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公开(公告)号：CN114813004B
公开(公告)日：2022-09-13
申请号：CN202210745027.8
申请日：2022-06-29
Applicant: 中国飞机强度研究所
Abstract: 本发明公开了一种飞机垂尾振动疲劳测试试验中加载姿态控制方法，涉及飞机测试技术领域，包括以下步骤：S1、试验系统构建；S2、测量点位选取：S2‑1、传感器点位选取；S2‑2、待测点位选取；S3、全局空间坐标系建立：S3‑1、空间坐标定义；S3‑2、边长距离定义；S3‑3、距离方程组建立；S3‑4、加载点定义；S3‑5、法向量定义；S4、振动载荷实时控制：S4‑1、控制系统构建；S4‑2：气动载荷施加；S4‑3、振动载荷施加。本发明能够实现在高空高速状态下，飞机垂尾结构件在不同气动载荷加载姿态下的振动疲劳载荷加载，同时保证了飞机垂尾结构件的真实边界条件，满足大量级振动载荷施加要求。
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公开(公告)号：CN114818148A
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN202210722571.0
申请日：2022-06-24
Applicant: 中国飞机强度研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种飞机关键构件在振动试验中的等效设计方法，包括步骤：一、建立管路附件的有限元模型；二、将管路附件的有限元模型中的所有单元节点分为保留节点和舍去节点；三、对管路附件的有限元模型进行自由度缩减，并提取缩减后的刚度矩阵和缩减后的质量矩阵；四、根据缩减后的刚度矩阵和缩减后的质量矩阵进行管路附件的等效缩减结构的设计。本发明通过对飞机机载设备的管路附件进行自由度缩减，在不降低等效模拟效果的同时，极大的减少了后期等效缩减结构尺寸计算时的计算量，使等效缩减结构能够与振动试验设备相匹配的同时，还能更好地等效模拟管路附件的动力学特性，保证振动试验结果的真实性和准确性。
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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：CN115169162A
公开(公告)日：2022-10-11
申请号：CN202211083308.8
申请日：2022-09-06
Applicant: 上海秦耀航空试验技术有限公司 , 中国飞机强度研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F111/10
Abstract: 本发明提供飞机振动环境预计方法、装置及计算机可读存储介质，其中的方法将设备支架看做被动端，将支撑设备支架的飞机结构整体看做主动端，被动端目标点为设备安装位置，即为振动环境预计位置；获取计算模型，在该计算模型中目标点响应量通过各个路径输入点的相关系数、频响函数以及应变的乘积来计算；获取新工况下各个路径输入点的各方向的应变，并代入所述计算模型，用所得结果进行目标点处的振动环境预计。
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公开(公告)号：CN114778048A
公开(公告)日：2022-07-22
申请号：CN202210686028.X
申请日：2022-06-17
Applicant: 中国飞机强度研究所
Abstract: 本发明公开了一种飞机减振构件的动刚度和一致性测试方法，包括步骤：一、金属丝网减振器组的安装；二、测试区域的划分；三、三轴加速度传感器组的安装；四、测量各测试区域的频响函数；五、金属丝网减振器组的一致性判断；六、各减振器的动刚度计算；七、动刚度设计矩阵的评估。本发明通过在底座板和测试板之间安装多个减振器，再利用简单的频响函数测试，即可同时测试多个减振器，使用的装置结构简单，安装拆卸方便，测试速度快，测试数据处理方式统一，可大幅提高减振器动刚度和一致性测试及动刚度设计矩阵的评估效率，有利于满足一致性要求的减振器产品应用于飞机构件，提高系统的动力学性能一致性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114673734A
公开(公告)日：2022-06-28
申请号：CN202210584417.1
申请日：2022-05-27
Applicant: 中国飞机强度研究所
Abstract: 本发明公开了一种飞机强度测试试验用振动锁紧系统及其方法，属于飞机测试技术领域，振动锁紧系统包括传动轴、挡板、止动轴、第一锁紧组件和第二锁紧组件；传动轴的一端依次设有连接部、外螺纹套和内螺纹孔，连接部上套设有连接法兰，挡板连接在外螺纹套上，止动轴卡接在外螺纹套内部，止动轴上设有能够与内螺纹孔螺纹连接的锁止螺杆；第一锁紧组件设在止动轴上，用于将止动轴与内螺纹套进行锁止固定；第二锁紧组件设在挡板上，用于将挡板与连接法兰进行锁止固定；本发明的锁紧系统结构设计合理，有利于提高飞机强度测试试验过程中传动轴与连接法兰之间的连接稳定性。
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公开(公告)号：CN116985991B
公开(公告)日：2023-12-15
申请号：CN202311242325.6
申请日：2023-09-25
Applicant: 中国飞机强度研究所
IPC: B64C25/60
Abstract: 本发明公开了一种变油孔飞机起落架缓冲器及其缓冲方法，缓冲器包括下端具有开口的缓冲器外筒，设置在缓冲器外筒中且上端具有开口的缓冲器内筒，缓冲器内筒与缓冲器外筒同轴设置；缓冲器外筒下端内固定设有密封环，缓冲器内筒滑动配合连接在密封环内；缓冲器外筒内顶部固定设有柱塞支撑杆，柱塞支撑杆底部固定设有缓冲柱塞，缓冲柱塞滑动配合在缓冲器内筒内；缓冲器内筒处于缓冲器外筒内的一端固定设有环形的缓冲活塞；采用本发明的缓冲器通过感知飞机起落架受到的冲击载荷大小，自适应地调节变孔阀通孔内侧孔径开度大小，准确高效控制流经变孔阀通孔的油液流量，使缓冲器的工作状态更加理想。
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公开(公告)号：CN116985991A
公开(公告)日：2023-11-03
申请号：CN202311242325.6
申请日：2023-09-25
Applicant: 中国飞机强度研究所
IPC: B64C25/60
Abstract: 本发明公开了一种变油孔飞机起落架缓冲器及其缓冲方法，缓冲器包括下端具有开口的缓冲器外筒，设置在缓冲器外筒中且上端具有开口的缓冲器内筒，缓冲器内筒与缓冲器外筒同轴设置；缓冲器外筒下端内固定设有密封环，缓冲器内筒滑动配合连接在密封环内；缓冲器外筒内顶部固定设有柱塞支撑杆，柱塞支撑杆底部固定设有缓冲柱塞，缓冲柱塞滑动配合在缓冲器内筒内；缓冲器内筒处于缓冲器外筒内的一端固定设有环形的缓冲活塞；采用本发明的缓冲器通过感知飞机起落架受到的冲击载荷大小，自适应地调节变孔阀通孔内侧孔径开度大小，准确高效控制流经变孔阀通孔的油液流量，使缓冲器的工作状态更加理想。
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公开(公告)号：CN115169162B
公开(公告)日：2023-02-03
申请号：CN202211083308.8
申请日：2022-09-06
Applicant: 上海秦耀航空试验技术有限公司 , 中国飞机强度研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F111/10
Abstract: 本发明提供飞机振动环境预计方法、装置及计算机可读存储介质，其中的方法将设备支架看做被动端，将支撑设备支架的飞机结构整体看做主动端，被动端目标点为设备安装位置，即为振动环境预计位置；获取计算模型，在该计算模型中目标点响应量通过各个路径输入点的相关系数、频响函数以及应变的乘积来计算；获取新工况下各个路径输入点的各方向的应变，并代入所述计算模型，用所得结果进行目标点处的振动环境预计。
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公开(公告)号：CN114673734B
公开(公告)日：2022-08-05
申请号：CN202210584417.1
申请日：2022-05-27
Applicant: 中国飞机强度研究所
Abstract: 本发明公开了一种飞机强度测试试验用振动锁紧系统及其方法，属于飞机测试技术领域，振动锁紧系统包括传动轴、挡板、止动轴、第一锁紧组件和第二锁紧组件；传动轴的一端依次设有连接部、外螺纹套和内螺纹孔，连接部上套设有连接法兰，挡板连接在外螺纹套上，止动轴卡接在外螺纹套内部，止动轴上设有能够与内螺纹孔螺纹连接的锁止螺杆；第一锁紧组件设在止动轴上，用于将止动轴与内螺纹套进行锁止固定；第二锁紧组件设在挡板上，用于将挡板与连接法兰进行锁止固定；本发明的锁紧系统结构设计合理，有利于提高飞机强度测试试验过程中传动轴与连接法兰之间的连接稳定性。
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