-
公开(公告)号：CN107618668A
公开(公告)日：2018-01-23
申请号：CN201710767749.2
申请日：2017-08-31
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于风力阻尼的航空拖拽机构，属于航空拖拽系统阻尼装置设计领域。包括：风阻系统设置在舱体的前端部分，其设置有进气风门、风阻叶片、风阻轮轴及排气风门；风阻叶片设置在进气风门与排气风门之间，风阻叶片通过风阻轮轴与传动转向系统连接；传动转向系统设置有两个相互啮合传动齿轮及两个相互啮合转向齿轮；其中一个传动齿轮与其中一个转向齿轮共轴，另一个转向齿轮与风阻轮轴连接，另一个传动齿轮与投放系统连接；卷线机构缠绕有用于连接诱饵弹的牵引索且与转向齿轮共轴；投放活动口盖沿位于其两侧的滑轨滑动，诱饵弹放置于投放活动口盖上。本发明有效避免了绳索断裂，同时风力阻尼机构可以减少额外的能源消耗。
-
公开(公告)号：CN110562442A
公开(公告)日：2019-12-13
申请号：CN201910820774.1
申请日：2019-08-29
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
Abstract: 本申请属于航空机械结构领域，特别涉及一种采用半柔性驱动控制的襟翼装置。包括：柔性驱动器和连杆传动机构。所述柔性驱动器的一端与机翼盒段连接，另一端通过所述连杆传动机构与襟翼连接。本申请的采用半柔性驱动控制的襟翼装置，由于襟翼舵面前端与导向杆固支，导致舵面整体重心前移，将有效降低颤振的风险。本申请将柔性驱动器和连杆传动机构引入襟翼偏转装置，由于柔性驱动器单体所占空间很小，因此驱动器工作所需空间不会破坏机翼外部气动外形，同时刚性连杆传力直接、效率更高。与传统液压作动筒相比，本申请可有效降低驱动器自身结构重量，有效提高能量密度，保证驱动器使用过程中不影响翼面的气动外形，并有效降低舵面发生颤振的风险。
-
公开(公告)号：CN108052717A
公开(公告)日：2018-05-18
申请号：CN201711252351.1
申请日：2017-12-01
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种基于局部应力‑应变法的疲劳寿命校准方法，属于飞机强度设计技术领域。包括：步骤一、确定局部应力‑应变法中的最敏感参数Kf；步骤二、对Kf进行修正，以期实现对疲劳性能曲线参数的修正；根据预先指定的载荷应力谱，确定其对应的中值寿命t50为目标进行优化；设定初始值，并不断调整Kf的取值，反复用局部应力‑应变法计算中值寿命，直至计算寿命等于设定的目标中值t50，此时对应的Kf值即为修正后的S‑N曲线三参数式中的Kf值；步骤三、对确定的局部应力‑应变法及其对应Kf值进行验证；利用优化得到的参数和局部应力‑应变法进行载荷谱下的寿命预测并将预测计算的该载荷谱下的计算的中止寿命t'与载荷谱下的实测寿命中值比较误差。
-
公开(公告)号：CN110562442B
公开(公告)日：2022-11-22
申请号：CN201910820774.1
申请日：2019-08-29
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
Abstract: 本申请属于航空机械结构领域，特别涉及一种采用半柔性驱动控制的襟翼装置。包括：柔性驱动器和连杆传动机构。所述柔性驱动器的一端与机翼盒段连接，另一端通过所述连杆传动机构与襟翼连接。本申请的采用半柔性驱动控制的襟翼装置，由于襟翼舵面前端与导向杆固支，导致舵面整体重心前移，将有效降低颤振的风险。本申请将柔性驱动器和连杆传动机构引入襟翼偏转装置，由于柔性驱动器单体所占空间很小，因此驱动器工作所需空间不会破坏机翼外部气动外形，同时刚性连杆传力直接、效率更高。与传统液压作动筒相比，本申请可有效降低驱动器自身结构重量，有效提高能量密度，保证驱动器使用过程中不影响翼面的气动外形，并有效降低舵面发生颤振的风险。
-
公开(公告)号：CN108169013B
公开(公告)日：2020-04-14
申请号：CN201711250232.2
申请日：2017-12-01
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
Abstract: 本发明公开了一种适用于多钉连接试件的疲劳寿命校准方法，属于飞机强度设计技术领域。步骤一、以3钉连接件中值寿命与试验载荷谱为基础，采用应力严重系数法进行寿命计算，不断调整理论疲劳极限C值，使得计算寿命与试验寿命相同，得到校准值；步骤二、按照材料疲劳极限随应力集中系数的变化关系，计算得到3钉试件的理论疲劳极限值，并获得3钉理论疲劳极限值与步骤一中的疲劳极限校准值的修正系数K；步骤三、结合2钉和4钉的理论疲劳极限值及修正系数K,分别获得2钉和4钉的疲劳极限校准值。在使用应力严重系数法对连接结构进行疲劳寿命预测时，本发明可在改变连接试件钉数的情况下，仍保证计算所得的多钉连接试件的疲劳寿命具有较高的精度。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107554790A
公开(公告)日：2018-01-09
申请号：CN201710767772.1
申请日：2017-08-31
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: B64D1/02
Abstract: 本发明公开了一种风力阻尼装置，属于航空拖拽系统中阻尼装置领域。包括：进气风门、风扇叶轮、叶轮轴、排气风门、舱体、诱饵弹、牵引索及传动转向装置及轮轴支座；舱体前端布置有进气风门，进气风门后端设置有风扇叶轮；叶轮轴一端与风扇叶轮连接，另一端与所述传动转向装置连接，叶轮轴固定在轮轴支座上，叶轮轴两端固定在舱体上；释放诱饵弹，诱饵弹通过牵引索与传动转向装置连接，经叶轮轴带动风扇叶轮转动；同时打开进气风门及排气风门形成作用与风扇叶轮表面的空气来流，产生使风扇叶轮反向转动的转矩，能够将诱饵弹减速或回收。本发明单纯利用风能便可产生减缓牵引索释放速度的阻尼作用，有效避免了释放结束时牵引索被拉断的情况。
-
公开(公告)号：CN108052717B
公开(公告)日：2021-09-03
申请号：CN201711252351.1
申请日：2017-12-01
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/04
Abstract: 本发明公开了一种基于局部应力‑应变法的疲劳寿命校准方法，属于飞机强度设计技术领域。包括：步骤一、确定局部应力‑应变法中的最敏感参数Kf；步骤二、对Kf进行修正，以期实现对疲劳性能曲线参数的修正；根据预先指定的载荷应力谱，确定其对应的中值寿命t50为目标进行优化；设定初始值，并不断调整Kf的取值，反复用局部应力‑应变法计算中值寿命，直至计算的中值寿命等于确定的中值寿命t50，此时对应的Kf值即为修正后的S‑N曲线三参数式中的Kf值；步骤三、对确定的局部应力‑应变法及其对应Kf值进行验证；利用优化得到的参数和局部应力‑应变法进行载荷谱下的寿命预测并将预测计算的该载荷谱下的计算的中值寿命t'与载荷谱下的实测中值寿命比较误差。
-
公开(公告)号：CN107618668B
公开(公告)日：2020-03-10
申请号：CN201710767749.2
申请日：2017-08-31
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于风力阻尼的航空拖拽机构，属于航空拖拽系统阻尼装置设计领域。包括：风阻系统设置在舱体的前端部分，其设置有进气风门、风阻叶片、风阻轮轴及排气风门；风阻叶片设置在进气风门与排气风门之间，风阻叶片通过风阻轮轴与传动转向系统连接；传动转向系统设置有两个相互啮合传动齿轮及两个相互啮合转向齿轮；其中一个传动齿轮与其中一个转向齿轮共轴，另一个转向齿轮与风阻轮轴连接，另一个传动齿轮与投放系统连接；卷线机构缠绕有用于连接诱饵弹的牵引索且与另一个传动齿轮共轴；投放活动口盖沿位于其两侧的滑轨滑动，诱饵弹放置于投放活动口盖上。本发明有效避免了绳索断裂，同时风力阻尼机构可以减少额外的能源消耗。
-
公开(公告)号：CN108169013A
公开(公告)日：2018-06-15
申请号：CN201711250232.2
申请日：2017-12-01
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
Abstract: 本发明公开了一种适用于多钉连接试件的疲劳寿命校准方法，属于飞机强度设计技术领域。步骤一、以3钉连接件中值寿命与试验载荷谱为基础，采用应力严重系数法进行寿命计算，不断调整实际疲劳极限C值，使得计算寿命与试验寿命相同，得到校准值；步骤二、按照材料疲劳极限随应力集中系数的变化关系，计算得到3钉试件的理论疲劳极限值，并获得3钉理论疲劳极限值与步骤一中的疲劳极限校准值的修正系数K；步骤三、结合2钉和4钉的理论疲劳极限值及修正系数K,分别获得2钉和4钉的疲劳极限校准值。在使用应力严重系数法对连接结构进行疲劳寿命预测时，本发明可在改变连接试件钉数的情况下，仍保证计算所得的多钉连接试件的疲劳寿命具有较高的精度。
-
公开(公告)号：CN108062435B
公开(公告)日：2021-07-09
申请号：CN201711255528.3
申请日：2017-12-01
Applicant: 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于名义应力法的疲劳寿命校准方法，属于飞机强度设计技术领域，步骤一、对于同种材料，不同表面质量的试件S‑N曲线的参数α、A取值基本相同；确定理论疲劳极限C为需要优化的唯一敏感参数；步骤二、根据预先指定的载荷应力谱，确定其对应的中值寿命t50为目标进行优化；设定初始值，并不断调整理论疲劳极限C的取值，反复利用名义应力法计算中值寿命，直至计算寿命等于设定的目标中值t50，此时对应的C值即为修正后的S‑N曲线三参数式中的C值；步骤三、对确定的名义应力法及其对应的理论疲劳极限C进行验证；经验证采用优化得到的参数和名义应力法进行其他载荷谱下的寿命预测，使得其他载荷谱下的寿命计算结果具有较高的精度。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
16
records
(took 0.039 seconds)
