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公开(公告)号：CN114491794B
公开(公告)日：2024-10-18
申请号：CN202111667381.5
申请日：2021-12-31
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F111/10
Abstract: 本发明属于气动弹性领域，涉及一种增广特征向量跟踪的颤振计算方法。其特征在于使用颤振方程的特征值和特征向量构造增广特征向量，通过增广特征向量对飞行速度和振动频率的多项式展开分步求解颤振方程各阶模态的阻尼和频率随速度的变化曲线，从而得到颤振速度和颤振频率。本发明通过跟踪增广特征向量准确给出颤振方程各阶模态阻尼和频率随飞行速度的变化趋势，有效避免了采用传统v‑g法和p‑k法可能出现的模态分支串支现象。
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公开(公告)号：CN106021779B
公开(公告)日：2019-04-23
申请号：CN201610374301.X
申请日：2016-05-31
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明涉及一种大展弦比机翼主盒段弯曲刚度计算方法，其具体步骤为：1)构建坐标系；2)获得主盒段截面外圈和内圈特征点的坐标位置；3)计算主盒段截面外圈和内圈相邻特征点组成线段对应的材料减缩系数；4)特征点线段刚度特性计算；5)特征点线段刚度求和获得大展弦比机翼主盒段弯曲刚度。本发明给出了一种通过特征点坐标和材料信息求机翼主盒段弯曲刚度的方法，改变了以往通过微元面惯性矩求和的方法，提高了计算精度和效率。
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公开(公告)号：CN107490344A
公开(公告)日：2017-12-19
申请号：CN201710550042.6
申请日：2017-07-07
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本发明公开了一种风洞试验的试验件自由端变形实时测量方法，涉及飞机气动弹性技术领域。所述风洞试验的试验件自由端变形实时测量方法具体为，在试验件的自由端选取参考点，参照所述参考点在风洞内的侧壁及顶部分别安装第一摄像机和第二摄像机，并在与第一摄像机和第二摄像机相对的侧壁上分别设置第一标记贴与第二标记贴；然后给试验件施加外力，使试验件分别发生垂直变形和水平变形，记录透过第一摄像机和第二摄像机看到的参考点在第一标记贴和第二标记贴上的位置；对试验件进行吹风试验，通过截屏量取参考点在第一标记贴和第二标记贴上的相对位置，计算试验件的实际变形。本发明的优点在于：该方法操作简单，使用便捷，测量精度能满足工程要求。
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公开(公告)号：CN107066653A
公开(公告)日：2017-08-18
申请号：CN201611161889.7
申请日：2016-12-15
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明属于飞机气动弹性分析技术领域，涉及一种考虑发动机动态特性的气动弹性分析方法。步骤一，提取发动机参考点；步骤二，根据提取的发动机参考点位置以及发动机的动力特性建立如下矩阵：发动机推力刚度修正矩阵其中j为发动机编号，F为发动机参考点位置的推力矢量，M为发动机推力引起的力矩矢量；陀螺力矩阻尼修正矩阵其中，Ω为发动机参考点位置的角速度，Θ为发动机参考点位置的转角矢量；步骤三，根据步骤二中建立的修正矩阵，修正不考虑发动机动态特性下的气动弹性运动方程，ΔM*＝ΦTΔMΦ，ΔD*＝ΦTΔDΦ，ΔK*＝ΦTΔKΦ，其中，ΔM*为质量修正矩阵，Φ为模态矩阵；步骤四，根据修正后的气动弹性运动方程，计算气动弹性稳定性或动响应。
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公开(公告)号：CN105571812A
公开(公告)日：2016-05-11
申请号：CN201410534684.3
申请日：2014-10-11
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明一种低速颤振模型通用整流装置，其特征在于，包括承力底座[1]、整流罩[2]、维修口盖[3]和整流贴合部件[4]、肋板[5]、专用连接件[6]和试验件[7]，承力底座[1]与风洞侧壁或地板固连，整流罩[2]内安装有连接肋板[5]，整流罩[2]通过连接肋板[5]与承力底座[1]固连在一起，专用连接件[6]可拆卸的连接在承力底座[1]上，整流罩[2]中段与试验件[7]对应的位置设有维修口盖[3]，维修口盖[3]上开设有整流贴合部件[4]，试验件[7]穿过整流贴合部件[4]与专用连接件[6]固连。
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公开(公告)号：CN109710987B
公开(公告)日：2022-11-22
申请号：CN201811476557.7
申请日：2018-12-04
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于结构力学领域，具体涉及一种大展弦比机翼单闭室主盒段等效梁剪切系数估算方法。确定大展弦比机翼单闭室主盒段等效梁剪切系数的步骤如下：整理截面尺寸数据；计算主盒段的等效面积；计算主盒段截面的等效薄壁矩形空心截面尺寸；估算大展弦比机翼单闭室主盒段等效梁剪切系数。本发明根据主盒段尺寸，给出了一种简单高效的确定大展弦比机翼单闭室主盒段等效梁剪切系数的方法。本方法容易用计算机程序实现，在工程应用中提高了工作效率。
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公开(公告)号：CN107512405A
公开(公告)日：2017-12-26
申请号：CN201710645922.1
申请日：2017-08-01
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明提供一种轻型飞机振动模态测试及数据使用方法，包括如下步骤，使轻型飞机处于悬吊状态；确定并标记出飞机全机的重心位置和飞机左、右机翼的重心位置；确定上一步中三处重心位置所需施加重量的大小；对整机进行激励，测试刚体模态和弹性模态；在理论计算模型上按照在飞机上配重的位置和重量大小，施加相同的配重；对理论计算模型进行刚体模态和弹性模态特性计算；修正理论计算模型使其弹性模态特性直到满足精度要求；去掉在理论计算模型上施加的配重，然后重新计算刚体模态和弹性模态。本发明所提供的方法，可以得到有效的振动模态数据和理想的计算模型。
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公开(公告)号：CN106005368A
公开(公告)日：2016-10-12
申请号：CN201610323028.8
申请日：2016-05-16
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本发明涉及一种可变后缘的柔性机翼颤振模型，属于气动弹性试验技术领域。所述颤振模型包括机翼梁、前缘维形框段、后缘框段、后缘控制连杆以及舵机，所述前缘维形框段固定在所述机翼梁上，并与后缘框段铰接，舵机设置在机翼梁上，从而可以通过所述舵机驱动所述后缘框段相对于所述前缘维形框段偏转，所述后缘控制连杆一端设置在所述前缘维形框段上，另一端设置在后缘框段上，用于控制所述后缘框段中多个框段的偏转方向。本发明采用铰链杆形式，通过连杆的运动可以实现机翼后缘的变形，改变机翼非定常气动力的分布，使机翼向外散逸能量，从而达到颤振抑制的目的。
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公开(公告)号：CN102645317A
公开(公告)日：2012-08-22
申请号：CN201210146286.5
申请日：2012-05-11
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G01M9/08
Abstract: 本发明属于结构力学领域，涉及一种用于高速颤振模型的带四耳片空心梁及其制作方法。空心梁为矩形空心结构，矩形两边带有四个耳片；相比于带两个耳片的空心梁可以满足三向刚度要求的特点，用带四个耳片的空心梁不仅保留了这个特点，而且梁截面宏观尺寸小，在一定程度上解决了梁截面尺寸超出翼型尺寸的问题；制作时，首先加工两个对称的礼帽型合金构件和两个对称的C型合金构件，然后将四个合金构件进行高温胶结和铆钉连接即可，从而解决了变截面带四耳片矩形空心梁结构的加工难问题，并且能够保证强度要求。该空心梁的设计简单，生产和装配易于进行。
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公开(公告)号：CN102419238A
公开(公告)日：2012-04-18
申请号：CN201110232707.1
申请日：2011-08-15
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G01M1/10
Abstract: 本发明属于航空测量技术，涉及一种颤振模型质量惯性矩的测量装置。其特征在于，它由承力框架、两个挂钩组件、高度尺组件[5]、两个水平仪[7]、重心定位组件[8]、两个模型限位组件[9]和重心定位杆[10]组成。本发明的操作简单，测量效率高，测量误差小，测量值的稳定性好，能保证测量结果的准确性。
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