-
公开(公告)号：CN115099483A
公开(公告)日：2022-09-23
申请号：CN202210701368.5
申请日：2022-06-20
申请人： 中国航空综合技术研究所 , 中国兵器工业第五九研究所
摘要： 本发明提供一种用于预测直升机平台周期振动的方法，具体步骤为：选取若干组周期振动样本，利用分类算法对周期振动样本进行划分，获得测量点的分类集合；对分类集合进行傅里叶变换，得到测量点周期振动的主导频率；构建容量为m的直升机飞行状态参数集合；获得主导幅值与直升机飞行状态参数之间的相关系数；选取主导幅值与直升机飞行状态参数中相关系数大于0.7的飞行状态参数，建立主要飞行状态参数集合；对得到的飞行状态参数集合进行降维分析，得到低维集合；建立周期幅值随综合指标的函数方程，得到周期振动幅值的预测模型。本发明采用降维分析的方法，降低了预测模型的复杂程度，在不降低模型求解精度的同时提高了模型求解效率。
-
公开(公告)号：CN115099483B
公开(公告)日：2024-05-24
申请号：CN202210701368.5
申请日：2022-06-20
申请人： 中国航空综合技术研究所 , 中国兵器工业第五九研究所
IPC分类号： G06F18/20 , G06F18/2431 , G06F18/2411 , G06F18/2135
摘要： 本发明提供一种用于预测直升机平台周期振动的方法，具体步骤为：选取若干组周期振动样本，利用分类算法对周期振动样本进行划分，获得测量点的分类集合；对分类集合进行傅里叶变换，得到测量点周期振动的主导频率；构建容量为m的直升机飞行状态参数集合；获得主导幅值与直升机飞行状态参数之间的相关系数；选取主导幅值与直升机飞行状态参数中相关系数大于0.7的飞行状态参数，建立主要飞行状态参数集合；对得到的飞行状态参数集合进行降维分析，得到低维集合；建立周期幅值随综合指标的函数方程，得到周期振动幅值的预测模型。本发明采用降维分析的方法，降低了预测模型的复杂程度，在不降低模型求解精度的同时提高了模型求解效率。
-
公开(公告)号：CN113408200B
公开(公告)日：2022-11-01
申请号：CN202110672271.1
申请日：2021-06-17
申请人： 中国航空综合技术研究所 , 中国兵器工业第五九研究所
IPC分类号： G06F30/27 , G06N3/04 , G06N3/08 , G06K9/62 , G06F111/10
摘要： 本发明提供一种航空装备振动环境分析和预测方法，其包括以下步骤：建立飞行器平台状态参数U和振动环境量值G之间的映射关系，确定飞行器平台的振动环境量值G和飞行器状态参数集合U，归一化处理，构建一组深度学习网络R1对归一化后的飞行器状态参数集合U'进行特征分类,重复构建多组深度学习网络分类器R2‑‑RX，将S组U'集合与特征分类器R1相连，给特征分类器R1‑‑RX的参数赋初始值，完成振动环境预测模型建模，实现振动环境量值的分析和预计。本发明所采用特征分类器与神经网络的组合方式，解决了振动环境预测中的非线性问题；而且采用的特征分类器，能够从多个飞行器状态参数中自动有效地提取特征参量，有效地优化了分类结果。
-
公开(公告)号：CN113408200A
公开(公告)日：2021-09-17
申请号：CN202110672271.1
申请日：2021-06-17
申请人： 中国航空综合技术研究所 , 中国兵器工业第五九研究所
IPC分类号： G06F30/27 , G06N3/04 , G06N3/08 , G06K9/62 , G06F111/10
摘要： 本发明提供一种航空装备振动环境分析和预测方法，其包括以下步骤：建立飞行器平台状态参数U和振动环境量值G之间的映射关系，确定飞行器平台的振动环境量值G和飞行器状态参数集合U，归一化处理，构建一组深度学习网络R1对归一化后的飞行器状态参数集合U'进行特征分类,重复构建多组深度学习网络分类器R2‑‑RX，将S组U'集合与特征分类器R1相连，给特征分类器R1‑‑RX的参数赋初始值，完成振动环境预测模型建模，实现振动环境量值的分析和预计。本发明所采用特征分类器与神经网络的组合方式，解决了振动环境预测中的非线性问题；而且采用的特征分类器，能够从多个飞行器状态参数中自动有效地提取特征参量，有效地优化了分类结果。
-
公开(公告)号：CN118821519A
公开(公告)日：2024-10-22
申请号：CN202410792083.6
申请日：2024-06-19
申请人： 中国航空综合技术研究所
IPC分类号： G06F30/23 , G06F119/14
摘要： 本发明提供一种航空装备结构的振动环境预测方法，涉及环境工程领域，其包括以下步骤：S1、测量已知振动点的振动响应；S2、确定路径L1的分界点；S3、对结构平面的区域进行分区；S4、求解每个分区内已知振动点至指定待测点的频响函数；S5、求解每个分区内指定待测点的振动响应；S6、依次求解每个分区内多个指定待测点的振动响应。本发明提出的测点分区方法，采用测定响应的功率谱密度曲线的相似度作为分区指标，相比于传统的基于物理结构的分区方法更加科学合理，有利于实现振动环境的精确预测。
-
公开(公告)号：CN117131682A
公开(公告)日：2023-11-28
申请号：CN202311091111.3
申请日：2023-08-25
申请人： 中国航空综合技术研究所
IPC分类号： G06F30/20 , G01K13/00 , G06F18/23 , G06F119/08
摘要： 本发明提供一种用于预测航空器平台环境温度的方法，具体步骤为：利用聚类分析算法，将航空器中n组温度响应值分成m个温度子集合um，并确定与温度子集合um产生热交换的Sm个子集合；建立每个温度子集合um与相邻Sm个子集合的热量平衡方程；根据传热分析分别确定每个温度子集合um对应的热量平衡方程中各项的影响因素，并利用各项的影响因素进行表示，得到每个温度子集合um的传热模型；将每个温度子集合um对应的传热模型中各项涉及的影响因素划分不同类型，通过优化得到优化后的传热模型；利用模型参数辨识，得到每个温度子集合um的温度预测模型。本发明通过构建与物理变化规律吻合的温度预测模型，提高航空器平台环境温度的预测精度。
-
公开(公告)号：CN111323476B
公开(公告)日：2023-06-16
申请号：CN202010288049.7
申请日：2020-04-14
申请人： 中国航空综合技术研究所
摘要： 本发明提供一种基于力磁效应的裂纹方向判断方法，首先以裂纹点为参考点，在0度至180度范围内设置m+1条扫查路径，然后依次施加与扫查路径方向一致的拉伸载荷，测定扫查路径裂纹点对应的散射磁场强度垂直分量的梯度值，并寻找最大值，最后以梯度值最大的扫查路径作为参考，绘制通过裂纹点且垂直于扫查路径的直线，直线方向即为裂纹方向。本发明方法以裂纹点的磁场梯度值为抓手，采用遍历法来计算最大磁场梯度值，从而确定裂纹扩展方向，重复测量进而可以近似重构出裂纹的扩展路径。本发明所采用的判定方法准确可靠，适用于表面开口裂纹和未开口表层裂纹等多种类型裂纹，应用范围广泛，具有很高的工程应用价值。
-
公开(公告)号：CN114235572A
公开(公告)日：2022-03-25
申请号：CN202111445942.7
申请日：2021-11-30
申请人： 中国航空综合技术研究所
摘要： 本发明提供一种基于信号相似度的结构损伤评价方法，其包括以下步骤：S1、确定检测路径；S2、对检测路径进行采样；S3、确定基准信号；S4、获得信号序列的算术平均值；S5、构建由n个Amean组成的信号序列A′n以及由n个Bmean组成的信号序列B′n；S6、计算平方值d2(An，A′n)以及平方值d2(Bn，B′n)；S7、构建相似度指标KA‑B；S8、判断待检测结构是否存在损伤；S9、定义损伤阈值K′。本发明的基于信号相似度的结构损伤评价方法，以结构的完好信号为基准，通过分析结构不同阶段的信号相对完好信号的相似度，可以准确评价损伤的变化程度，无需更多的先验信息支撑，可操作性强，适用范围广。
-
公开(公告)号：CN112487638A
公开(公告)日：2021-03-12
申请号：CN202011359528.X
申请日：2020-11-27
申请人： 中国航空综合技术研究所 , 北京动力机械研究所
IPC分类号： G06F30/20 , G06F30/12 , G06F30/23 , G06F30/398 , G06F119/02
摘要： 本发明提供一种高性能电子控制器可靠性分析方法，包括S1：收集电子控制器的可靠性分析信息；S2：对电子控制器进行结构建模；S3：在结构建模的基础上，根据电子控制器承受的应力类型，分别建立相应的损伤模型；S4：根据电子控制器的工况，计算每种应力的量值；S5：将每种应力的量值输入对应的损伤模型，计算电子控制器的故障信息矩阵，确定电子控制器的可靠性薄弱环节；S6：通过可靠性评估算法对故障信息矩阵进行分析处理，给出电子控制器的可靠性水平。本方法提供了一种高性能电子控制器可靠性分析方法，通过仿真方法分析出电子控制器的薄弱部位，进而计算出电子控制器的可靠性指标，实现了对电子控制器的可靠性评估。
-
公开(公告)号：CN107064288B
公开(公告)日：2020-10-20
申请号：CN201611051027.9
申请日：2016-11-24
申请人： 中国航空综合技术研究所
IPC分类号： G01N27/83
摘要： 本发明是一种I型裂纹的应力强度因子测定方法，该方法的步骤如下：步骤一、采用无损检测技术确定结构中I型裂纹的位置，然后测量I型裂纹的表面长度αL；步骤二、沿I型裂纹的表面长度αL，测量I型裂纹的埋藏深度αD；步骤三、对结构中的I型裂纹进行受力分析，确定外加应力σ；步骤四、根据步骤一、步骤二中确定的I型裂纹的几何特征，通过查询相关材料手册获得I型裂纹的形状因子Y；步骤五、以I型裂纹的表面长度αL、埋藏深度αD、外加应力σ和形状因子Y作为输入，采用解析计算法/数值法求解I型裂纹的应力强度因子。该方法工序简单但精度很高，能够有效提高I型应力强度因子计算结果的精度和置信度。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
搜索结果
39 条记录 (耗时 0.059 秒)
