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[发明专利]一种基于几何不完全相似性原理的冲击响应预报方法-CN202310504680.X在审
发明人：王悦鑫;何欢;侯亮;吕伟浩;李俭钟;张文良;胡伟谦;惠旭龙 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2023-05-06 - 公布日： 2023-09-22 - 主分类号： G06F30/23 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于几何不完全相似性原理的冲击响应预报方法，属于动力学领域，步骤为：通过量纲分析，确定两个不完全相似模型的冲击速度；先假设nv的值，计算出两个模型的βv′，通过有限元仿真计算出两个模型变形的相对误差；调整nv的值，不断迭代，直至两个模型变形的相对误差达到最小；用最终的βv′调整不完全相似模型的冲击速度，同时计算其他物理量的相似系数；利用处理后的冲击速度作为初始条件开展冲击试验，得到不完全相似模型的变形和载荷等数据；利用上述相似系数，通过相似变换即可得到预测的全尺寸结构的冲击响应。本发明能够同时对两个及以上不完全相似模型的冲击速度进行修正，且缩比模型可以准确预测原型的动态响应。
一种基于几何不完全相似性原理冲击响应预报方法

[发明专利]一种吸能结构动态压缩试验装置-CN202110780659.3有效
发明人：张欣玥;惠旭龙;白春玉;刘小川 -专利权人：中国飞机强度研究所
申请日： 2021-07-10 - 公布日： 2023-09-22 - 主分类号： B64F5/60 文献下载
摘要：本申请属于结构力学实验技术领域，特别涉及一种吸能结构动态压缩试验装置。包括：加载模块、加载链刚度加强模块以及试验件夹持模块。将试验件下部夹具设计为树脂浇筑而成，并配有金属外壳。通过设计不同的试验件上部夹具，可实现自由边界、固支边界等多种边界条件。该设计可以不需要对加载模块的压头和底座进行更改，降低了试验的难度。通过设计试验件底座限位块，实现试验件与加载模块的固定，同时试验件位置可以灵活调节，可实现试验件对中的作用，试验件底座限位块与底座通过螺栓连接，试验件拆卸方便，试验效率高。本申请可满足吸能结构不同边界条件、加载模式及压缩进程的压缩吸能测试，试验可操作性强，效率高。
一种结构动态压缩试验装置

[发明专利]一种飞机连接结构等强度缩比设计方法-CN202310701485.6在审
发明人：王浥尘;徐绯;常新哲;杨磊峰;李肖成;惠旭龙 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2023-06-13 - 公布日： 2023-09-19 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明涉及飞机结构/强度试验技术领域，具体涉及一种飞机连接结构等强度缩比设计方法，包括：获取不同破坏形式的载荷下的连接结构的破坏力方程，获取连接结构的缩比模型与原型的强度等效相似性条件；获取缩放后的薄板的几何尺寸、铆钉的钉杆直径及铆钉距薄板端面的距离；获取缩放后的最终缩比模型。本方法设计的最终缩比模型达成了连接结构的原型与缩比模型强度等效，并保证缩比模型能准确预测原型损伤破坏响应的同时，突破了传统比例缩放模型加工制造受限的不足，为飞机连接结构缩比设计提供了指导。
一种飞机连接结构强度设计方法

[发明专利]一种飞机机身框段结构简化坠撞动力学建模方法-CN202310329752.1在审
发明人：李肖成;白春玉;惠旭龙;刘小川;张欣玥;牟让科 -专利权人：中国飞机强度研究所
申请日： 2023-03-30 - 公布日： 2023-09-15 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本申请属于航空结构冲击动力学技术领域，为一种飞机机身框段结构简化坠撞动力学建模方法，通过对应机身框段的结构特征建立机身框段模型，确定机身框段模型内大变形区域的位置和变形模式，将大变形区域模拟成塑性铰，确定对应塑性铰的力矩和轴力性能参数；对机身框段赋予不同的重力场和初速度，计算机身框段结构塑性铰在不同变形程度时的响应；基于塑性大变形原理，充分结合了连接关系模型简单，计算效率快与有限元方法计算精度高的优势，提高飞机机身框段坠撞有限元分析计算效率，且能够避免计算飞机机身框段结构塑性大变形区域时潜在的计算不收敛问题，缩短飞机结构适坠性设计周期，具有较大的应用前景。
一种飞机机身结构简化动力学建模方法

[发明专利]一种试样变形可控的动态拉伸试验装置和试验方法-CN202310655187.8在审
发明人： 惠旭龙;刘小川;白春玉;牟让科;张欣玥;杨欢 -专利权人：中国飞机强度研究所
申请日： 2023-06-05 - 公布日： 2023-09-08 - 主分类号： G01N3/10 文献下载
摘要：本发明实施例公开了一种试样变形可控的动态拉伸试验装置和试验方法，试验装置中，静加持端固定工装套设在静加持端的外部，动夹持端第一固定工装和动夹持端第二固定工装套设在动夹持端安装区的外部；变形限位支持套筒套设于静加持端固定工装、动夹持端第一固定工装和动夹持端第二固定工装的外部；其中，动夹持端第一固定工装位于动夹持端第二固定工装的内侧，且试验加载前动夹持端第一固定工装与动夹持端第二固定工装之间预留有预设间隙。本发明实施例提供的技术方案通过试验装置与试验件安装结构的设计，实现了不同固定应变和应变率耦合作用下的材料动态力学性能测试，从而满足高性能金属材料研发和动态力学性能评估的需求。
一种试样变形可控动态拉伸试验装置试验方法

[发明专利]一种机身筒段着水冲击缩比试验装置及试验方法-CN202310329753.6在审
发明人：李肖成;白春玉;刘小川;惠旭龙;张欣玥;牟让科 -专利权人：中国飞机强度研究所
申请日： 2023-03-30 - 公布日： 2023-07-21 - 主分类号： B64F5/60 文献下载
摘要：本申请属于航空结构冲击力学实验技术领域，为一种机身筒段着水冲击缩比试验方法，设计与全尺寸机身筒段等比例缩小的试验件，并确定结构设计比例，并分别在试验件、透明水池内和透明水池周围布置传感器和设计相机，在确定试验件的姿态和高度满足试验需求后，通过起吊投放控制柜控制提升投放装置释放试验件；通过各传感器和摄像机获取试验件着水后的着水冲击响应；根据缩放比例计算试验件与全尺寸机身筒段着水冲击相应的映射关系，根据该映射关系计算全尺寸机身筒段的着水冲击响应。充分发挥了缩比试验规模小，风险小的优点，试验件尺寸小，质量轻，可通过简单的尼龙绳进行起吊加载，试验加载装置简单，试验成本低。
一种机身筒段着水冲击试验装置试验方法

[发明专利]一种飞机起落架应急断离动态试验装置-CN202310321996.5在审
发明人：胡锐;刘小川;白春玉;杨正权;陈熠;惠旭龙 -专利权人：中国飞机强度研究所
申请日： 2023-03-29 - 公布日： 2023-07-18 - 主分类号： B64F5/60 文献下载
摘要：本申请属于飞机地面试验领域，为一种飞机起落架应急断离动态试验装置，包括试验台架、提升释放机构、吊篮、随动带转装置、试验件和地面载荷测量装置；在进行应急断离动态试验时，先控制提升释放机构将试验件吊起至设定的高度，而后控制提升释放机构将吊篮放下，吊篮跟随试验件一块下落，在下落过程中随动带转装置控制机轮转动，以模拟起落架的真实下落情况，最后试验件落到地面载荷测量装置上，此时通过断离载荷测量装置传感器测量试验件的断离载荷，通过地面载荷测量装置上的感应元件测量试验件的载荷，通过模拟飞机应急着陆时的超载情况，能够研究起落架应急断离轴销的断离载荷、断离顺序及起落架系统断离后的运动轨迹等。
一种飞机起落架应急动态试验装置

[发明专利]一种机身结构适坠性优化正向设计方法-CN202310267755.7在审
发明人：闫硕文;薛璞;刘鹏;侯兵;惠旭龙 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2023-03-20 - 公布日： 2023-06-30 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明提出一种机身结构适坠性优化正向设计方法，该方法对该机身结构进行整体设计，通过筛选出机身客舱下部结构这个复杂系统中控制适坠性的优化设计结构参数，并确定乘员加速度峰值和平均加速度作为设计目标，建立设计目标的响应面近似模型，最后通过多目标优化手段得到最终的优化设计结构参数取值。结果表明，基于响应面法建立的回归模型可以较为准确地预测实际机身结构的坠撞响应，本发明提出的适坠性正向优化设计方法精确有效。
一种机身结构适坠性优化正向设计方法

[发明专利]一种全尺寸机身框段垂直坠撞试验系统及方法-CN202010362984.3有效
发明人： 惠旭龙;刘小川;白春玉;舒挽;牟让科;郭军;张宇 -专利权人：中国飞机强度研究所
申请日： 2020-04-30 - 公布日： 2023-06-23 - 主分类号： B64F5/60 文献下载
摘要：本发明属于结构动态冲击力学性能试验技术领域，涉及一种全尺寸机身框段垂直坠撞试验系统及方法。该系统包括：试验框架、提升装置、专用锁机构、测力平台、提升/投放控制系统、机载测试系统、机载传感器控制系统、地面非接触测试系统。本发明可满足各类窄体客机和宽体客机机身段的垂直坠撞试验需求。
一种尺寸机身垂直试验系统方法

[发明专利]一种机械连接结构载荷传递装置及测试方法-CN202010363933.2有效
发明人：杨强;王彬文;白春玉;惠旭龙;刘小川 -专利权人：中国飞机强度研究所
申请日： 2020-04-30 - 公布日： 2023-02-10 - 主分类号： G01N3/00 文献下载
摘要：本发明涉及一种机械连接结构载荷传递测试领域，尤其涉及一种机械连接结构载荷传递装置及测试方法。该装置包括：主连接板、载荷传递板、补偿板、三组应变片。本发明可用于静态或动态载荷传递测试，该结构简单，测试方法成熟，成本低，效率高，便于连接结构载荷传递的测试、分析和评估，具有广阔的应用前景。
一种机械连接结构载荷传递装置测试方法

[发明专利]一种飞机组合冲击试验装置及方法-CN202210795542.7有效
发明人：白春玉;刘小川;葛宇静;惠旭龙;李肖成 -专利权人：中国飞机强度研究所
申请日： 2022-07-07 - 公布日： 2022-09-20 - 主分类号： G01M7/08 文献下载
摘要：本申请属于飞机部件的测试技术领域，具体涉及一种飞机组合冲击试验装置及方法，其中，飞机组合冲击试验装置包括：前龙门架；后龙门架；导轨，前端铰接在前龙门架上；卷扬机，连接在后龙门架上，与导轨后端连接，以此能够带动导轨绕与前龙门架铰接的部位转动，调整导轨在前龙门架、后龙门架之间的角度；滑块，与飞机整机试验件刚性连接，滑动连接在导轨上；转接板，通过多个爆炸螺栓连接在滑块上；行车；电葫芦，连接在行车上，与转接板连接，以此行车移动，能够带动滑块在导轨上滑动，调整飞机整机试验件相对于导轨的位置；在各个爆炸螺栓爆炸后，滑块与转接板分离，能够沿导轨向前龙门架方向滑动，从导轨的前端脱落，使飞机整机试验件进行坠撞。
一种飞机组合冲击试验装置方法

[发明专利]一种飞机曲梁结构缩比设计方法-CN202111206499.8有效
发明人：常新哲;徐绯;王帅;杨磊峰;刘小川;惠旭龙 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2021-10-16 - 公布日： 2022-09-13 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明一种飞机曲梁结构缩比设计方法，属于飞机结构/强度试验技术领域；所述方法的主要步骤为采用相似理论和量纲分析方法获得曲梁结构相似关系，确定曲梁结构缩比模型的集合相似比例，确定曲梁结构缩比模型和原型采用的材料，确定考虑应变率效应、应变硬化效应时的冲击速度相似比例，计算出曲梁缩比模型的冲击力、应力以及位移，最后根据相似理论，按照相应相似比例反推出曲梁原型相应的物理量。对于飞机曲梁结构试验，本发明利用缩比模型试验来代替原型试验，缩短试验周期，同时当原型的材料费用较贵或者较为稀有时，缩比模型可以使用与原型不同的材料来降低试验成本，为飞机曲梁结构缩比设计提供了有用的指导。
一种飞机结构设计方法

[发明专利]轻型飞机结构动态冲击力学性能测试的试验系统及方法-CN202210659659.2有效
发明人：符伟超;王彬文;惠旭龙;杨欢 -专利权人：中国飞机强度研究所
申请日： 2022-06-13 - 公布日： 2022-09-02 - 主分类号： G01M7/08 文献下载
摘要：本发明提供了轻型飞机结构动态冲击力学性能测试的试验系统及方法，属于飞机测试技术领域。试验系统包括台车、试验工装夹具、测量控制组件、用于为试验系统提供照明的照明组件、摄像测量组件以及设于所述试验工装夹具上的轻型飞机试验件，所述轻型飞机试验件内放置有航空假人；本发明利用台车作为试验平台，可以精确控制轻型飞机试验件的加速度曲线，试验工装夹具不仅可以满足0°和60°两个试验工况要求，还能满足其他角度的工况需求，可靠性高；该试验系统集成了测量控制组件、摄像测量组件的先进测试技术，并且完成了多种装置的同步触发，能够满足通用轻型飞机水平冲击试验的要求，并且可操作性强，试验风险低，具有广阔的应用前景。
轻型飞机结构动态冲击力学性能测试试验系统方法

[实用新型]一种坠撞冲击试验测力装置-CN202220988212.5有效
发明人： 惠旭龙;刘小川;白春玉;牟让科;舒挽 -专利权人：中国飞机强度研究所
申请日： 2022-04-26 - 公布日： 2022-08-19 - 主分类号： G01M7/08 文献下载
摘要：本申请属于飞机坠撞冲击试验技术领域，具体涉及一种坠撞冲击试验测力装置，包括：底座；多个底部支撑座，以可拆卸的方式连接在底座上；多个顶部支撑座，每个顶部支撑座对应与一个底部支撑座相对设置；多组测力计，每组测力计对应连接在一个底部支撑座与对应的顶部支撑座之间；多个钢筋混凝土台面，每个钢筋混凝土台面对应连接在一个顶部支撑座；各个钢筋混凝土台面拼接在一起。
一种冲击试验测力装置

[发明专利]一种飞机部件材料拉伸测试性能本构模型参数确定方法-CN202210745398.6在审
发明人：刘小川;葛宇静;白春玉;惠旭龙 -专利权人：中国飞机强度研究所
申请日： 2022-06-29 - 公布日： 2022-07-29 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本申请属于飞机部件材料拉伸测试电数字数据处理技术领域，具体涉及一种飞机部件材料拉伸测试性能本构模型参数确定方法，包括：构建飞机部件材料塑性变形阶段的本构模型；在飞机部件材料拉伸测试塑性变形阶段的数据中，依次固定飞机部件材料的应变速率、环境温度，飞机部件材料的应变、环境温度，飞机部件材料的应变、应变速率，分别以飞机部件材料的应变为自变量，飞机部件材料的应变速率为自变量，飞机部件材料的环境温度为自变量，对飞机部件材料塑性变形阶段的本构模型进行拟合，得出飞机部件材料应变的敏感参数、飞机部件材料应变速率的敏感参数、飞机部件材料环境温度的敏感参数。
一种飞机部件材料拉伸测试性能模型参数确定方法

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