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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：CN103984803B
公开(公告)日：2017-02-15
申请号：CN201410156494.2
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: 本发明属于飞机设计领域，涉及一种有限元载荷的施加方法。其特征在于综合考虑了各种载荷的简化或离散对计算结果的影响，以及加载实现的难易程度，将飞机载荷分为集中载荷和分布载荷，并将分布载荷按结构进行分区；在有限元模型中挑选出要加载的节点，并将要加载的节点按分布载荷分区的形式进行分区；分别施加集中载荷和分布载荷；采用本方法进行有限元模型加载可以满足工程计算精度，且便于使用计算机批量处理。
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公开(公告)号：CN105528478A
公开(公告)日：2016-04-27
申请号：CN201510863421.1
申请日：2015-11-27
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翼面结构传力特点的图示分析方法，属于飞机翼面结构强度设计领域。所述方法包括：首先对飞机翼面结构进行有限元数值模拟分析，并根据数据结果文件得出飞机翼面结构的内力分布特点和整体结构间载荷传递特征；其次，以力流形式绘制飞机翼面结构传力路线示意图；最后，将所述绘制好的传力路线示意图中的信息与资料库关联，构建查询系统。本方法简明直观地阐述了结构间的内力传递状态，并通过传力箭头形成的载荷传递封闭循环，明确了结构强度关键承载部位。本方法可以从承载状态说明、内力分布再现、试验及使用指导三个方面解决工程应用的技术问题。
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公开(公告)号：CN113704878B
公开(公告)日：2023-10-10
申请号：CN202110896055.5
申请日：2021-08-05
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , B64F5/00 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于飞机结构设计领域，特别涉及一种飞机结构全机有限元模型施加起落装置载荷的方法。包括：步骤一、起落装置载荷下全机载荷配平；步骤二、在飞机结构全机有限元模型中增加起落装置载荷状态下的起落装置有限元模型，并将飞机结构全机有限元模型姿态调整到对应的起落装置载荷状态；步骤三、在所述飞机结构全机有限元模型中施加飞机分布载荷；步骤四、在所述飞机结构全机有限元模型中施加飞机集中力载荷；步骤五、在所述飞机结构全机有限元模型中施加位移约束；步骤六、检查所述飞机结构全机有限元模型的加载结果。本申请可以更准确模拟飞机结构在起落装置载荷下的真实受载情况，可以实现飞机结构受载的精细化设计从而减轻结构重量。
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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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN104384288B
公开(公告)日：2016-11-02
申请号：CN201410665633.4
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: B21D26/021
Abstract: 本发明属于航空结构设计技术领域，涉及一种基于柔性蒙皮的自适应鼓包进气道形状控制方法。本方法包括：在外侧柔性蒙皮内表面选取若干个典型监测点，布置大变形应变传感器和位移传感器；对外侧柔性蒙皮进行地面标定，获得柔性蒙皮各监测点的位移与其它参数之间的关系；按照进气道与发动机的流量匹配关系确定飞机处于不同飞行速度时发动机的流量需求，获得飞行速度与外侧柔性蒙皮位移之间的关系；实时获取外侧柔性蒙皮各监测点的位移，得到外侧柔性蒙皮在当前状态下的形状，确定鼓包型面所处的位置；根据飞机当前的飞行速度，对鼓包型面的位置进行控制，从而调节进气道喉道的面积，与发动机的流量需求相匹配。
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公开(公告)号：CN103991556B
公开(公告)日：2016-08-24
申请号：CN201410154031.2
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
Abstract: 本发明属于飞机静力试验技术领域，具体涉及一种载荷测量方法，其特征在于，通过应变片测量试验件上测量点的应变；建立测量点应变与结构传载间的对应关系；根据测得的应变和对应关系给出结构的传载；本测量方法采用试验的方法建立测量点与结构传载间对应关系。由于对应关系是通过试验建立的，因此得到的试验结论也更为准确，且适用性更广泛，可解决现阶段难以测量的结构传载问题。
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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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