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[发明专利]一种考虑内部流体动态特性的气动弹性分析方法-CN201811476560.9有效
发明人：党云卿;曾宪昂;蒲利东;李俊杰;陈海 -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： 2018-12-04 - 公布日： 2023-04-18 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明属于飞机气动弹性分析技术，特别涉及一种考虑内部流体动态特性的气动弹性分析方法；该方法首先生成考虑内部流体的附加质量矩阵，之后组装考虑附加质量矩阵后的运动方程，再然后进行考虑内部流体影响的气动弹性分析。本发明提出的方法可以在带大量内部流体飞机的动力仿真模型中考虑内部流体动态特性的影响，从而有助于提高全机的气动弹性分析精度，更好的指导气动弹性设计。提出的分析方法操作简便，有较高的工程应用价值。
一种考虑内部流体动态特性气动弹性分析方法

[实用新型]一种操纵刚度模拟装置-CN202222686320.X有效
发明人：张庚庚;蒲利东;李佳维 -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： G01M9/04 文献下载
摘要：本申请属于飞机操纵面颤振的操纵刚度模拟装置设计技术领域，具体涉及一种操纵刚度模拟装置，包括：两个转接件，同轴设置；弹簧片，呈环形，连接在两个转接件之间，其中心位于两个转接件的轴线上。
一种操纵刚度模拟装置

[发明专利]一种大展弦比机翼单闭室主盒段等效梁剪切系数估算方法-CN201811476557.7有效
发明人：罗务揆;赵冬强;蒲利东;党云卿;马翔 -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： 2018-12-04 - 公布日： 2022-11-22 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明属于结构力学领域，具体涉及一种大展弦比机翼单闭室主盒段等效梁剪切系数估算方法。确定大展弦比机翼单闭室主盒段等效梁剪切系数的步骤如下：整理截面尺寸数据；计算主盒段的等效面积；计算主盒段截面的等效薄壁矩形空心截面尺寸；估算大展弦比机翼单闭室主盒段等效梁剪切系数。本发明根据主盒段尺寸，给出了一种简单高效的确定大展弦比机翼单闭室主盒段等效梁剪切系数的方法。本方法容易用计算机程序实现，在工程应用中提高了工作效率。
一种展弦比机翼单闭室主盒段等效剪切系数估算方法

[发明专利]一种作动器动态特性测试装置及方法-CN202011610038.2有效
发明人：高怡宁;蒲利东;严泽洲 -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： G05B23/02 文献下载
摘要：本发明属于作动器特性测试技术领域，公开了一种作动器动态特性测试装置及方法，信号发生器的信号输出端与舵机控制器的信号输入端连接，舵机控制器的信号输出端与信号转接盒的信号输入端双向连接，舵机控制器的控制输出端与舵机作动器的控制输入端连接，舵机作动器的位移信号输出端与位移传感器的位移检测端连接，位移传感器的位移信号输出端与信号转接盒的位移信号输入端连接，信号转接盒的信号输出端与信号记录仪的信号输入端连接，舵机作动器的作动端与舵面的控制端连接。在进行飞机地面动态特性测试试验的同时，采用基于地面测试试验的同一套测试系统完成测试，不需要对作动器进行单独的作动器动态特性测试。
一种作动器动态特性测试装置方法

[发明专利]一种飞机结构中单闭室盒段剪切系数计算方法-CN201911373039.7有效
发明人：罗务揆;唐矗;李俊杰;蒲利东;张庚庚 -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： 2019-12-26 - 公布日： 2022-09-20 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明属于结构力学领域，涉及一种用于飞机设计的、单闭室盒段剪切系数的计算方法。其特征在于，确定飞机结构单闭室盒段剪切系数的步骤如下：该单闭室盒段具有封闭的环形壁和多个纵向加强件，已知该单闭室盒段的设计参数，该设计参数包括单闭室盒段的截面形状、形心位置、截面主形心轴方向、截面惯性矩、纵向加强件的位置和面积、环形壁的位置和厚度；整理截面尺寸数据；计算静矩；计算中间变量；计算单闭室盒段剪切系数。本发明给出了一种用于飞机设计的，简单高效的，确定单闭室盒段剪切系数的方法。
一种飞机结构中单闭室盒段剪切系数计算方法

[发明专利]一种弹性阵风响应风洞试验装置-CN201911356641.X有效
发明人：张庚庚;霍应元;蒲利东;罗务揆;曾宪昂;魏巍 -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： 2019-12-25 - 公布日： 2022-03-15 - 主分类号： G01M9/00 文献下载
摘要：本发明实施例公开了一种弹性阵风响应风洞试验装置，包括：机翼、转接件、机翼连接件和试验支持件，试验支持件包括导轨、分别设置于导轨两端的支撑底座，嵌套在导轨上的滑动组件；机翼包括对称设置的左部机翼和右部机翼，转接件包括左部机翼转接件和右部机翼转接件，左部机翼通过左部机翼转接件设置于机翼连接件的一侧，右部机翼通过右部机翼转接件设置于机翼连接件的另一侧，机翼连接件和转接件套接在滑动组件的外部，通过滑动组件在导轨轴向上的滑动带动机翼运动。本发明实施例解决了现有刚性模型形式的阵风响应模型，无法对阵风响应试验中的弹性情况进行模拟，以及模型支持方式单一，不能满足多种边界条件下的阵风响应试验的问题。
一种弹性阵风响应风洞试验装置

[发明专利]一种结构陷幅滤波器参数确定方法-CN201711174107.8有效
发明人： 蒲利东;严泽洲;罗务揆;张红波 -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： 2017-11-22 - 公布日： 2021-09-03 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明涉及一种结构陷幅滤波器参数确定方法，包括：步骤一：选择设计点，建立气动伺服弹性分析模型；步骤二：对飞行控制系统增稳控制环节的反馈输入信号的耦合贡献度进行分析，确定各反馈输入信号通道所需增加结构陷幅滤波器的数目，以及反馈输入信号通道所增加的结构陷幅滤波器的频率参数；步骤三：建立结构陷幅滤波器参数优化模型；步骤四：改进遗传算法求解步骤三中所建立的结构陷幅滤波器参数优化模型参数进行优化；步骤五：计算得到步骤三中的优化问题的最优个体，选择最优个体对应的优化变量值作为结构陷幅滤波器器参数。本发明的结构陷幅滤波器参数确定方法能够确保结构陷幅滤波器引入对飞机的刚体飞行力学特性影响最小。
一种结构滤波器参数确定方法

[发明专利]一种机翼颤振模型-CN201911368575.8在审
发明人：陈海;马翔;黄国宁;蒲利东;曾宪昂 -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： 2019-12-26 - 公布日： 2021-06-29 - 主分类号： B64F5/60 文献下载
摘要：一种机翼颤振模型，含有前缘、主盒段和机翼梁，主盒段安装在机翼梁上，所述的前缘含有前缘维形肋、前缘腹板、前缘蒙皮，所述的主盒段含有主盒段维形肋、后缘腹板、主盒段腹板、主盒段蒙皮，前缘通过轴与主盒段的前端铰接，前缘腹板与主盒段的后缘腹板通过操纵索柔性连接。
一种机翼模型

[发明专利]一种气动伺服弹性快速迭代分析与设计方法-CN202011612663.0在审
发明人：高怡宁;蒲利东;张永辉 -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： 2021-04-30 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开了一种气动伺服弹性快速迭代分析与设计方法，应用于具有电传飞控系统的飞机‑飞控系统组合回路，在进行飞机气动伺服弹性稳定性分析与设计时，实现飞机环节与飞控环节的频响特性数据库自动生成与快速更新、基于状态数据库的飞机‑飞控组合回路自匹配开环频响数据库生成、针对不利耦合情况的快速设计及验证，解决了海量数据提取、多轮次迭代效率和数据匹配问题。实现了气动伺服弹性稳定性分析与设计自动化、高效率、有效提升了设计效率，缩短了设计周期。
一种气动伺服弹性快速分析设计方法

[发明专利]一类工程结构超高维大规模多约束非线性优化方法-CN201910900052.7有效
发明人：严啸;孙秦;蒲利东;刘彦杰 -专利权人：西北工业大学;中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2019-09-23 - 公布日： 2020-08-14 - 主分类号： G06F30/23 文献下载
摘要：本发明公开了一类工程结构超高维大规模多约束非线性优化方法,利用非线性优化迭代过程中各子问题的纯量目标函数二阶导具有对称矩阵的特性，在Newton‑Krylov迭代算法的基础上，提出了一种新的正交化算法以及对其负定元素的校正处理算法，该方法的线性方程组系数矩阵仅为一对称三对角矩阵，且由于改进了迭代方向的稳健性，不仅节省了系数矩阵及其后续计算的工作量，且存储量、计算效率及其稳健性得以明显改进。
一类工程结构超高大规模约束非线性优化方法

[发明专利]航空器开环气动伺服弹性系统模型均衡降阶的优选方法-CN201910906758.4有效
发明人：艾俊强;蒲利东;孙秦;刘琳颖 -专利权人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所;西北工业大学
申请日： 2019-09-24 - 公布日： 2020-08-14 - 主分类号： G06F30/23 文献下载
摘要：本发明公开了航空器开环气动伺服弹性系统模型均衡降阶的优选方法，在开发算法及软件应用技术的基础上，发明了航空器开环气动伺服弹性系统的完整工程建模方法，结合已有降价算法及物理装置的传递函数，提出了三种HSVs的基本分布特性，并构造了四个可明确量化降阶的优选公式，用均衡系数降序排列的HSVs值经简单计算即可得原高阶系统的最优降阶阶次。
航空器开环气动伺服弹性系统模型均衡优选方法

[发明专利]一种细长形弹体垂向和侧向惯量的预检方法-CN201710661336.6有效
发明人：罗务揆;蒲利东;郭润江;霍应元;孙晓红 -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： 2017-08-04 - 公布日： 2020-07-03 - 主分类号： B64F5/60 文献下载
摘要：本发明涉及一种细长形弹体垂向和侧向惯量的预检方法，用于飞机颤振模型建模中对所述细长形弹体的垂向惯量和侧向惯量进行预检判断，其包括计算所述细长形弹体的惯量预估值Ip、计算所述细长形弹体的惯量预估比kI、通过惯量预估比kI判断所述细长形弹体的垂向和侧向转动惯量是否合理。本发明的通过理论力学基本公式推导获得了一种用于颤振模型建模时使用的，细长形弹体垂向和侧向惯量的预检方法，相比于以往只能被动接受输入数据的方法，本发明为颤振模型建模时细长形弹体垂向和侧向惯量数据提供了预先初步检查方法，降低了细长形弹体垂向和侧向惯量输入值存在过大误差的可能性，降低了颤振模型建模时出错的可能性。
一种细长弹体侧向惯量预检方法

[发明专利]一种风洞试验的试验件自由端变形实时测量方法-CN201710550042.6有效
发明人：胡志勇;唐矗;党云卿;蒲利东;陈海 -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： 2017-07-07 - 公布日： 2020-04-28 - 主分类号： G01B11/16 文献下载
摘要：本发明公开了一种风洞试验的试验件自由端变形实时测量方法，涉及飞机气动弹性技术领域。所述风洞试验的试验件自由端变形实时测量方法具体为，在试验件的自由端选取参考点，参照所述参考点在风洞内的侧壁及顶部分别安装第一摄像机和第二摄像机，并在与第一摄像机和第二摄像机相对的侧壁上分别设置第一标记贴与第二标记贴；然后给试验件施加外力，使试验件分别发生垂直变形和水平变形，记录透过第一摄像机和第二摄像机看到的参考点在第一标记贴和第二标记贴上的位置；对试验件进行吹风试验，通过截屏量取参考点在第一标记贴和第二标记贴上的相对位置，计算试验件的实际变形。本发明的优点在于：该方法操作简单，使用便捷，测量精度能满足工程要求。
一种风洞试验试验自由变形实时测量方法

[发明专利]一种弹性飞翼布局飞机阵风减缓控制器参数优化方法-CN201610321700.X有效
发明人： 蒲利东;张红波;高怡宁;程芳;张庚庚 -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： 2016-05-16 - 公布日： 2019-02-12 - 主分类号： G05B13/04 文献下载
摘要：本发明涉及一种弹性飞翼布局飞机阵风减缓控制器参数优化方法，属于飞机气动弹性设计领域。所述方法包括首先选择作为阵风减缓控制器输入的若干个机体运动量，以及确定阵风减缓控制器的通道个数；之后构建由滤波器阻尼系数构成的滤波器表达式，并由所述滤波器表达式与所述机体运动量输入信号的控制增益参数建立所述阵风减缓控制器的传递函数矩阵；最终通过多目标优化问题，设置若干个优化目标，优化待求参数，所述待求参数包括所述滤波器阻尼系数及所述控制增益参数，通过该方法保留对飞机阵风响应贡献较大的模态振动信息进入控制回路，在确保阵风减缓效果的同时，有效降低发生不利气动伺服弹性耦合的概率。
一种弹性布局飞机阵风减缓控制器参数优化方法

[发明专利]一种作动器动态特性试验方法-CN201610375514.4有效
发明人：张红波;李俊杰;蒲利东;张庚庚;高怡宁 -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： 2016-05-31 - 公布日： 2019-02-05 - 主分类号： G01M13/00 文献下载
摘要：本发明涉及一种作动器动态特性试验方法，首先将被试作动器作用于可调转动惯量的转动圆盘非圆心位置，随后即可测量出其输入位移与输出位移，并通过已知或测量得出的数据，即可计算出多组和并可拟合绘制出和即为被试作动器的传递特性曲线及阻抗特性曲线。本发明的一种作动器动态特性试验装置具有结构简单、易于实现、成本低等优点，而本发明的一种作动器动态特性试验方法具有理论正确、简单易懂、试验结果精度高的优点。
一种作动器动态特性试验装置方法

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