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公开(公告)号：CN116698471B
公开(公告)日：2023-11-07
申请号：CN202310983682.1
申请日：2023-08-07
申请人： 四川腾盾科技有限公司 , 四川腾凤科技有限公司
摘要： 本发明涉及飞行器试验技术领域，旨在解决现有技术中的飞行器舵面静强度试验方法较为复杂，舵面载荷模拟失真，试验精度欠佳，不能准确考核飞行器舵面静强度的问题，提供一种飞行器舵面静强度试验方法；包括以下步骤：S1：选择舵面静力试验工况及试验载荷；S2：等效简化舵面静力试验载荷；S3：舵面静力试验加载胶布带载荷分载；S4：设计舵面静力试验加载杠杆系统；S5：计算舵面静力试验扣重及加载载荷；S6：实施舵面静力试验；本发明能保证舵面静力试验加载的真实性，试验加载过程和精度易控制，能全面考核舵面及其安装结构的强度符合性，适用性强，操作步骤清楚，计算分析过程可程序化，试验证明本方法可行，能满足工程试验要求。
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公开(公告)号：CN115649479A
公开(公告)日：2023-01-31
申请号：CN202211570105.1
申请日：2022-12-08
申请人： 四川腾盾科技有限公司 , 四川腾凤科技有限公司
IPC分类号： B64F5/60
摘要： 本发明公开了一种用于无人机襟翼系统的低成本试验装置及试验方法，涉及无人机试验技术领域；该试验装置包括：机翼假件、襟翼系统试验件、第一位控作动筒、第二位控作动筒、载荷作动筒、传载组件；所述机翼假件为试验系统支撑件；所述襟翼系统试验件安装在机翼假件后梁上；所述第一位控作动筒安装在机翼假件的下翼面，用于对机翼假件两个截面施加法向强迫位移，以模拟真实机翼的实时全局变形；所述载荷作动筒布置于襟翼试验件上方，通过传载组件与襟翼试验件相连，对襟翼试验件施加实时飞行载荷；基于上述试验装置，本发明提供了一种襟翼系统试验方法，为大型无人机襟翼系统的低成本研制提供了试验技术支持。
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公开(公告)号：CN117141734A
公开(公告)日：2023-12-01
申请号：CN202311436152.1
申请日：2023-11-01
申请人： 四川腾盾科技有限公司 , 四川腾凤科技有限公司
摘要： 本发明涉及无人机结构强度设计技术领域，旨在解决现有技术中无人机应急开伞工况下，进行可靠的机体结构强度设计和验证困难的问题，提供一种无人机应急开伞下机体强度设计及验证方法，包括以下步骤：S1：确定无人机应急降落的设计输入及要求；S2：降落伞选型及其安装锚点设计；S3：无人机应急开伞冲击载荷计算；S4：开伞冲击载荷下无人机传力路径和关键承载部件分析；S5：分析无人机应急开伞严重受载工况；S6：进行应急开伞严重工况无人机重心过载及惯性载荷计算；S7：进行应急开伞下锚点组件结构以及无人机机体强度设计计算；S8：根据步骤S1‑S7制定并实施无人机机体静力试验方案，以验证应急开伞下机体结构的强度符合性。
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公开(公告)号：CN116698471A
公开(公告)日：2023-09-05
申请号：CN202310983682.1
申请日：2023-08-07
申请人： 四川腾盾科技有限公司 , 四川腾凤科技有限公司
摘要： 本发明涉及飞行器试验技术领域，旨在解决现有技术中的飞行器舵面静强度试验方法较为复杂，舵面载荷模拟失真，试验精度欠佳，不能准确考核飞行器舵面静强度的问题，提供一种飞行器舵面静强度试验方法；包括以下步骤：S1：选择舵面静力试验工况及试验载荷；S2：等效简化舵面静力试验载荷；S3：舵面静力试验加载胶布带载荷分载；S4：设计舵面静力试验加载杠杆系统；S5：计算舵面静力试验扣重及加载载荷；S6：实施舵面静力试验；本发明能保证舵面静力试验加载的真实性，试验加载过程和精度易控制，能全面考核舵面及其安装结构的强度符合性，适用性强，操作步骤清楚，计算分析过程可程序化，试验证明本方法可行，能满足工程试验要求。
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公开(公告)号：CN118551632A
公开(公告)日：2024-08-27
申请号：CN202411028979.3
申请日：2024-07-30
申请人： 四川腾盾科技有限公司
IPC分类号： G06F30/23 , G06F30/15 , G06F113/26 , G06F119/14
摘要： 本发明涉及飞行器复合材料修复技术领域，公开了一种飞行器复材机翼损伤修复的结构恢复效率评估方法，包括以下步骤：S1：建立复材机翼损伤分析有限元模型；S2：建立复材机翼损伤修复分析有限元模型；S3：复材机翼损伤影响性分析；S4：复材机翼损伤修复的结构恢复效率评估。本发明方法是结合有限元法对飞行器复材机翼的损伤、损伤修复方案、修复后结构承载能力恢复效果和损伤修复的结构恢复效率进行仿真分析和评估，具有工程适应性强、操作方法简单和分析结果可信性高等优点。
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公开(公告)号：CN117141734B
公开(公告)日：2024-01-23
申请号：CN202311436152.1
申请日：2023-11-01
申请人： 四川腾盾科技有限公司 , 四川腾凤科技有限公司
摘要： 本发明涉及无人机结构强度设计技术领域，旨在解决现有技术中无人机应急开伞工况下，进行可靠的机体结构强度设计和验证困难的问题，提供一种无人机应急开伞下机体强度设计及验证方法，包括以下步骤：S1：确定无人机应急降落的设计输入及要求；S2：降落伞选型及其安装锚点设计；S3：无人机应急开伞冲击载荷计算；S4：开伞冲击载荷下无人机传力路径和关键承载部件分析；S5：分析无人机应急开伞严重受载工况；S6：进行应急开伞严重工况无人机重心过载及惯性载荷计算；S7：进行应急开伞下锚点组件结构以及无人机机体强度设计计算；S8：根据步骤S1‑S7制定并实施无人机机体静力试验方案，以验证应急开伞下机体结构的强度符合性。(56)对比文件丁娣;秦子增.基于正交试验的大型降落伞开伞冲击载荷影响因素分析.国防科技大学学报.2009,(03),第11-15页.
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公开(公告)号：CN115649479B
公开(公告)日：2023-04-25
申请号：CN202211570105.1
申请日：2022-12-08
申请人： 四川腾盾科技有限公司 , 四川腾凤科技有限公司
IPC分类号： B64F5/60
摘要： 本发明公开了一种用于无人机襟翼系统的低成本试验装置及试验方法，涉及无人机试验技术领域；该试验装置包括：机翼假件、襟翼系统试验件、第一位控作动筒、第二位控作动筒、载荷作动筒、传载组件；所述机翼假件为试验系统支撑件；所述襟翼系统试验件安装在机翼假件后梁上；所述第一位控作动筒安装在机翼假件的下翼面，用于对机翼假件两个截面施加法向强迫位移，以模拟真实机翼的实时全局变形；所述载荷作动筒布置于襟翼试验件上方，通过传载组件与襟翼试验件相连，对襟翼试验件施加实时飞行载荷；基于上述试验装置，本发明提供了一种襟翼系统试验方法，为大型无人机襟翼系统的低成本研制提供了试验技术支持。
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