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公开(公告)号：CN112632701A
公开(公告)日：2021-04-09
申请号：CN202011532708.3
申请日：2020-12-22
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 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于飞机加载试验领域，特别涉及一种飞机尾梁结构设计载荷筛选方法。包括：步骤一、建立尾梁有限元模型，基于飞机尾梁的实际情况在所述尾梁有限元模型上布置多个加载接头，并根据所述加载接头的位置将所述尾梁有限元模型划分为多个典型区域；步骤二、通过各个加载接头对所述尾梁有限元模型施加载荷，并绘制所述尾梁壁板的力流图；步骤三、根据壁板力流图分析各个典型区域的受载情况，并计算对应典型区域的接头载荷；步骤四、根据对应典型区域的接头载荷计算典型区域的内力，并绘制内力曲线，从内力曲线上选取最大的点作为对应典型区域的尾梁设计载荷。本申请可以快速从上千种载荷情况中筛选出尾梁设计载荷，为尾梁结构设计提供设计输入。
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公开(公告)号：CN113420370B
公开(公告)日：2024-03-19
申请号：CN202110615409.4
申请日：2021-06-02
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 , G06F119/14
Abstract: 本申请设计飞机强度试验领域，具体为一种高度静不定结构的强度设计载荷获取方法，所述方法包括，建立反应真实结构特征的三维细节有限元模型；建立反应真实结构特征的二维对接结构有限元模型，应用三维细节有限元模型的计算结果修正二维对接结构有限元模型的结构刚度模拟方法，修正后的二维对接结构有限元模型导入至整体结构有限元模型；进行静力试验，根据静力试验获得的计算得出真实载荷以修正三维细节有限元模型和二维对接结构有限元模型。具有能够得到更为精确的结构模型以用于飞机试验，减少试验风险。
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公开(公告)号：CN106640378A
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201611050415.5
申请日：2016-11-24
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
Abstract: 本发明公开了一种进气道主承载结构及进气道主承载结构变形控制方法。所述进气道主承载结构中，主承载结构(1)的材料采用记忆合金，所述主承载结构(1)为悬臂支撑梁，一端与固定支撑结构(2)固定连接，另一端为自由端；所述主承载结构(1)的材料纤维方向与所述固定支撑结构(2)垂直。所述进气道主承载结构变形控制方法用于控制所述主承载结构(1)的变形。本发明的优点是：进气道的主承载结构能够在一定范围内反复改变形状，进而使唇口能够在一定范围内反复改变形状，根据实际飞行速度，设定合适的进气道主承载结构的变形，解决了现有技术中唇口结构不可调节的问题，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。
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公开(公告)号：CN117346937A
公开(公告)日：2024-01-05
申请号：CN202311173008.3
申请日：2023-09-12
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G01L5/00
Abstract: 本申请属于飞机强度设计领域，特别涉及一种飞机结构装配应力直接监测方法。包括：步骤一、对装配件施加装配力矩，并获取装配件变形数据；步骤二、根据所述装配件变形数据生成装配应力云图；步骤三、将装配应力云图进行实时显示，并根据显示结果判断装配应力是否满足要求，若装配应力不满足要求，则返回步骤一进行装配补偿；若装配应力满足要求，则进一步判断装配力矩是否满足要求，若装配力矩不满足要求，则返回步骤一增加装配力矩；若装配力矩满足要求，则完成装配。本申请的飞机结构装配应力直接监测方法，能够在装配过程中实现装配应力的实时监控，对于不满足要求的部位及时采取补偿措施，从而保证飞机结构装配应力处于可控范围内。
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公开(公告)号：CN112632701B
公开(公告)日：2022-09-20
申请号：CN202011532708.3
申请日：2020-12-22
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 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于飞机加载试验领域，特别涉及一种飞机尾梁结构设计载荷筛选方法。包括：步骤一、建立尾梁有限元模型，基于飞机尾梁的实际情况在所述尾梁有限元模型上布置多个加载接头，并根据所述加载接头的位置将所述尾梁有限元模型划分为多个典型区域；步骤二、通过各个加载接头对所述尾梁有限元模型施加载荷，并绘制所述尾梁壁板的力流图；步骤三、根据壁板力流图分析各个典型区域的受载情况，并计算对应典型区域的接头载荷；步骤四、根据对应典型区域的接头载荷计算典型区域的内力，并绘制内力曲线，从内力曲线上选取最大的点作为对应典型区域的尾梁设计载荷。本申请可以快速从上千种载荷情况中筛选出尾梁设计载荷，为尾梁结构设计提供设计输入。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106640378B
公开(公告)日：2018-06-29
申请号：CN201611050415.5
申请日：2016-11-24
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
Abstract: 本发明公开了一种进气道主承载结构及进气道主承载结构变形控制方法。所述进气道主承载结构中，主承载结构(1)的材料采用记忆合金，所述主承载结构(1)为悬臂支撑梁，一端与固定支撑结构(2)固定连接，另一端为自由端；所述主承载结构(1)的材料纤维方向与所述固定支撑结构(2)垂直。所述进气道主承载结构变形控制方法用于控制所述主承载结构(1)的变形。本发明的优点是：进气道的主承载结构能够在一定范围内反复改变形状，进而使唇口能够在一定范围内反复改变形状，根据实际飞行速度，设定合适的进气道主承载结构的变形，解决了现有技术中唇口结构不可调节的问题，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。
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公开(公告)号：CN113704874B
公开(公告)日：2024-02-02
申请号：CN202110887585.3
申请日：2021-08-03
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G06F30/15 , B64F5/00 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于飞机设计强度领域，特别涉及一种复杂受载进气道结构设计载荷分析方法。包括：步骤一、获取进气道承受的多个载荷；步骤二、获取各个载荷单独作用在所述进气道时，对应的所述进气道的应力云图；步骤三、根据各个所述进气道的应力云图，选取所述进气道受载最严重的载荷作为基准载荷；步骤四、获取各个载荷的状态参数，并根据所述基准载荷的状态参数，确定与所述基准载荷匹配的从属载荷。本申请的复杂受载进气道结构设计载荷分析方法，可以在保证结构安全的前提下有效提高设计载荷准确度，有效减轻结构设计重量。(56)对比文件党西军;郭少楠;党祯宁.基于局部应力的大展弦比飞机载荷设计包线研究.航空工程进展.2020,(05),686-693.潘杰红.民用飞机装载平衡分析.科技信息.2011,(24),716-717.杜玉梅;黄其青;殷之平;闫崇年;尹建军;晏明生.单双边孔边凸台结构损伤容限设计对比分析.科学技术与工程.2010,(13),3178-3181.顾诵芬.关于新一代飞机的设计载荷.飞机设计.2005,(03),1-12.邓立东，许春生，董秀荣.飞行载荷分析计算研究.航空学报.1994,(01),32-35.
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公开(公告)号：CN113704874A
公开(公告)日：2021-11-26
申请号：CN202110887585.3
申请日：2021-08-03
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G06F30/15 , B64F5/00 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于飞机设计强度领域，特别涉及一种复杂受载进气道结构设计载荷分析方法。包括：步骤一、获取进气道承受的多个载荷；步骤二、获取各个载荷单独作用在所述进气道时，对应的所述进气道的应力云图；步骤三、根据各个所述进气道的应力云图，选取所述进气道受载最严重的载荷作为基准载荷；步骤四、获取各个载荷的状态参数，并根据所述基准载荷的状态参数，确定与所述基准载荷匹配的从属载荷。本申请的复杂受载进气道结构设计载荷分析方法，可以在保证结构安全的前提下有效提高设计载荷准确度，有效减轻结构设计重量。
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公开(公告)号：CN106703995A
公开(公告)日：2017-05-24
申请号：CN201611050446.0
申请日：2016-11-24
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
Abstract: 本发明公开了一种进气道唇口变形结构及进气道唇口变形结构控制方法。所述进气道唇口变形结构包含主承载结构、蒙皮、唇缘结构、温度传感器、多个应变传感器、温度调节装置及唇缘结构驱动装置；所述主承载结构采用记忆合金材料制造，并设置在蒙皮形成的封闭空腔内；所述封闭空腔设置有进气口和出气口；所述温度调节装置与所述封闭空腔的进气口连接；所述温度传感器设置在所述主承载结构上；所述应变传感器设置在蒙皮的内表面及主承载结构上；所述唇缘结构驱动装置设置在所述主承载结构上。所述进气道唇口变形结构控制方法主要利用上述进气道唇口变形结构实现控制。本发明的优点是：进气道的唇口能够在一定范围内根据实际飞行速度反复改变形状。
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公开(公告)号：CN113420370A
公开(公告)日：2021-09-21
申请号：CN202110615409.4
申请日：2021-06-02
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 , G06F119/14
Abstract: 本申请设计飞机强度试验领域，具体为一种高度静不定结构的强度设计载荷获取方法，所述方法包括，建立反应真实结构特征的三维细节有限元模型；建立反应真实结构特征的二维对接结构有限元模型，应用三维细节有限元模型的计算结果修正二维对接结构有限元模型的结构刚度模拟方法，修正后的二维对接结构有限元模型导入至整体结构有限元模型；进行静力试验，根据静力试验获得的计算得出真实载荷以修正三维细节有限元模型和二维对接结构有限元模型。具有能够得到更为精确的结构模型以用于飞机试验，减少试验风险。
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