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公开(公告)号：CN109684667B
公开(公告)日：2023-05-09
申请号：CN201811409851.6
申请日：2018-11-23
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 , G06F111/04 , G06F113/28 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供了一种适用于分段式前缘襟翼差偏故障的强度分析方法，包括：确定前缘襟翼是否发生故障；若前缘襟翼发生故障，则建立前缘襟翼故障状态下的全机有限元模型；对全机有限元模型施加载荷和约束；对载荷和约束进行静力分析，得到蒙皮的最大剪应力和Von‑Mises应力；将最大剪应力与临界失稳应力进行比较，以及，将Von‑Mises应力与Von‑Mises许用应力进行比较；若最大剪应力大于临界失稳应力，并且Von‑Mises应力小于Von‑Mises许用应力，则蒙皮失稳；提取前缘襟翼与外翼连接处的反之力，并根据反之力，对连接铰链、外翼大梁、纵墙以及壁板的强度进行评估。
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公开(公告)号：CN110704940B
公开(公告)日：2023-08-18
申请号：CN201910818224.6
申请日：2019-08-30
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
Abstract: 本申请涉及一种飞机发动机安装交点位置偏差处理方法，包括：确定发动机推力销安装孔轴线的设计与实际的偏差信息；根据所述偏差信息确定发动机推力销结构，并建立所述发动机推力销结构的细节有限元模型；在所述细节有限元模型中施加载荷和边界条件获得所述发动机推力销的静力结果；根据所述静力结果确定发动机推力销的疲劳薄弱部位，以及确定所述薄弱部位的应力集中系数，根据所述应力集中系数及所述发动机推力销的应力‑寿命曲线，确定所述发动机推力销是否满足疲劳强度要求。本申请的发动机安装交点位置偏差处理方法能够安全可靠的解决了飞机生产装配时的进度问题，又节约了更换飞机框段及发动机零部件的巨大经济成本，具有重大的实用价值。
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公开(公告)号：CN110705141A
公开(公告)日：2020-01-17
申请号：CN201910818226.5
申请日：2019-08-30
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 , G01M13/00 , G06F119/14
Abstract: 本申请涉及一种用于外置飞机附件机匣固定装置的疲劳载荷谱确定方法，包括：根据飞机重心载荷谱确定飞行科目及相应飞行科目下的飞机重心过载谱及飞行参数；根据发动机地面试车曲线确定外置飞机附件机匣的地面使用科目；根据外置飞机附件机匣的工作特点及典型飞行科目下的外置飞机附件机匣载荷因素，确定外置飞机附件机匣重心处的空中飞行载荷谱；根据外置飞机附件机匣的工作特点及地面使用科目下的外置飞机附件机匣载荷因素，确定外置飞机附件机匣重心处的地面试车载荷谱；根据外置飞机附件机匣安装结构的传力特性，通过有限元方法计算外置飞机附件机匣固定装置的空中飞行和地面试车疲劳载荷谱。本申请的方法可以提高疲劳载荷谱的计算精准度。
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公开(公告)号：CN110595746A
公开(公告)日：2019-12-20
申请号：CN201910816454.9
申请日：2019-08-30
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
Abstract: 本申请涉及一种试验方法，用于验证表面喷砂处理后再打磨加工对钛合金力学性能的影响，方法包括：确定钛合金力学性能试验种类，试样种类包括静力试验和疲劳试验；构建钛合金试验件，钛合金试验件至少包括表面粗糙度不同和喷砂处理不同的多组钛合金试验件；对每组钛合金试验件均进行静力试验和疲劳试验，其中静力试验加载至钛合金试验件断裂，疲劳试验以预定载荷加载于钛合金试验件薄弱部位，以获得钛合金试验件试验数据；根据试验数据判定表面喷砂处理后再打磨加工对钛合金力学性能的影响。本申请提供的试验方法能够验证表面喷砂处理后再打磨加工对钛合金力学性能影响，为表面喷砂处理后再打磨加工对钛合金力学性能影响量值提供了试验数据输入。
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公开(公告)号：CN110704940A
公开(公告)日：2020-01-17
申请号：CN201910818224.6
申请日：2019-08-30
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
Abstract: 本申请涉及一种飞机发动机安装交点位置偏差处理方法，包括：确定发动机推力销安装孔轴线的设计与实际的偏差信息；根据所述偏差信息确定发动机推力销结构，并建立所述发动机推力销结构的细节有限元模型；在所述细节有限元模型中施加载荷和边界条件获得所述发动机推力销的静力结果；根据所述静力结果确定发动机推力销的疲劳薄弱部位，以及确定所述薄弱部位的应力集中系数，根据所述应力集中系数及所述发动机推力销的应力-寿命曲线，确定所述发动机推力销是否满足疲劳强度要求。本申请的发动机安装交点位置偏差处理方法能够安全可靠的解决了飞机生产装配时的进度问题，又节约了更换飞机框段及发动机零部件的巨大经济成本，具有重大的实用价值。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109684667A
公开(公告)日：2019-04-26
申请号：CN201811409851.6
申请日：2018-11-23
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 , G06F2217/06 , G06F2217/78
Abstract: 本申请提供了一种适用于分段式前缘襟翼差偏故障的强度分析方法，包括：确定前缘襟翼是否发生故障；若前缘襟翼发生故障，则建立前缘襟翼故障状态下的全机有限元模型；对全机有限元模型施加载荷和约束；对载荷和约束进行静力分析，得到蒙皮的最大剪应力和Von-Mises应力；将最大剪应力与临界失稳应力进行比较，以及，将Von-Mises应力与Von-Mises许用应力进行比较；若最大剪应力大于临界失稳应力，并且Von-Mises应力小于Von-Mises许用应力，则蒙皮失稳；提取前缘襟翼与外翼连接处的反之力，并根据反之力，对连接铰链、外翼大梁、纵墙以及壁板的强度进行评估。
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公开(公告)号：CN107944161A
公开(公告)日：2018-04-20
申请号：CN201711231163.0
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
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5095 , G06F17/5018
Abstract: 本发明涉及飞机设计领域，特别涉及一种用于推力矢量发动机固定装置的载荷计算方法，包括如下步骤：根据飞机及发动机的使用情况，确定推力矢量发动机固定装置的载荷计算工况；根据确定的载荷计算工况，结合发动机的工作特点，分析每一工况下的载荷因素，确定每一工况下推力矢量发动机重心处的载荷；根据发动机固定装置传力特性，使用有限元方法计算每一工况下发动机固定装置载荷；根据各种载荷计算工况下发动机固定装置载荷，确定用于指导结构设计的发动机固定装置载荷。本发明的用于推力矢量发动机固定装置的载荷计算方法，为采用推力矢量发动机的飞机结构设计及强度分析提供了载荷输入，对安装推力矢量发动机的飞机设计具有重要意义。
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公开(公告)号：CN107944160A
公开(公告)日：2018-04-20
申请号：CN201711230004.9
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
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5095 , G06F17/5018
Abstract: 本发明涉及飞机设计领域，特别涉及一种用于发动机固定装置的疲劳载荷谱计算方法，包括如下步骤：确定典型的飞行科目及相应的飞机重心过载谱、角速度、角加速度、高度以及速度参数；确定发动机的地面使用科目，并根据发动机各种科目状态下的台架推力值计算得到发动机地面试车推力载荷谱；确定发动机重心处的空中飞行载荷谱；确定发动机重心处的地面试车载荷谱；根据发动机安装结构传力特性，计算发动机固定装置的空中飞行和地面试车疲劳载荷谱；根据发动机固定装置空中飞行和地面试车重心载荷谱，计算得到发动机固定装置疲劳载荷谱。本发明的用于发动机固定装置的疲劳载荷谱计算方法，为发动机固定装置的使用寿命计算提供了设计输入。
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公开(公告)号：CN110705141B
公开(公告)日：2023-06-20
申请号：CN201910818226.5
申请日：2019-08-30
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 , G01M13/00 , G06F119/14
Abstract: 本申请涉及一种用于外置飞机附件机匣固定装置的疲劳载荷谱确定方法，包括：根据飞机重心载荷谱确定飞行科目及相应飞行科目下的飞机重心过载谱及飞行参数；根据发动机地面试车曲线确定外置飞机附件机匣的地面使用科目；根据外置飞机附件机匣的工作特点及典型飞行科目下的外置飞机附件机匣载荷因素，确定外置飞机附件机匣重心处的空中飞行载荷谱；根据外置飞机附件机匣的工作特点及地面使用科目下的外置飞机附件机匣载荷因素，确定外置飞机附件机匣重心处的地面试车载荷谱；根据外置飞机附件机匣安装结构的传力特性，通过有限元方法计算外置飞机附件机匣固定装置的空中飞行和地面试车疲劳载荷谱。本申请的方法可以提高疲劳载荷谱的计算精准度。
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公开(公告)号：CN108052711A
公开(公告)日：2018-05-18
申请号：CN201711231186.1
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
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明涉及飞机设计领域，特别涉及一种并联组合发动机安装结构的热力耦合分析方法，包括如下步骤：确定主承力构件，建立所述主承力构件的体单元细节有限元模型；对所述有限元模型进行静强度非线性分析，分析时对约束、接触、单元选择、载荷以及边界条件参数进行预定控制；对所述主承力构件进行热强度分析，分析时对材料和温度载荷参数进行预定控制；根据所述步骤二的静强度非线性分析结果和所述步骤三的热强度分析结果，对所述主承力构件进行热力耦合强度分析。本发明的并联组合发动机安装结构的热力耦合分析方法，与传统计算相比，真实模拟了并联组合发动机安装结构强度的非线性特性，因此计算分析结果更加准确。
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