公开(公告)号：CN113761669A

公开(公告)日：2021-12-07

申请号：CN202111206499.8

申请日：2021-10-16

Applicant: 西北工业大学

Inventor： 常新哲 ,  徐绯 ,  王帅 ,  杨磊峰 ,  刘小川 ,  惠旭龙

IPC: G06F30/15 ,  G06F30/17 ,  G06F30/20 ,  G06F111/10 ,  G06F119/14

Abstract: 本发明一种飞机曲梁结构缩比设计方法，属于飞机结构/强度试验技术领域；所述方法的主要步骤为采用相似理论和量纲分析方法获得曲梁结构相似关系，确定曲梁结构缩比模型的集合相似比例，确定曲梁结构缩比模型和原型采用的材料，确定考虑应变率效应、应变硬化效应时的冲击速度相似比例，计算出曲梁缩比模型的冲击力、应力以及位移，最后根据相似理论，按照相应相似比例反推出曲梁原型相应的物理量。对于飞机曲梁结构试验，本发明利用缩比模型试验来代替原型试验，缩短试验周期，同时当原型的材料费用较贵或者较为稀有时，缩比模型可以使用与原型不同的材料来降低试验成本，为飞机曲梁结构缩比设计提供了有用的指导。

公开(公告)号：CN116776465A

公开(公告)日：2023-09-19

申请号：CN202310701485.6

申请日：2023-06-13

Applicant: 西北工业大学

Inventor： 王浥尘 ,  徐绯 ,  常新哲 ,  杨磊峰 ,  李肖成 ,  惠旭龙

IPC: G06F30/15 ,  G06F30/20 ,  G06F113/28 ,  G06F119/16

Abstract: 本发明涉及飞机结构/强度试验技术领域，具体涉及一种飞机连接结构等强度缩比设计方法，包括：获取不同破坏形式的载荷下的连接结构的破坏力方程，获取连接结构的缩比模型与原型的强度等效相似性条件；获取缩放后的薄板的几何尺寸、铆钉的钉杆直径及铆钉距薄板端面的距离；获取缩放后的最终缩比模型。本方法设计的最终缩比模型达成了连接结构的原型与缩比模型强度等效，并保证缩比模型能准确预测原型损伤破坏响应的同时，突破了传统比例缩放模型加工制造受限的不足，为飞机连接结构缩比设计提供了指导。

公开(公告)号：CN118709301A

公开(公告)日：2024-09-27

申请号：CN202410902453.7

申请日：2024-07-07

Applicant: 西北工业大学

Inventor： 徐绯 ,  常新哲 ,  惠旭龙 ,  王浥尘 ,  冯威 ,  李肖成

IPC: G06F30/15 ,  G06F30/17 ,  G06F18/22 ,  G06F113/26 ,  G06F119/14

Abstract: 本发明一种飞机复合材料层合板冲击响应缩比设计方法，属于复合材料结构和飞机结构/强度试验技术领域；方法步骤包括：确定复合材料层合板刚度系数量纲表达式，确定刚度系数相似性的无量纲数，确定层合板刚度系数的比例因子，获取最优的缩比模型各层的铺层角度，确定优化设计后缩比模型的速度比例因子，缩比模型的冲击响应除以比例因子预测出原型的冲击响应。本发明复合材料层合板缩比模型能够在厚度、面内的长度和宽度这三个方向的几何尺寸均发生几何畸变，并且缩比模型与原型具有较高的相似性，可以准确地预测原型的冲击响应。

公开(公告)号：CN116361914A

公开(公告)日：2023-06-30

申请号：CN202310267755.7

申请日：2023-03-20

Applicant: 西北工业大学

Inventor： 闫硕文 ,  薛璞 ,  刘鹏 ,  侯兵 ,  惠旭龙

IPC: G06F30/15 ,  G06F30/23 ,  B64F5/00 ,  G06F113/28

Abstract: 本发明提出一种机身结构适坠性优化正向设计方法，该方法对该机身结构进行整体设计，通过筛选出机身客舱下部结构这个复杂系统中控制适坠性的优化设计结构参数，并确定乘员加速度峰值和平均加速度作为设计目标，建立设计目标的响应面近似模型，最后通过多目标优化手段得到最终的优化设计结构参数取值。结果表明，基于响应面法建立的回归模型可以较为准确地预测实际机身结构的坠撞响应，本发明提出的适坠性正向优化设计方法精确有效。

公开(公告)号：CN113761669B

公开(公告)日：2022-09-13

申请号：CN202111206499.8

申请日：2021-10-16

Applicant: 西北工业大学

Inventor： 常新哲 ,  徐绯 ,  王帅 ,  杨磊峰 ,  刘小川 ,  惠旭龙

IPC: G06F30/15 ,  G06F30/17 ,  G06F30/20 ,  G06F111/10 ,  G06F119/14

Abstract: 本发明一种飞机曲梁结构缩比设计方法，属于飞机结构/强度试验技术领域；所述方法的主要步骤为采用相似理论和量纲分析方法获得曲梁结构相似关系，确定曲梁结构缩比模型的集合相似比例，确定曲梁结构缩比模型和原型采用的材料，确定考虑应变率效应、应变硬化效应时的冲击速度相似比例，计算出曲梁缩比模型的冲击力、应力以及位移，最后根据相似理论，按照相应相似比例反推出曲梁原型相应的物理量。对于飞机曲梁结构试验，本发明利用缩比模型试验来代替原型试验，缩短试验周期，同时当原型的材料费用较贵或者较为稀有时，缩比模型可以使用与原型不同的材料来降低试验成本，为飞机曲梁结构缩比设计提供了有用的指导。