“单兴业”申请（专利权）人搜索_中国专利权人_发明人_技术持有人_科研专家_钻瓜专利网

钻瓜专利网为您找到相关结果19个，建议您升级VIP下载更多相关专利

[发明专利]一种飞机翼面损伤状态评定方法-CN202310641414.1在审
发明人：王维阳;单兴业;于淼 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
申请日： 2023-05-31 - 公布日： 2023-10-03 - 主分类号： G06F30/23 文献下载
摘要：一种飞机翼面损伤状态评定方法，包括：对设计飞机翼面进行有限元数值模拟分析，得出飞机翼面内力分布特点、整体结构载荷传递特征，以图示分析方法，表示飞机翼面内力分布特点、整体结构载荷传递特征；假定飞机翼面不同部位发生损伤，进行限元数值模拟分析，得出飞机翼面内力分布特点、整体结构载荷传递特征，以图示分析方法，表示飞机翼面内力分布特点、整体结构载荷传递特征；将飞机翼面不同部位发生损伤与设计飞机翼面图示的飞机翼面内力分布特点、整体结构载荷传递特征，进行对比，确定飞机翼面不同部位发生损伤的影响范围，确定飞机的容损状态，构建飞机翼面容损数据库；获取飞机翼面损伤状态，对比飞机翼面容损数据库，寻找飞机翼面相应部位发生损伤，对应的容损状态。
一种飞机损伤状态评定方法

[发明专利]一种机翼鼓包故障修复装置与方法-CN202310944012.9在审
发明人：李东帆;单兴业;张宝才;范超;刘博;巩翰 -专利权人：上海海鹰机械厂
申请日： 2023-07-31 - 公布日： 2023-09-12 - 主分类号： B64F5/40 文献下载
摘要：本发明涉及机翼鼓包技术领域，具体地说是一种机翼鼓包故障修复装置与方法，包括上架，底架与设置在底架四个角处的万向轮，上架与底架通过垂直杆连接形成架体，底架与上架之间有横杆并与垂直杆连接，横杆上架设有可自由移动的木托，底架的一侧设置有撑脚丝杠，上架上设置有用于夹持整形丝杆的支撑杆，整形丝杆下方设置有测力系统，测力系统下方与底架的上方分别设置有用以夹持飞机外翼的可拆卸卡板，飞机外翼设置有应力测量系统，本发明能有效修复各型机翼鼓包故障，修复工作合理化。本发明可通过应力测量系统解决应力测量问题，使修复工作科学化、合理化，修复工作便捷，缩短修复周期和费用，更能满足军备修复需求。
一种机翼鼓包故障修复装置方法

[发明专利]一种结构大部件损伤的飞机及其修复方法-CN202310636911.2在审
发明人： 单兴业;邓永先;隋福成;于淼;张宝才 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
申请日： 2023-05-31 - 公布日： 2023-08-11 - 主分类号： B64F5/40 文献下载
摘要：本申请提供了一种结构大部件损伤的飞机及其修复方法，所述修复方法包括：将结构大部件损伤的飞机通过固定点固定于地面或固定台上，使其不可移动；以所述飞机为中心，在飞机周围环形设置多个光学扫描设备，通过所述光学定位设备扫描飞机外形，获得飞机损伤部分及未损伤部位的特征点，以飞机未损伤部位特征点作为基准坐标，结合飞机水平测量数据，建立飞机空间坐标系；使飞机修复设备基于所述飞机空间坐标系下对飞机损伤部位的结构大部件进行修复。本申请解决了结构大部件损伤飞机修复过程中无法定位的问题，恢复飞机原有气动、强度、刚度指标，挽救飞机生命、提高其使用寿命。
一种结构部件损伤飞机及其修复方法

[发明专利]一种飞机座舱盖安装锁拧紧力矩值的确定方法-CN202110584901.X有效
发明人：隋福成;解放;刘汉海;于淼;单兴业 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
申请日： 2021-05-27 - 公布日： 2023-08-04 - 主分类号： G01L5/24 文献下载
摘要：本申请提供了一种飞机座舱盖安装锁拧紧力矩值的确定方法，所述方法包括：第一，根据固定螺栓的直径确定固定螺栓拧紧力矩的范围值；第二，确定试验类型为疲劳试验，试验组至少包含三组不同拧紧力矩的试验件，试验载荷为飞机座舱盖安装锁的最大使用载荷；第三，依据传载路线、边界条件要求构建不同拧紧力矩下的对比试验用的试验件和试验夹具；第四，依据全尺寸飞机结构中的传载路线和边界条件确定试验设备、试验件的支持及加载方式；第五，通过不同拧紧力矩下的对比试验结果得到飞机座舱盖安装锁在不同拧紧力矩下座舱盖安装锁螺栓孔的力学性能影响；第六，根据不同拧紧力矩下座舱盖安装锁螺栓孔的中值寿命最长确定为座舱盖安装锁的最佳拧紧力矩值。
一种飞机座舱安装拧紧力矩确定方法

[发明专利]一种导管与运动结构装配间隙测量结构以及方法-CN202211678734.6在审
发明人：王维阳;解放;单兴业;隋福成;于淼;张宝才;李金明 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
申请日： 2022-12-26 - 公布日： 2023-06-23 - 主分类号： G01B5/14 文献下载
摘要：本发明属于航空结构设计技术领域，特别涉及一种导管与运动结构装配间隙测量结构以及方法，包括管路贴敷可调基体，贴敷在导管外壁面，管路贴敷可调基体外表面上具有柔性材料；柔性材料的厚度大于运动结构与导管之间的间隙；当运动结构运动时使柔性材料变形；测量器，用于测量柔性材料变形处的厚度；两个修合固定器，分别安装在管路贴敷可调基体两侧，修合固定器具有与柔性材料贴合的侧壁面，两个修合固定器的侧壁面夹压变形后的柔性材料并修整变形后柔性材料侧壁；修合校准器，包括两个具有预设夹角的支臂，两个所述支臂用于修整变形后柔性材料的圆柱面，本申请测量不可目视直接测量情况下的飞机管路铺设与运动结构装配间隙。
一种导管运动结构装配间隙测量以及方法

[发明专利]用于外置飞机附件机匣固定装置的疲劳载荷谱确定方法-CN201910818226.5有效
发明人：刘汉海;杨忠会;单兴业;王海龙;李新 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
申请日： 2019-08-30 - 公布日： 2023-06-20 - 主分类号： G06F30/23 文献下载
摘要：本申请涉及一种用于外置飞机附件机匣固定装置的疲劳载荷谱确定方法，包括：根据飞机重心载荷谱确定飞行科目及相应飞行科目下的飞机重心过载谱及飞行参数；根据发动机地面试车曲线确定外置飞机附件机匣的地面使用科目；根据外置飞机附件机匣的工作特点及典型飞行科目下的外置飞机附件机匣载荷因素，确定外置飞机附件机匣重心处的空中飞行载荷谱；根据外置飞机附件机匣的工作特点及地面使用科目下的外置飞机附件机匣载荷因素，确定外置飞机附件机匣重心处的地面试车载荷谱；根据外置飞机附件机匣安装结构的传力特性，通过有限元方法计算外置飞机附件机匣固定装置的空中飞行和地面试车疲劳载荷谱。本申请的方法可以提高疲劳载荷谱的计算精准度。
用于外置飞机附件固定装置疲劳载荷确定方法

[实用新型]一种带辅助引导功能的狭小空间内紧固件安装设备-CN202223224068.7有效
发明人：王彦红;于淼;张宝才;单兴业;李金明 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
申请日： 2022-12-01 - 公布日： 2023-06-02 - 主分类号： B64F5/40 文献下载
摘要：本申请属于航空技术领域，特别涉及一种带辅助引导功能的狭小空间内紧固件安装设备，包括：连接杆，驱动装置以及夹头；其中，连接杆包括：带手柄撑杆，与带手柄撑杆套接的带万向头撑杆，与带万向头撑杆的万向头连接的滑杆，与滑杆套接的撑杆，撑杆的前端具有所述夹头；所述夹头具有微动电机，所述微动电机驱动所述夹头夹持零件；连接杆中心形成容纳微动电机电缆的通道；微动电机电缆一端连接所述微动电机，另一端连接驱动手柄，在部件无法离机修理的条件下，在有限的结构空间内，通过带辅助监控功能的狭小空间内紧固件安装设备将紧固件送到指定的位置完成紧固件安装工作。
一种辅助引导功能狭小空间紧固安装设备

[发明专利]一种飞机结构焊点疲劳寿命计算分析方法-CN202211537983.3在审
发明人：邱春图;隋福成;解放;于淼;张宝才;单兴业;李金明;邓永先 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
申请日： 2022-12-01 - 公布日： 2023-05-30 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明属于飞机结构疲劳寿命计算分析领域，涉及一种飞机结构焊点疲劳寿命计算分析方法，步骤S1：通过有限元方法计算焊接结构的结构应力；将所述结构应力绝对值最大的主应力作为损伤参量；步骤S2：基于所述损伤参量，通过材料疲劳性能试验，获取焊核和母材的S‑N曲线；步骤S3：基于所述S‑N曲线，确定焊接结构的应力谱；步骤S4：基于所述应力谱，获取所有焊接结构的损伤和寿命的分布情况。本申请能在设计的初期对焊点的疲劳寿命通过计算来进行寿命预测，了解整个结构上焊点的分布情况，这样就可以指导实际工艺中对焊点的个数、分布方式进行合理的调整，以提高飞机结构的疲劳性能，并能降低制造成本。
一种飞机结构疲劳寿命计算分析方法

[发明专利]一种高低周复合疲劳载荷作用下结构细节寿命预测方法-CN201811446996.3有效
发明人：刘璟琳;单兴业;何刚 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
申请日： 2018-11-29 - 公布日： 2023-04-18 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本申请公开了一种高低周复合疲劳载荷作用下结构细节寿命预测方法，首先根据确定结构材料的低周疲劳应力水平，在低周疲劳应力水平下获得结构材料在低周疲劳试验下的S‑N曲线，并在低周疲劳应力水平中选取一个应力水平作为低周疲劳应力水平σL；之后确定高低周疲劳试验条件，及在高低周疲劳试验条件下获得结构材料在高周疲劳试验下的S‑N曲线，得到高周疲劳寿命和幅值的关系曲线；然后建立待确定修正参数的疲劳寿命预测模型，及确定模型中修正参数并获得疲劳寿命预测模型；最后在需要考核的载荷条件确定高低周疲労寿命。本申请不依赖于结构的具体形式和受载情况，可用于飞机结构中关键结构细节的疲劳寿命预测，缩短型号研制周期，降低研制成本。
一种高低复合疲劳载荷作用结构细节寿命预测方法

[发明专利]一种采用准全尺寸试验件模拟全尺寸疲劳试验结果的方法-CN202110584895.8有效
发明人：解放;刘汉海;单兴业;隋福成;邓永先 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
申请日： 2021-05-27 - 公布日： 2022-11-22 - 主分类号： G01N3/04 文献下载
摘要：本申请提供了一种采用准全尺寸试验件模拟全尺寸疲劳试验结果的方法，包括：第一，对全尺寸结构进行疲劳强度分析，得到全尺寸结构的关键疲劳薄弱部位；第二，根据全尺寸结构的传载路线、边界条件、应力及应力集中系数确定关键疲劳薄弱部位试验件的结构形式及截面尺寸；第三，依据关键疲劳薄弱部位模拟试验件的加载和固定要求，构建关键疲劳薄弱部位试验夹具；第四，按照静强度设计载荷情况下计算得到的关键疲劳薄弱部位载荷，将全尺寸结构的疲劳载荷谱进行折算，确定关键疲劳薄弱部位载荷谱；第五，依据传载路线和边界条件，选取试验设备，确定试件的支持及加载方法；第六，通过准全尺寸试验与全尺寸试验的结果对比分析得到准全尺寸试验评定结果。
一种采用尺寸试验模拟疲劳结果方法

[发明专利]一种动力吊舱结构的静力试验载荷计算方法-CN201510829670.9有效
发明人：于鹏;单兴业;王刚;李兆远 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
申请日： 2015-11-25 - 公布日： 2018-12-11 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：本发明公开了一种动力吊舱结构的静力试验载荷计算方法。所述动力吊舱结构的静力试验载荷计算方法包含以下步骤：S1，选取主承力结构骨架站位作为载荷计算的剖面；S2，将所述吊舱受到的气动载荷分配到S1中所述的剖面，得到气动分布；S3，将吊舱结构质量分布、装载质量分布按杠杆比原则分配到临近剖面，得到质量分布；S4，对S2、S3中计算得到的气动分布、质量分布结果进行叠加合并计算，得到合并载荷的计算结果；S5，根据所述吊舱的结构布局及连接形式建立吊舱的有限元模型，根据结构参数赋予单元属性，在吊挂点处施加约束条件；S6，对S5中所述的有限元模型施加载荷并计算。本发明的优点是：实现了对吊舱受复杂载荷的受力分析及试验载荷的计算。
一种动力结构静力试验载荷计算方法

[发明专利]一种进气道主承载结构及进气道主承载结构变形控制方法-CN201611050415.5有效
发明人：邱涛;靳诚忠;单兴业;田智亮;张鹤 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
申请日： 2016-11-24 - 公布日： 2018-06-29 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种进气道主承载结构及进气道主承载结构变形控制方法。所述进气道主承载结构中，主承载结构(1)的材料采用记忆合金，所述主承载结构(1)为悬臂支撑梁，一端与固定支撑结构(2)固定连接，另一端为自由端；所述主承载结构(1)的材料纤维方向与所述固定支撑结构(2)垂直。所述进气道主承载结构变形控制方法用于控制所述主承载结构(1)的变形。本发明的优点是：进气道的主承载结构能够在一定范围内反复改变形状，进而使唇口能够在一定范围内反复改变形状，根据实际飞行速度，设定合适的进气道主承载结构的变形，解决了现有技术中唇口结构不可调节的问题，使进气道在不同飞行状态下都具有最优的气动性能和进发匹配特性。
主承载结构进气道变形控制固定支撑结构变形悬臂支撑梁材料纤维唇口结构飞行状态记忆合金匹配特性气动性能自由端唇口垂直飞行

[实用新型]一种电力机柜专用光纤通信配线支架-CN201721315637.5有效
发明人： 单兴业 -专利权人： 单兴业
申请日： 2017-10-13 - 公布日： 2018-06-12 - 主分类号： G02B6/44 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种电力机柜专用光纤通信配线支架，包括配线支架，所述配线支架的一侧安装有多个均匀分布的软胶垫，且所述软胶垫与配线支架固定连接，所述配线支架的侧面安装有多个均匀分布的接线端子，所述配线支架的侧面设有多个均匀分布的矩形通孔，所述配线支架的侧面安装有横接架，所述横接架的底端安装有挂线柱，该种电力机柜专用光纤通信配线支架，安装了光纤熔接配线盘，在光纤接入到电力机柜专用光纤通信配线支架上时，光纤熔接配线盘能自动将光纤熔断后快速的进行二次连接，有利于提高电力机柜专用光纤通信配线支架的工作效率。
配线支架电力机柜光纤通信光纤熔接配线盘侧面安装软胶垫接架熔断本实用新型工作效率光纤接入接线端子矩形通孔挂线柱底端光纤侧面

[实用新型]一种具有自驱动变形功能的柔性隔框-CN201721035295.1有效
发明人：何刚;闫雨哲;单兴业 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
申请日： 2017-08-18 - 公布日： 2018-04-06 - 主分类号： B64C1/00 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种具有自驱动变形功能的柔性隔框，属于飞机柔性隔框领域。包括机身上壁板、进气道上壁板、进气道下壁板、连接框架及连杆机构；所述机身上壁板及所述进气道下壁板整体呈弧形，两者连接处水平安装有进气道上壁板，所述进气道上壁板与所述进气道下壁板形成进气道；所述机身上壁板与进气道上壁板之间设置有连接框架及连杆机构；所述连接框架一端与所述机身上壁板连接，另一端与所述连杆机构一端连接，所述连杆机构另一端与所述进气道上壁板连接；所述连杆机构设置有记忆合金杆，所述记忆合金杆随温度变化产生形变，驱动连杆机构产生使进气道上壁板形变的位移，进而改变所述进气道的截面形状。
一种具有驱动变形功能柔性

[发明专利]一种进气道唇口结构-CN201711228288.8在审
发明人：田智亮;王广帅;李婷;单兴业;蔡永明 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
申请日： 2017-11-29 - 公布日： 2018-03-23 - 主分类号： F02C7/042 文献下载
摘要：本发明涉及高性能超音速进气道设计，特别涉及一种进气道唇口结构，包括由支撑板、上柔性蒙皮以及下柔性蒙皮构成的进气道唇口本体；上腔体和下腔体；支撑板的靠近唇缘的一端由形状记忆合金构成，其具有至少两种变化状态，使得由所述进气道唇口结构构成的进气道具有正常状态、开口扩大状态以及开口缩小状态；上唇缘驱动件和下唇缘驱动件，均由形状记忆合金构成，分别固定设置在上唇缘位置处及下唇缘位置处；温控装置，用于分别控制上腔体和下腔体中的温度。本发明的进气道唇口结构，能够在飞行过程中，随飞行速度对唇缘形状进行控制，使得进气道唇口在不同飞行状态下都能保持良好的气动性能，在宽速域的飞行范围内，都能保持较好的进发匹配性能。
一种进气道唇口结构

1
2
下一页»
尾页
共 19 条