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[实用新型]一种预防增压机身雪崩式破坏的安全带-CN202222994620.4有效
发明人： 王继普;张志楠;严红;王锋;王新波 -专利权人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2022-11-10 - 公布日： 2023-06-02 - 主分类号： G01M13/00 文献下载
摘要：本申请属于安全带设计领域，为一种预防增压机身雪崩式破坏的安全带，包括带体、连接接头和电木垫板，在试验前根据外框框体的理论变形设置安全带的初始连接状态，初始连接状态包括安全带的长度和连接后的弹性，当带体承受拉力时，带体带动连接接头受力，与此同时，另一侧的带体和连接接头通过电木垫板对受力一侧的连接接头进行支撑，外框框体在安全带的限制下难以继续变形，起到防止雪崩式破坏的目的，保证试验的安全，同时安全带不会对试验结果造成影响，结构简单、工作稳定。
一种预防增压机身雪崩破坏安全带

[发明专利]一种飞机结构应力水平控制要求确定方法-CN202211248719.8在审
发明人：周颜;秦剑波;彭航;张彦军;薛海峰;赵天娇;王继普 -专利权人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2022-10-12 - 公布日： 2023-03-21 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本申请属于飞机结构疲劳强度校核设计技术领域，具体涉及一种飞机结构应力水平控制要求确定方法，包括：确定飞机结构的关键部位危险细节；计算关键部位危险细节的疲劳额定值DFR；取类似飞机类似部位类似典型任务剖面的地空地损伤比λ；取类似飞机类似部位类似典型任务剖面的地空地应力比R；基于疲劳额定值DFR、地空地损伤比λ、地空地应力比R，结合飞机结构的寿命指标要求N，确定疲劳分散系数FRF，计算得到疲劳最大许用应力σmax；取类似飞机类似部位类似典型任务剖面的疲劳最大应力与静力极限应力之比α；基于疲劳最大许用应力σmax、疲劳最大应力与静力极限应力之比α，计算得到静力极限应力下的应力控制水平要求σcon。
一种飞机结构应力水平控制要求确定方法

[实用新型]一种飞机功能结构柔性化接头-CN202222993501.7有效
发明人： 王继普;李博;张志楠;柳荣星;王新波 -专利权人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2022-11-10 - 公布日： 2023-03-03 - 主分类号： B64C1/26 文献下载
摘要：本申请一种飞机功能结构柔性化接头，包括接头本体和变形过渡平板，变形过渡平板的刚度与接头基本匹配，接头本体呈L型，接头本体的拐角位置形成R区，接头本体一侧与三角腹板相连、另一侧与变形过渡平板相连，变形过渡平板与前梁连接。在三角腹板和前梁之间发生变形时，需要经过接头本体与三角腹板的连接部、变形过渡平板与前梁之间的连接部最后到达三角腹板与变形过渡平板之间，变形协调范围较广，同时提升了R区距离主要变形区的距离，从而有效提升了变形协调能力，由变形过渡平板来承载主要的变形，接头本体的局部变形大幅减少，局部损伤降低，从而有效提升柔性化接头的寿命。
一种飞机功能结构柔性接头

[实用新型]一种飞机气密接头-CN202222993486.6有效
发明人： 王继普;柳荣星;杨金川;张志楠;王新波 -专利权人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2022-11-10 - 公布日： 2023-02-28 - 主分类号： F16L17/00 文献下载
摘要：本申请属于飞机结构设计领域，为一种飞机气密接头，包括接头本体和平板垫板，通过设置单独的平板垫板来减小接头本体的应力集中，由于平板垫板与接头本体非一体设计，这样由三角撑通过连接螺栓传来的载荷和弯矩首先传递至接头本体的底板上，载荷通过本体的立边传递到Z型材的腹板、通过本体的底板传递到气密顶板上，弯矩通过本体底边、腹板和翻边共同承受，由于消除了本体的应力集中，且增高了翻边导致本体截面抗弯刚度增加，使得接头本体上两侧的力均匀化，抗弯能力增加，因此接头本体的承载能力大大加强，使用寿命提高，且不会发生提前破坏。
一种飞机气密接头

[发明专利]一种飞机大部件结构加速腐蚀试验方法-CN202211406169.8在审
发明人： 王继普;杨卫平;张彦军;王新波 -专利权人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2022-11-10 - 公布日： 2023-01-31 - 主分类号： G01N17/00 文献下载
摘要：本申请属于飞机腐蚀试验领域，为一种飞机大部件结构加速腐蚀试验方法，通过设计元件级试验件的加速腐蚀试验，不需要进行大部件结构的周期浸润试验，只需要进行实施方式更为简单的雾化方式的加速腐蚀试验，利用元件级试验件的加速腐蚀对比试验来获得加速腐蚀因子，从而确定大部件结构的雾化方式下的第二当量关系，依据周期浸润施加方式计算得到大部件结构的加速腐蚀试验时间后，将该腐蚀时间除以加速腐蚀因子即可得到大部件结构的雾化加速腐蚀时间；将第二当量关系乘以雾化加速腐蚀时间即可得到大部件结构当量腐蚀年限；通过采用该方式，能够实现飞机结构大部件加速腐蚀试验的简单化，具有效率高、成本低、周期短的特点，方便工程应用。
一种飞机部件结构加速腐蚀试验方法

[实用新型]一种飞机腹鳍连接角材疲劳试验结构-CN202222686352.X有效
发明人： 王继普;吴建华;雷晓欣 -专利权人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2022-10-12 - 公布日： 2023-01-17 - 主分类号： B64F5/60 文献下载
摘要：本申请属于飞机腹鳍连接角材疲劳试验技术领域，具体涉及一种飞机腹鳍连接角材疲劳试验结构，包括：机体模拟板；腹鳍假件；两个连接角材，每个连接角材对应连接在腹鳍假件的一侧，与机体模拟板连接，从而将腹鳍假件连接在机体模拟板上。
一种飞机腹鳍连接疲劳试验结构

[发明专利]一种与气密顶板连接的框接头结构试验件及试验方法-CN202011599350.6有效
发明人：张志楠;王新波;王继普;周颜;闵强;梅柯 -专利权人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2020-12-29 - 公布日： 2022-11-18 - 主分类号： B64F5/60 文献下载
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。
一种气密顶板连接接头结构试验方法

[发明专利]一种基于损伤当量折算的飞机结构DFR分析方法-CN202011612665.X有效
发明人： 王继普;王新波;张志楠;王斌团 -专利权人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2020-12-29 - 公布日： 2022-10-11 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明属于飞机结构分析技术领域，公开了一种基于损伤当量折算的飞机结构DFR分析方法。将腐蚀对结构的损伤当量为疲劳损伤，实现不同类型损伤的直接累积，突破了现有腐蚀条件下DFR方法只能在某一时刻进行分析的局限，实现了腐蚀条件下飞机结构全寿命周期“实时”DFR分析，并同步给出疲劳寿命裕度和日历寿命裕度，方便工程应用。
一种基于损伤当量折算飞机结构 dfr 分析方法

[发明专利]一种飞机拐折连接结构及其抗疲劳设计方法-CN202111614563.6有效
发明人： 王继普;张志楠;唐长红;宁宇;王新波;闵强;胡健福 -专利权人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2021-12-27 - 公布日： 2022-08-19 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本申请属于航空连接结构设计领域，特别涉及一种飞机拐折连接结构及其抗疲劳设计方法。包括：接头、剪切角片以及连接角盒。接头包括接头外缘条设置在接头腹板的外侧，接头内缘条设置在接头腹板的内侧，接头外缘条与机身侧壁板连接；剪切角片包括第一角片外缘条以及第二角片外缘条均设置在角片腹板的外侧，第一角片外缘条与第二角片外缘条连接，且两者之间具有预定角度，第一角片外缘条与飞机顶板或地板连接，第二角片外缘条与机身侧壁板连接；连接角盒包括角盒缘条与角盒腹板连接，两个立筋分别设置在角盒缘条与角盒腹板构成的组件的两端，角盒缘条与飞机顶板或地板连接；通过紧固件将接头腹板、角片腹板以及角盒腹板连接。
一种飞机连接结构及其疲劳设计方法

[实用新型]一种双轴试验机的试验件安装平台-CN202220233750.3有效
发明人：柳荣星;张志楠;赵天娇;王新波;严红;王继普 -专利权人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2022-01-27 - 公布日： 2022-07-12 - 主分类号： G01N3/04 文献下载
摘要：本申请属于双轴试验机力学性能试验领域，为一种双轴试验机的试验件安装平台，包括安装骨架、导轨、滑车、柔性吊装带和手拉葫芦，在试验件安装之前，将两组柔性吊装带捆绑于试验件上，拉动手拉葫芦，手拉葫芦拉着柔性吊装带的拉动下将试验件从地面提升到特定的高度，在到达指定的高度后，两个手拉葫芦相互配合将试验件由水平状态旋转至一定角度，然后利用滑车将试验件沿着导轨的长度方向移动至双轴试验机的夹头平面处，在两个手拉葫芦的配合下反方向旋转试验件使得试验件恢复水平，同时试验件的四个夹头顺利进入到试验机的卡槽中，完成装配。结构简单稳定，工作人员的操作简单，从而能够有效保证试验件在试验机上的快速精确安装。
一种试验安装平台

[发明专利]一种运输机机舱气密顶板连接结构强度试验结构及其方法-CN202210178508.5在审
发明人：柳荣星;严红;张志楠;王继普;王新波;王炜 -专利权人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2022-02-25 - 公布日： 2022-05-27 - 主分类号： G01N3/08 文献下载
摘要：本申请涉及一种运输机气密顶板连接结构强度试验结构，包括：气密顶板模拟梁，一端连接至载荷加载机构；两个气密顶板连接结构，其连接角片连接在气密顶板模拟梁的另一端，分布在连接角片该端的两侧；载荷加载横梁，其上具有横梁加载接头，每端对应铰接到一个气密顶板连接结构铝合金框背向其连接角片的一端；横梁加载接头连接至载荷加载机构。此外，涉及一种运输机气密顶板连接结构强度试验方法，该方法基于上述运输机气密顶板连接结构强度试验结构，采用二力杆加载原理对运输机气密顶板连接结构进行加载，完成组件级强度试验。
一种运输机机舱气密顶板连接结构强度试验及其方法

[发明专利]一种带有铝合金框飞机组件强度试验连接带板及试验方法-CN202210179520.8在审
发明人：柳荣星;张志楠;王新波;王向盈;王继普;闵强 -专利权人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2022-02-25 - 公布日： 2022-05-27 - 主分类号： G01N3/08 文献下载
摘要：本申请一方面提供一种带有铝合金框飞机组件强度试验连接带板，其设计连接带板的连接端呈台阶状，且每个台阶上具有螺栓孔，以能够配合螺栓紧固件连接到铝合金框上，在具体应用时，可通过改变台阶的数量以及各个台阶上螺栓孔间的间距，保证连接带板的疲劳寿命满足要求，以及可通过调节各个台阶的高度、各个台阶上螺栓孔的大小，调节连接带板连接端的刚度，使连接端与铝合金框的整体刚度相匹配，具有与飞机组件协调变形的能力。本申请另一方面提供一种带有铝合金框飞机组件强度试验方法，其基于上述带有铝合金框飞机组件强度试验连接带板实施，可保证连接带板的疲劳寿命、与铝合金框的刚度匹配能够满足需求，进而可保证试验的顺利进行，以及试验结果的准确性。
一种带有铝合金飞机组件强度试验连接方法

[实用新型]一种与飞机气密顶板横梁连接的框接头结构-CN201922419255.2有效
发明人： 王继普;张志楠;王新波;闵强;周颜 -专利权人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2019-12-27 - 公布日： 2020-09-22 - 主分类号： B64C1/26 文献下载
摘要：一种与飞机气密顶板横梁连接的框接头结构，含有半框和与半框连接的气密顶板横梁，所述的半框为与飞机气密顶板连接的机身侧壁板的主框，所述的半框的两端头为对称结构，半框端头有与气密顶板横梁对应连接的水平段，该水平段与半框的框体圆弧过渡。本方法由于优化了气密顶板与侧壁板主框局部连接形式，解决了两者由于变形不协调而导致连接部位结构疲劳寿命较短的问题，有效提高了该连接部位的疲劳性能。
一种飞机气密顶板横梁连接接头结构

[发明专利]一种基于疲劳强度相当的环境谱加速当量确定方法-CN201610766351.2在审
发明人： 王继普;王新波;秦剑波 -专利权人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2016-08-29 - 公布日： 2017-02-15 - 主分类号： G01N17/00 文献下载
摘要：本发明涉及一种基于疲劳强度相当的环境谱加速当量确定方法，属于静力或疲劳试验领域。在已知的腐蚀环境E1和E2下，两组相同数量相同形式的结构模拟件分别进行腐蚀t1及t2时间，计算在等幅疲劳载荷下的疲劳寿命，并通过t校验查看两组试验件的疲劳寿命是否相当，若不相当，则调整等幅疲劳载荷值或腐蚀时间，直至两组试验件的疲劳寿命是否相当，从而确定两组腐蚀环境E1和E2的腐蚀当量关系。本发明方法由于采用了结构疲劳寿命作为参量，直接以环境对结构影响的最终结果为目标，通过比较腐蚀影响后的疲劳寿命差异来确定环境谱之间的当量关系，当量关系更加直接可靠。
一种基于疲劳强度相当环境加速当量确定方法

[发明专利]一种飞机翼吊发动机结构强度试验加载装置-CN201210146155.7有效
发明人：王新波;宁宇;张志楠;王继普 -专利权人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2012-05-11 - 公布日： 2012-09-19 - 主分类号： G01M15/00 文献下载
摘要：本发明属于飞机强度试验技术，涉及一种飞机翼吊发动机结构强度试验加载装置。包括侧前加载作动筒、侧后加载作动筒、前作动筒，下部作动筒，其特征在于，加载装置包括两个侧前加载作动筒、两个侧后加载作动筒、两个前作动筒，下部作动筒。本发明通过互为角度的一对作动筒施加发动机航向载荷，在试验中机翼产生变形情况下保证航向载荷始终沿发动机轴线方向；通过互为角度的一对作动筒施加发动机侧向载荷，在机翼变形情况下保证侧向载荷始终位于水平方向；通过互为角度的一对作动筒施加发动机吊挂侧向载荷，在机翼变形情况下保证侧向载荷始终位于水平方向。该加载装置能够保证机翼变形情况下翼吊发动机载荷的加载精度，使试验考核结果更加准确可靠。
一种飞机发动机结构强度试验加载装置

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