一种基于力热耦合计算的结构优化方法。包括：步骤一、获取待优化的设计变量、约束条件以及优化目标；步骤二、根据所述设计变量建立几何模型，并根据所述几何模型建立有限元模型；步骤三、根据所述有限元模型计算初始时刻的第一温度场，并根据所述初始时刻的第一温度场获得热应力变形后的第一应力场；步骤四、构建optimus计算模型，计算全剖面范围内每一时刻的第二温度场以及力热耦合第二应力场；步骤五、构建optimus优化模型，将所述第二温度场以及所述第二应力场载入所述optimus优化模型中，计算所述设计变量的最优解。本申请能够节约大量的人力资源，增加了优化设计的精度，提高优化设计效率。
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公开(公告)号：CN108100228A
公开(公告)日：2018-06-01
申请号：CN201711239898.8
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
Abstract: 本发明涉及一种主动柔性可伸缩桁架结构，属于变体飞机结构设计技术领域，其包括：第一面板及第二面板，第一面板及第二面板相对设置；伸缩桁架，所述伸缩桁架设置于第一面板及第二面板之间，在第一面板和第二面板之间能够伸缩；弹簧，所述弹簧与伸缩桁架运动方向垂直设置，且弹簧分别连接至伸缩桁架的第一侧与第二侧；可控合金丝，所述可控合金丝分别是设置于伸缩桁架的第一侧与第二侧，通过控制可控合金丝能够控制伸缩桁架的伸缩。本发明的一种主动柔性可伸缩桁架通过可控合金丝(形状记忆合金丝)进行驱动，带动伸缩桁架之间角度变化，达到伸缩变形的目的。
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公开(公告)号：CN105510550A
公开(公告)日：2016-04-20
申请号：CN201510855335.6
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: G01N33/20
CPC classification number: G01N33/20
Abstract: 一种提升增材钛合金材料疲劳性能的方法，涉及飞机结构件制造技术，将超声波搅拌技术与增材技术结合，获得组织细密均匀的增材钛合金材料，并设计开展疲劳试验，验证显微组织细密度对于疲劳性能的增强作用。通过合理选取超声波功率和作用温度，可以制造出晶粒度与锻造钛合金晶粒度接近的材料，其疲劳性能能够达到锻造钛合金的水平，进而提升增材制造钛合金材料的疲劳性能。本发明提供的提升增材钛合金材料疲劳性能的方法从根本上解决了增材钛合金晶粒粗大疲劳性能差的问题；获得疲劳性能优异的增材钛合金，可以直接应用于工业设计；同样可以推广至其他的增材制造金属材料制件。
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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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN103984802B
公开(公告)日：2017-04-19
申请号：CN201410156337.1
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: G06F17/50
Abstract: 本发明属于有限元建模领域，涉及一种蜂窝夹层结构的有限元建模简化方法，步骤如下：将蜂窝夹层结构根据刚度变化的区域性进行分割；针对不同区域的结构刚度，进行力学等效：根据蜂窝夹层结构区域划分有限元网格，单元选择板单元，利用有限元建模软件建立单元的空间拓扑关系、填写蜂窝结构材料性能数据、按照第二步刚度等效的结果填写不同区域的单元属性，完成蜂窝夹层结构的有限元建模。本方法的优点：通过将不同区域的蜂窝蒙皮结构进行刚度等效，将一个蜂窝夹层结构简化为几个不同刚度的板单元，根据面内刚度和弯曲刚度分别按照刚度等效进行简化，实现飞机全机有限元模型下蜂窝结构的有限元建模简化，提高飞机结构强度设计和计算的精准度。
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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：CN105335575B
公开(公告)日：2019-06-28
申请号：CN201510830309.8
申请日：2015-11-25
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有限元建模领域，特别涉及一种电子天线结构一体化层压板的有限元建模方法，以解决电子天线结构一体化层压板采用现有有限元计算方法导致计算结果准确度不高的问题。有限元建模方法包括如下步骤：将电子天线结构一体化层压板划分为层压板区域、过渡区域和天线区域；分别创建各区域的空间几何模型；对创建的空间几何模型中的几何平面和实体划分有限元网格；建立材料属性；步骤五、建立单元物理特性，完成建模。本发明的电子天线结构一体化层压板的有限元建模方法简单可靠，即节省了有限元计算分析响应时间，同时又准确模拟天线过渡区域的传力特点，提高了数值仿真计算的精确度。
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公开(公告)号：CN106777693A
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201611169102.1
申请日：2016-12-16
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5018 , G06F17/5095
Abstract: 本发明涉及结构优化设计领域，特别涉及一种基于CATIA数模的实时优化设计方法。一种基于CATIA数模的实时优化设计分析方法，包括如下步骤：建立过渡段几何模型；建立伴随细节有限元模型；在伴随细节有限元模型上施加边界条件和载荷工况；提交有限元模型进行计算分析；迭代优化。本发明的基于CATIA数模的实时优化设计分析方法，零件局部设计更改后，有限元划分网格节点自动对应，模型可以快速有效的自动更新，可以实时得到结构布局或参数更改后的应力水平变化情况，实现与结构细节设计同步的强度优化设计，解决以往型号方案设计阶段疲劳关键部位细节模型无法与结构数模关联的难题，提高飞机结构强度设计分析的时效性和精准化程度。
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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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