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公开(公告)号：CN112733260B
公开(公告)日：2022-10-11
申请号：CN202011612743.6
申请日：2020-12-29
申请人： 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/04 , G06F119/14
摘要： 本发明属于运输类飞机结构疲劳计算技术，一种运输类飞机机身长桁通过孔的DFR疲劳分析，包括以下步骤：步骤一、根据机身长桁通过孔的R角半径，确定该部位的DFR值；步骤二、系统采集框前后蒙皮剪流差，结合长桁通过孔高度、长桁间距、角片宽度、框腹板厚度、框架高度，以全机有限元应力计算结果为基础，确定计算部位的参考应力σref；步骤三、确定载荷谱中的最大应力、最小应力及应力比；步骤四、计算地‑空‑地损伤比λ；步骤五、计算当量地－空－地循环数nd；第六步：计算地－空－地循环许用应力[σmax]：第七步：计算疲劳裕度f。
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公开(公告)号：CN109520871A
公开(公告)日：2019-03-26
申请号：CN201811470213.5
申请日：2018-12-04
申请人： 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC分类号： G01N3/32
摘要： 本发明属于航空疲劳损伤容限试验领域，特别是涉及一种全尺寸疲劳试验机身侧向载荷加载设计方法。包括分析飞机全机结构特点，建立全机有限元模型，进行全机载荷求解，得到各个载荷工况下的机身侧向载荷Fjy，再确定加载方案，结合机身框与框的连接、框与蒙皮连接、蒙皮与长桁连接特点，初步计算得到各个工况下接头载荷，根据得到的所有工况下的接头载荷，与机体结构其他方向载荷进行全机载荷实施状态下的有限元求解，根据加强、优化后的结构形式，完善疲劳试验机配套目录及补加工要求，最终完成机身侧向载荷的布置。本发明的提出解决了机身侧向载荷加载系统复杂、不易设计的难题，简化杠杆系统布置，大大降低了对其他方向施加载荷的影响。
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公开(公告)号：CN109684697B
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN201811533517.1
申请日：2018-12-14
申请人： 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
摘要： 本发明属于航空结构单机寿命监控领域，具体涉及一种当量损伤模型的确定方法。本发明的方法结合某型飞机疲劳关键部位的结构特点、所使用的材料特性以及经受的载荷/环境谱情况，以全机疲劳试验载荷谱作为基准，基于相对线性损伤累积理论，在分析对比多种当量损伤计算方法的基础上，研究确定适合该型飞机单机寿命监控的当量损伤模型，并提出了基于Gerber公式的当量损伤模型；本发明提出的方法，在满足基准谱损伤真实的基础上，使各当量损伤计算方法得到的结果与基准谱误差最小得出，可广泛应用于各种飞机单机寿命监控中当量损伤模型的综合确定。
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公开(公告)号：CN114969957A
公开(公告)日：2022-08-30
申请号：CN202111652853.X
申请日：2021-12-30
申请人： 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/23 , G06F111/04 , G06F119/14
摘要： 本申请属于航空疲劳损伤容限设计领域，特别涉及一种基于载荷推演的气密顶板优化设计方法。本申请的基于载荷推演的气密顶板优化设计方法，针对气密顶板连接区常满足静强度指标，却不满足疲劳寿命指标工程实际难题，结合机身气密连接区结构连接特点，从飞机结构耐久性设计角度给出了一种基于载荷推演的气密顶板优化设计方法。本申请的基于载荷推演的气密顶板优化设计方法，通过全面考虑静强度、疲劳危险载荷工况，提前依据寿命反推控制危险部位的应力水平，建立气密连接区结构重量与纵梁、横梁数量的函数关系，进行优化求解，得到满足应力水平要求的最优结构设计，确保结构同时满足寿命和重量指标要求。
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公开(公告)号：CN114428026A
公开(公告)日：2022-05-03
申请号：CN202111655779.7
申请日：2021-12-30
申请人： 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC分类号： G01N3/32
摘要： 本申请涉及一种飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构疲劳分析方法，包括：构建蒙皮环向应力σx、航向应力σy以及剪应力τxy的在各种工况下的载荷谱；比较蒙皮环向应力最大值σxmax、航向应力最大值σymax以及剪应力最大值τxymax，选取相应方法计算飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的细节疲劳额定值DFR；按照σxmax、σymax、|τxymax|中最大对应的载荷谱，确定最大应力值σmaxGAG、最小应力值σminGAG，计算地空地应力比RGAG；计算飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的地空地损伤比λ、当量地空地循环数nd、地空地循环许用应力[σmax]；计算飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的疲劳裕度f,大于0时，满足疲劳要求，小于0时，不满足疲劳要求。
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公开(公告)号：CN109573098B
公开(公告)日：2022-04-19
申请号：CN201811476917.3
申请日：2018-12-04
申请人： 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC分类号： B64F5/60 , G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/02 , G06F119/14
摘要： 本发明属于航空疲劳损伤容限试验领域，特别是涉及一种全尺寸疲劳试验高垂尾垂向载荷加载设计方法。该方法首先建立全机有限元模型，根据垂尾垂向载荷大小、量级，确定该载荷加载形式，确定加载形式，并进行全机载荷计算，按照等效原则将接头载荷换算到临近的机身框上；最后对机身垂尾连接关键部位进行耐久性分析计算。采用本发明提出的方法，本发明的提出解决了垂尾垂向载荷加载系统复杂、不易设计的难题。
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公开(公告)号：CN114239368A
公开(公告)日：2022-03-25
申请号：CN202210101518.9
申请日：2022-01-27
申请人： 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC分类号： G06F30/23 , B64F5/00 , B64C1/00 , G06F119/04 , G06F119/14
摘要： 本申请属于航空疲劳损伤容限设计领域，特别涉及一种典型气密顶板连接中角材优化设计方法。本申请基于气密顶板连接区域细节设计困难，过设计、欠设计普遍发生的现状，通过全机载荷实施状态下的有限元求解计算，采用了对连接角材端部进行局部加强的修理方案，对典型气密顶板连接中连接角材、加强角片进行一体化优化设计，对连接部位细节和螺栓进行寿命评估，确保寿命期内不发生开裂。本申请使用的理论依据正确，设计新颖、分析步骤清晰、简单，工程概念明确，解决了典型气密顶板连接中角材设计困难、容易提前破坏、开裂的难题。
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公开(公告)号：CN112758350A
公开(公告)日：2021-05-07
申请号：CN202011599350.6
申请日：2020-12-29
申请人： 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
摘要： 本发明属于飞机结构细节耐久性试验技术领域，公开了一种与气密顶板连接的框接头结构试验件及试验方法，用于验证考核与气密顶板连接框接头这一结构关键细节，巧妙的绕开了原本需要大型全尺寸试验验证的繁杂设计与时间消耗，将影响该结构主要寿命指标的结构细节快速剥离出来，对结构关键细节采用小型试验件，通过标准试验机即可开展该结构细节耐久性试验验证工作。
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公开(公告)号：CN107499534A
公开(公告)日：2017-12-22
申请号：CN201710632303.9
申请日：2017-07-28
申请人： 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC分类号： B64F5/60
摘要： 本发明公开了一种飞机地面侧向载荷的处理方法，属于飞机疲劳试验领域。包括：步骤一、计算原始加载顺序时,全部起落架的垂向载荷总载ΣFz调整前；步骤二、改变对左、右起落架工况载荷加载顺序，使左、右主起落架侧向载荷保持短路；步骤三、计算加载顺序调整后全部起落架的垂向载荷总载ΣFz调整后；步骤四、计算垂向载荷修正系数f；步骤五、对全机垂向载荷配平；步骤六、除全部起落架外，消除飞机其余部件侧向载荷；步骤七、对飞机全机滚转矩Mx、全机俯仰矩My、前起落架侧向载荷Fy及全机偏航矩Mz配平；步骤八、对关键部位的疲劳裕度影响进行计算。本发明在确保该部位考核准确以及其余部位不出现提前破坏的基础上，对地面侧向载荷的施加方式进行调整，缩短了试验周期。
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公开(公告)号：CN114239368B
公开(公告)日：2022-08-19
申请号：CN202210101518.9
申请日：2022-01-27
申请人： 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC分类号： G06F30/23 , B64F5/00 , B64C1/00 , G06F119/04 , G06F119/14
摘要： 本申请属于航空疲劳损伤容限设计领域，特别涉及一种典型气密顶板连接中角材优化设计方法。本申请基于气密顶板连接区域细节设计困难，过设计、欠设计普遍发生的现状，通过全机载荷实施状态下的有限元求解计算，采用了对连接角材端部进行局部加强的修理方案，对典型气密顶板连接中连接角材、加强角片进行一体化优化设计，对连接部位细节和螺栓进行寿命评估，确保寿命期内不发生开裂。本申请使用的理论依据正确，设计新颖、分析步骤清晰、简单，工程概念明确，解决了典型气密顶板连接中角材设计困难、容易提前破坏、开裂的难题。
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