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公开(公告)号：CN113859579B
公开(公告)日：2024-01-26
申请号：CN202111252971.1
申请日：2021-10-27
Applicant: 东北大学
Abstract: 一种考虑损伤特性的飞机机翼翼根连接区试验件，用于验证机翼下壁板与中央翼盒下壁板连接强度，包括蒙皮、长桁、三叉接头、支撑肋、加强片及连接带板；蒙皮设为哑铃状；长桁铺设在蒙皮上表面，长桁与蒙皮为共固化结构；三叉接头位于蒙皮长度方向中间位置，三叉接头设在长桁上表面；连接带板位于蒙皮长度方向中间位置，连接带板设在蒙皮下表面；三叉接头、长桁、蒙皮及连接带板之间设有紧固件；加强片位于蒙皮长度方向端部位置，长桁上表面及蒙皮下表面均设有加强片；支撑肋位于蒙皮长度方向上哑铃变截面位置，支撑肋位于三叉接头与加强片之(56)对比文件黄文超.复材机翼翼根上壁板连接区强度分析方法研究《.机械设计》.2015,第32卷(第S2期),157-162.叶聪杰.民用飞机机翼下壁板连接强度试验方案研究《.民用飞机设计与研究》.2018,(第2期),100-104.Haibo Jin.Modified multilevel layoutoptimization method of composite wingstructure.Prceedings of 2013 10thinternational bhurban conference onapplied sciences & technology(IBCAST).2013,6-10.
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公开(公告)号：CN117429032A
公开(公告)日：2024-01-23
申请号：CN202311773779.6
申请日：2023-12-22
Applicant: 东北大学
IPC: B29C48/285 , B29C48/793 , B29B13/10 , B29B13/02
Abstract: 本发明公开了一种复合材料成型设备，涉及塑料成型技术领域。本发明包括加热桶，所述加热桶的底部和顶部分别固定安装有保温桶、进料管，所述保温桶的一侧固定安装有输料管，所述加热桶的侧壁内部埋设有螺旋分布的加热管，所述加热桶的内部转动安装有加热环套，所述加热环套的底部固定安装有底盘，所述底盘的底部转动安装有鼓风桶，所述底盘的顶部开设有多个均匀分布的下料孔，所述加热环套、所述鼓风桶的内部设置有同一个对原料进行研磨以提高加热速度的研磨组件。本发明通过设置研磨组件可配合加热环套的内壁研磨原料，使被加热的原料会形变，将未被融化的内部暴露出来，跳过层层加热的过程，直接使原料内部进行加热，进而加速原料的融化。
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公开(公告)号：CN117067298B
公开(公告)日：2023-12-08
申请号：CN202311351889.3
申请日：2023-10-19
Applicant: 东北大学
Abstract: 本发明公开了一种管道切割加工设备，涉及切割技术领域。本发明包括切割台，所述切割台的后侧连接有铰链条，且铰接件的左右侧均连接有撑板，所述切割台的上方设置有升降框架，所述升降框架上设置有用于对所述铰链条上管道施压的施压板，所述升降框架上还设置有切割框架，所述切割框架上滑动安装有切割机。本发明在达到需要的切割数量后停止放置管道，启动升降框架下降让施压板对管道施压，铰链条和撑板在管道底端产生凹陷，而传送带也随着管道的施压而下降，此时因管道限制在凹陷内，在传送带运转下管道会在凹陷内旋转，从而实现在切割动作启动时，同步进行对多个管道的定位和夹持，具备效率更高且适用性更好的好处。
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公开(公告)号：CN113859579A
公开(公告)日：2021-12-31
申请号：CN202111252971.1
申请日：2021-10-27
Applicant: 东北大学
Abstract: 一种考虑损伤特性的飞机机翼翼根连接区试验件，用于验证机翼下壁板与中央翼盒下壁板连接强度，包括蒙皮、长桁、三叉接头、支撑肋、加强片及连接带板；蒙皮设为哑铃状；长桁铺设在蒙皮上表面，长桁与蒙皮为共固化结构；三叉接头位于蒙皮长度方向中间位置，三叉接头设在长桁上表面；连接带板位于蒙皮长度方向中间位置，连接带板设在蒙皮下表面；三叉接头、长桁、蒙皮及连接带板之间设有紧固件；加强片位于蒙皮长度方向端部位置，长桁上表面及蒙皮下表面均设有加强片；支撑肋位于蒙皮长度方向上哑铃变截面位置，支撑肋位于三叉接头与加强片之间，支撑肋设在长桁上表面，支撑肋、长桁及蒙皮之间设有紧固件；蒙皮及长桁为复合材料，其余为金属材料。
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公开(公告)号：CN114638135A
公开(公告)日：2022-06-17
申请号：CN202210298860.2
申请日：2022-03-25
Applicant: 东北大学
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G06F113/26
Abstract: 本发明涉及一种复合材料加筋壁板结构长桁间距的确定方法，属于飞行器复合材料机体结构强度设计领域。包括以下步骤：S1：通过长桁截面参数，得到长桁截面的有效厚度tadj、有效宽度weff和有效横截面积Aeff的表达式；S2：计算加筋壁板截面的等效弹性模量Eeqv；S3：建立复合材料加筋壁板结构承载能力的本构方程；S4：采用有效横截面积和剪切模量修正本构方程；S5：确定复合材料加筋壁板结构长桁间距。本发明的方法能够在满足结构强度要求的基础上，设计出结构最优尺寸构型；有助于减少不必要的保守设计，极大的缩短了研发时间、减少研发费用；减少反复试验带来的时间及经济成本，有利于优化结构设计和挖掘结构减重能力，降低运输成本。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117429032B
公开(公告)日：2024-02-20
申请号：CN202311773779.6
申请日：2023-12-22
Applicant: 东北大学
IPC: B29C48/285 , B29C48/793 , B29B13/10 , B29B13/02
Abstract: 本发明公开了一种复合材料成型设备，涉及塑料成型技术领域。本发明包括加热桶，所述加热桶的底部和顶部分别固定安装有保温桶、进料管，所述保温桶的一侧固定安装有输料管，所述加热桶的侧壁内部埋设有螺旋分布的加热管，所述加热桶的内部转动安装有加热环套，所述加热环套的底部固定安装有底盘，所述底盘的底部转动安装有鼓风桶，所述底盘的顶部开设有多个均匀分布的下料孔，所述加热环套、所述鼓风桶的内部设置有同一个对原料进行研磨以提高加热速度的研磨组件。本发明通过设置研磨组件可配合加热环套的内壁研磨原料，使被加热的原料会形变，将未被融化的内部暴露出来，跳过层层加热的过程，直接使原料内部进行加热，进而加速原料的融化。
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公开(公告)号：CN117345069A
公开(公告)日：2024-01-05
申请号：CN202311380501.2
申请日：2023-10-24
Applicant: 东北大学
Abstract: 本发明的一种随动翻转打开机构，包括驱动杆、主动件组件、随动件组件及连接所述主动件组件与随动件组件的连杆；所述主动件组件包括主动件和布置在主动件端面的主动件支座，所述主动件支座的前端通过主动件旋转副与连杆的一端铰接；所述随动件组件包括随动件和布置在随动件端面的随动件支座，所述随动件支座的前端通过随动件旋转副与连杆的另一端铰接；所述连杆包括主动件连杆与随动件连杆；所述驱动杆通过旋转轴与主动件连接。本发明机构高度集成，仅利用一套驱动机构与驱动源即可驱动两套机构同步运动，在保证机构的性能基础上，大大节省了空间与重量，减少了设计成本；具有安全性好、重量轻、通用性高、零件利用率高等优点。
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公开(公告)号：CN115563830A
公开(公告)日：2023-01-03
申请号：CN202211285071.1
申请日：2022-10-20
Applicant: 东北大学
IPC: G06F30/23 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明设计一种铆接结构的动力学特性分析方法，属于动力学特性分析领域；计算得到铆钉自身的拉伸刚度及剪切刚度；基于圆盘类零件模锻计算公式得到铆钉铆压成形压紧力；建立铆接结构局部细节有限元模型，通过显示动力学得到铆接结构在压紧力P的作用下的准静态、动态载荷下铆钉铆压成形引起的刚度属性及阻尼属性，建立含接触单元的铆接结构动力学仿真分析细节有限元模型；最后得到铆接结构动力学特性分析结果；在航空、航天、机械等铆接结构动力学特性分析中有着广泛的应用空间，可以减少试验周期及试验费用，进而极大的缩短研发时间、减少研发成本，实际应用前景广泛。
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公开(公告)号：CN115525977A
公开(公告)日：2022-12-27
申请号：CN202211314873.0
申请日：2022-10-26
Applicant: 东北大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F113/28 , G06F119/14
Abstract: 本发明设计一种飞机蒙皮纵向连接结构强度分析方法，属于机体结构强度设计领域；通过有限元模型及试验分析确定了紧固件的分载系数，以及二次弯曲对连接区结构承载能力的影响。本发明大大提高了蒙皮纵向连接结构强度计算的精度，为飞机产品强度分析工作提供了支持；本发明在航空、航天、汽车等结构设计中有着广泛的应用空间；能够提高结构的利用效率，在满足结构强度要求的基础上，设计出结构最优尺寸构型；有助于减少不必要的保守设计，极大的缩短了研发时间、减少研发费用。
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公开(公告)号：CN114638135B
公开(公告)日：2025-05-16
申请号：CN202210298860.2
申请日：2022-03-25
Applicant: 东北大学
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G06F113/26
Abstract: 本发明涉及一种复合材料加筋壁板结构长桁间距的确定方法，属于飞行器复合材料机体结构强度设计领域。包括以下步骤：S1：通过长桁截面参数，得到长桁截面的有效厚度tadj、有效宽度weff和有效横截面积Aeff的表达式；S2：计算加筋壁板截面的等效弹性模量Eeqv；S3：建立复合材料加筋壁板结构承载能力的本构方程；S4：采用有效横截面积和剪切模量修正本构方程；S5：确定复合材料加筋壁板结构长桁间距。本发明的方法能够在满足结构强度要求的基础上，设计出结构最优尺寸构型；有助于减少不必要的保守设计，极大的缩短了研发时间、减少研发费用；减少反复试验带来的时间及经济成本，有利于优化结构设计和挖掘结构减重能力，降低运输成本。
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