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公开(公告)号：CN117556552B
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202410045447.4
申请日：2024-01-12
Applicant: 中国飞机强度研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/27 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种基于数据驱动的飞机起落架落震试验优化方法，属于飞机试验技术领域。起落架落震试验优化方法包括：基于起落架落震试验输入参数和起落架落震试验输出参数，构建并训练得到第一智能分析模型和第二智能分析模型；当起落架落震试验参数需要调整/需要对起落架落震试验工况进行补充时，通过第一智能分析模型/第二智能分析模型获取需要调整的起落架落震试验输入参数/补充的起落架落震试验输出参数。本发明解决了目前起落架缓冲性能试验调参基本通过经验值进行关键参数调整，误差较大效率较低的问题，具有省时省力的优点。
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公开(公告)号：CN117184445B
公开(公告)日：2024-01-30
申请号：CN202311475692.0
申请日：2023-11-08
Applicant: 中国飞机强度研究所
Abstract: 本发明公开了一种飞机轮胎刚度测试用模型参数等效修正方法，涉及飞机测试技术领域，包括以下步骤：S1、测试系统构建；S2、测试试验；S3、数据拟合。本发明能够实现飞机轮胎多种运动状态影响下的刚度测试，并根据飞机轮胎真实的转速以及振动频率等效得到能够在试验室条件下完成的等效飞机轮胎转速以及等效振动频率，最终导入到摆振分析模型中，能够提高对起落架摆振分析的精度，提高飞机滑跑稳定性分析精度。
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公开(公告)号：CN117048848B
公开(公告)日：2024-01-05
申请号：CN202311319696.X
申请日：2023-10-12
Applicant: 中国飞机强度研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明提供了一种用于全尺寸飞机试验的空间姿态及变形测试方法，属于全尺寸飞机试验技术领域。空间姿态及变形测试方法将数个靶点球固定在飞机的机身框段和机翼上，并标定追踪坐标系，构建飞机的可视化三维图像；最终在全尺寸飞机试验中，将靶点球作为测点，通过对测点进行追踪从而采集测点数据，并基于测点数据计算得到飞机空间姿态及变形数据，解决了现有全尺寸飞机试验对于飞机空间姿态、机翼变形的测量，无法满足大视场范围、多测点、高精度的测量要求的问题，具有测量数据更精确、飞机空间姿态及变形过程可视化的优点。
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公开(公告)号：CN117184445A
公开(公告)日：2023-12-08
申请号：CN202311475692.0
申请日：2023-11-08
Applicant: 中国飞机强度研究所
Abstract: 本发明公开了一种飞机轮胎刚度测试用模型参数等效修正方法，涉及飞机测试技术领域，包括以下步骤：S1、测试系统构建；S2、测试试验；S3、数据拟合。本发明能够实现飞机轮胎多种运动状态影响下的刚度测试，并根据飞机轮胎真实的转速以及振动频率等效得到能够在试验室条件下完成的等效飞机轮胎转速以及等效振动频率，最终导入到摆振分析模型中，能够提高对起落架摆振分析的精度，提高飞机滑跑稳定性分析精度。
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公开(公告)号：CN117556552A
公开(公告)日：2024-02-13
申请号：CN202410045447.4
申请日：2024-01-12
Applicant: 中国飞机强度研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/27 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种基于数据驱动的飞机起落架落震试验优化方法，属于飞机试验技术领域。起落架落震试验优化方法包括：基于起落架落震试验输入参数和起落架落震试验输出参数，构建并训练得到第一智能分析模型和第二智能分析模型；当起落架落震试验参数需要调整/需要对起落架落震试验工况进行补充时，通过第一智能分析模型/第二智能分析模型获取需要调整的起落架落震试验输入参数/补充的起落架落震试验输出参数。本发明解决了目前起落架缓冲性能试验调参基本通过经验值进行关键参数调整，误差较大效率较低的问题，具有省时省力的优点。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117048848A
公开(公告)日：2023-11-14
申请号：CN202311319696.X
申请日：2023-10-12
Applicant: 中国飞机强度研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明提供了一种用于全尺寸飞机试验的空间姿态及变形测试方法，属于全尺寸飞机试验技术领域。空间姿态及变形测试方法将数个靶点球固定在飞机的机身框段和机翼上，并标定追踪坐标系，构建飞机的可视化三维图像；最终在全尺寸飞机试验中，将靶点球作为测点，通过对测点进行追踪从而采集测点数据，并基于测点数据计算得到飞机空间姿态及变形数据，解决了现有全尺寸飞机试验对于飞机空间姿态、机翼变形的测量，无法满足大视场范围、多测点、高精度的测量要求的问题，具有测量数据更精确、飞机空间姿态及变形过程可视化的优点。
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公开(公告)号：CN109738147A
公开(公告)日：2019-05-10
申请号：CN201811286449.3
申请日：2018-10-31
Applicant: 中国飞机强度研究所
Abstract: 本发明公开了一种多支柱起落架等效落震试验方法，包括如下步骤：起落架设计参数充填介质物理参数估计；多支柱起落架虚拟试验；多支柱起落架功量分配和机轮触地下沉速度；各支柱起落架当量质量；各单支柱起落架物理落震试验；物理/虚拟试验相关性分析；充填介质物理参数识别；重复步骤2至步骤7至少一次。本发明给出了多支柱起落架等效落震试验的试验参数计算方法及试验方案，解决了多支柱起落架落震试验分解为各单支柱起落架试验的难题，为起落架动力学试验验证创造了一种新的技术途径，能节省大量试验经费并有效缩短试验周期。
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公开(公告)号：CN111507017B
公开(公告)日：2023-07-21
申请号：CN202010362902.5
申请日：2020-04-30
Applicant: 中国飞机强度研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明实施例公开了一种油气分离式缓冲器的动力学建模方法，该动力学建模方法包括：生成缓冲器的力学模型图和轴向受力图；推导出缓冲器轴向力的表达方式；设定缓冲器行程与气腔行程的关系，缓冲器气腔压缩多变过程，并依此为基础得到气腔的瞬时压力；确定缓冲器油腔中油液流过阻尼孔的伯努利方程，并得到主油腔及回油腔瞬时压力；根据伯努利方程等得到缓冲器的动力学模型，该动力学模型包括缓冲器的空气弹簧力和油液阻尼力的表达方式；将已得到的缓冲器的动力学模型应用到起落。本发明实施例解决了油气分离式缓冲器的缓冲性能校核计算问题，并以此确定起落架系统中缓冲器部件的关键结构参数，以及初始充填参数的选取。
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公开(公告)号：CN111507017A
公开(公告)日：2020-08-07
申请号：CN202010362902.5
申请日：2020-04-30
Applicant: 中国飞机强度研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明实施例公开了一种油气分离式缓冲器的动力学建模方法，该动力学建模方法包括：生成缓冲器的力学模型图和轴向受力图；推导出缓冲器轴向力的表达方式；设定缓冲器行程与气腔行程的关系，缓冲器气腔压缩多变过程，并依此为基础得到气腔的瞬时压力；确定缓冲器油腔中油液流过阻尼孔的伯努利方程，并得到主油腔及回油腔瞬时压力；根据伯努利方程等得到缓冲器的动力学模型，该动力学模型包括缓冲器的空气弹簧力和油液阻尼力的表达方式；将已得到的缓冲器的动力学模型应用到起落。本发明实施例解决了油气分离式缓冲器的缓冲性能校核计算问题，并以此确定起落架系统中缓冲器部件的关键结构参数，以及初始充填参数的选取。
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公开(公告)号：CN117648762A
公开(公告)日：2024-03-05
申请号：CN202410118133.2
申请日：2024-01-29
Applicant: 中国飞机强度研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了基于参数识别的飞机起落架温变缓冲性能建模分析方法，属于飞机起落架技术领域。本发明的方法根据绝热过程熵不变原理和最小二乘法，通过试验数据获取起落架的空气多变指数；根据流体力学质量守恒方程和最小二乘法，通过试验数据获取起落架的油液阻尼系数；最后将空气多变指数和油液阻尼系数拟合得到函数趋势图；结合起落架动力学理论得到缓冲性能分析模型。本发明解决了现有技术缺乏高低温环境对起落架缓冲性能的影响规律的研究的问题，实现起落架在一定温度范围内温变缓冲性能分析模型的建立，及更宽温度范围内起落架缓冲性能的预测。
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