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[发明专利]一种椭圆柱壳体的外压稳定性计算方法-CN202310510383.6在审
发明人： 姚念奎;张勇;刘志勇;周瑞鹏 -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： 2023-05-08 - 公布日： 2023-08-15 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本申请属于航空机械结构稳定性安全校核计算领域，特别涉及一种椭圆柱壳体的外压稳定性计算方法。包括：步骤一、获取椭圆柱壳体的特征参数；步骤二、计算椭圆柱壳体的等效半径；步骤三、计算椭圆柱壳体的径向柔度以及轴向柔度，并根据所述径向柔度以及所述轴向柔度计算调整系数；步骤四、计算椭圆柱壳体的临界失稳压力；步骤五、计算外部压力载荷作用下的椭圆柱壳体稳定性安全裕度。本申请的椭圆柱壳体的外压稳定性计算方法，能够依据椭圆柱壳体的材质和几何尺寸，校核在外部压力载荷作用下的椭圆柱壳体的稳定性裕度，适用范围广泛，可普遍应用于各类椭圆柱壳体结构强度设计和稳定性安全校核。
一种椭圆柱壳体稳定性计算方法

[发明专利]一种针对偏心撞击试验的动载荷因数计算方法-CN201910882743.9有效
发明人： 姚念奎;王佳莹;卢学峰;孟凡星;郭子铭 -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： 2019-09-18 - 公布日： 2023-02-28 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本申请属于飞机结构强度设计领域，特别涉及一种针对偏心撞击试验的动载荷因数计算方法。包括：获取在预定静载荷的作用下试件与甲板撞击接触点的静位移；获取飞机以预定下沉速度着舰时试件的冲击动能；根据所述试件与甲板的撞击接触点的静位移，获取当所述预定静载荷作用在甲板上时试件的应变能；根据所述试件的冲击动能以及所述试件的应变能，计算试件偏心撞击甲板的动载荷因数。本申请的针对偏心撞击试验的动载荷因数计算方法，计算方法简明扼要，得出的动载荷因数及冲击载荷结果，与试验试飞实测数据结果吻合度高，率先求出动载荷因数K，即可以利用动载荷与静载荷的倍数关系，方便地求出动态冲击载荷F。
一种针对偏心撞击试验载荷因数计算方法

[发明专利]一种飞机十字形减速伞迎风投影面积折算系数的计算方法-CN201910820741.7有效
发明人： 姚念奎;王佳莹;卢学峰;杜金柱;郭子铭 -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： 2019-08-29 - 公布日： 2023-01-17 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本申请属于飞机减速伞气动力计算领域，特别涉及一种飞机十字形减速伞迎风投影面积折算系数的计算方法。方法包括：步骤一：确定迎风投影外廓圆直径为D1的整圆伞的迎风投影面积；步骤二：确定迎风投影外廓圆直径为D、辐瓣宽度为B的十字伞的迎风投影面积；步骤三：确定所述十字伞相对于所述整圆伞的迎风投影面积折算系数k。本申请的飞机十字形减速伞迎风投影面积折算系数的计算方法，仅需一个参数宽径比λ，即可快速得出十字形减速伞的迎风投影面积折算系数k，这对保障飞机的服役使用安全，具有十分重要的现实意义。本申请的计算方法适应用于飞机，亦可拓展应用于返回式航天器、空天飞机的着陆减速伞的结构强度设计。
一种飞机十字形减速迎风投影面积折算系数计算方法

[发明专利]一种薄壁圆筒的临界失稳载荷计算方法-CN202011332740.7有效
发明人： 姚念奎;王成波;卢学峰;杜金柱 -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： 2020-11-24 - 公布日： 2022-08-19 - 主分类号： G06F30/17 文献下载
摘要：本申请属于结构强度设计领域，特别涉及一种薄壁圆筒的临界失稳载荷计算方法。包括：步骤一、获取薄壁圆筒的特性参数，所述特性参数包括薄壁圆筒材料的杨氏模量，薄壁圆筒的长度、外径以及内径；步骤二、根据所述特性参数计算薄壁圆筒的当量直径、薄壁厚度、截面面积、截面惯量以及惯性半径；步骤三、计算薄壁圆筒的临界失稳载荷。本申请涉及参数精简，依据薄壁圆筒的材质和几何尺寸，计算给出其临界失稳载荷，就可以通过主动限制其承载水平，避免失稳破坏现象的产生；算法效率高，条理清晰，步骤简约，可快速得出临界失稳载荷；可解决无偏心和有偏心受载情况，适用范围广泛，可普遍应用于民用、军用薄壁圆筒结构强度设计和稳定性安全校核。
一种薄壁圆筒临界失稳载荷计算方法

[发明专利]一种钢刹车材料及其在热环境下的强度衰减量确定方法-CN201910960328.0有效
发明人： 姚念奎;王佳莹;卢学峰;杜金柱 -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： 2019-10-10 - 公布日： 2022-08-19 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本申请涉及一种钢刹车材料在热环境下的强度衰减量确定方法，所述方法包括：确定所述钢刹车材料在热环境下的强度衰减量的敏感参数，所述敏感参数包括室温条件下的拉伸强度极限值和热环境温度值；确定钢刹车材料在室温条件下的拉伸强度极限值范围，以及钢刹车材料适用的温度范围；在所述拉伸强度极限值处于拉伸强度极限值范围内，且刹车结构的温度峰值处于刹车材料适用的温度范围内时，通过上述参数确定钢刹车材料的强度衰减量。本申请的方法通过基于捕捉到的两项关键敏感参数，即可快速得出钢刹车材料的热环境强度衰减幅度，且本申请适用范围广，可普遍应用于飞机、列车或其它机械车辆的制动装置的结构强度设计。
一种刹车材料及其环境强度衰减确定方法

[发明专利]一种飞机海上降落着水载荷系数计算方法-CN202210400203.4在审
发明人： 姚念奎;白春玉;卢学峰;杨强 -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： 2022-04-15 - 公布日： 2022-08-09 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本申请属于飞机载荷计算领域，特别涉及一种飞机海上降落着水载荷系数计算方法。包括：步骤一、获取飞机的海上降落速度以及着水下滑角，并根据所述海上降落速度以及所述着水下滑角计算出垂直于海平面的载荷系数；步骤二、获取海况等级，并根据所述海况等级计算出海况严重程度附加值；步骤三、获取着水阶段的飞机重力以及飞机升力，并根据所述飞机重力以及所述飞机升力计算出飞机升力与飞机重力的比值；步骤四、根据所述垂直于海平面的载荷系数、所述海况严重程度附加值以及所述升力与重力的比值，确定飞机重心处垂直于海平面的载荷系数。本申请适用性强，步骤简明，条理清晰，可快速得出海上降落着水载荷系数，可供民用飞机和直升机参考应用。
一种飞机海上降落载荷系数计算方法

[发明专利]一种衬套内表面螺旋润滑槽的设计方法-CN202210400202.X在审
发明人： 姚念奎;张勇;杜金柱;刘志勇 -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： 2022-04-15 - 公布日： 2022-08-05 - 主分类号： G06F30/17 文献下载
摘要：本申请属于机械结构设计领域，特别涉及一种衬套内表面螺旋润滑槽的设计方法。包括：步骤一、确定衬套的轴向长度L、外径D、内径d以及内孔边缘倒角宽度s；步骤二、根据衬套的外径D以及内径d，计算出衬套的厚度δ，并根据衬套的厚度δ计算出润滑槽的许用深度t；步骤三、根据衬套的轴向长度L、内径d以及内孔边缘倒角宽度s，计算出润滑槽的总圈数N；步骤四、根据衬套的轴向长度L、内孔边缘倒角宽度s以及润滑槽的总圈数N，计算出润滑槽的间距bi；步骤五、根据润滑槽的许用深度t、总圈数N以及间距bi完成衬套内表面螺旋润滑槽的设计。本申请可以产生更佳的润滑效果，降低摩擦损耗，有效提高运动构件使用寿命。
一种衬套表面螺旋润滑设计方法

[发明专利]一种受压状态下起飞的飞机轮胎最大下沉量计算方法-CN201810076001.2有效
发明人： 姚念奎;王佳莹;卢学峰;杜金柱 -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： 2018-01-26 - 公布日： 2021-10-01 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明涉及一种受压状态下起飞的飞机轮胎最大下沉量计算方法，属于飞机设计领域，其包括步骤一：计算受压状态下，轮胎垂直力Fy；步骤二：根据轮胎垂直力Fy确定轮胎下沉量δ。本发明的计算方法与现有技术相比，具有如下优点：a、现有技术对于陆基飞机起落架轮胎最大下沉量计算较为精确，对于于受压状态下起飞飞机的起落架轮胎最大下沉量计算，现有技术误差较大；本发明适用于受压状态下起飞飞机的起落架轮胎最大下沉量计算，与实测数据对比，误差在5％以内；b、现有技术未考虑弹射杆、牵制杆载荷，本发明考虑了弹射杆、牵制杆载荷；c、现有技术计算轮胎压缩量，胎内气体按等温过程；本发明考虑到快速压缩特性，采用绝热过程。
一种受压状态起飞飞机轮胎最大下沉计算方法

[发明专利]一种飞翼布局飞机起落架缓冲器结构行程设计值确定方法-CN201711237893.1有效
发明人： 姚念奎;曹奇凯;洪海明;王佳莹 -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： 2017-11-30 - 公布日： 2021-05-25 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明涉及一种飞翼布局飞机起落架缓冲器结构行程设计值确定方法，属于飞机起落架设计技术领域，其包括：第一：建立飞翼布局飞机起落架结构行程S与飞机下沉速度Vy的关系式：第二：建立飞翼布局飞机设计着陆下沉速度Vy的计算公式：第三：根据第一和第二中建立的关系式，得到飞机起落架结构行程S与飞机下沉速度Vy的计算公式。本发明的行程设计值确定方法仅利用飞翼布局飞机初始设计阶段总体研制方案已经确定的少量设计参数，计算方法简捷，计算原理明晰，可快速得出飞翼布局飞机起落架结构行程设计值。
一种布局飞机起落架缓冲器结构行程设计确定方法

[发明专利]一种航空机轮刹车控制方法-CN202011329950.0在审
发明人： 姚念奎;吴德锋;王佳莹;郭子铭 -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： 2020-11-24 - 公布日： 2021-03-16 - 主分类号： B64C25/44 文献下载
摘要：本申请属于飞机刹车机构疲劳强度设计领域，特别涉及一种航空机轮刹车控制方法。包括：步骤一、确定刹车力矩谱的谱型，获取用于生成刹车力矩谱的多个特征参量，生成刹车力矩谱；步骤二、根据所述刹车力矩谱实现航空机轮刹车控制。本申请的航空机轮刹车控制方法，简化了刹车力矩谱的数学函数描述，计算方法简捷，基于4个典型特征参量，即能够快速生成刹车力矩谱，根据该刹车力矩谱实现航空机轮刹车控制，可大大提高计算效率和缩短试验周期。本申请的算法适用范围广，可普遍应用于民用飞机、军用飞机制动装置结构强度设计。
一种航空机轮刹车控制方法

[发明专利]一种飞机起落架垂向刚度比的理论计算方法-CN201711237879.1有效
发明人： 姚念奎;曹奇凯;洪海明;卢学峰 -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： 2017-11-30 - 公布日： 2020-12-01 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明涉及一种飞机起落架垂向刚度比的理论计算方法，属于飞机结构强度设计技术领域，其包括：第一：根据飞机总体布局设计参数，计算前起落架与主起落架的水平杠杆比；第二：计算前起落架与主起落架的垂直载荷比；第三：计算前起落架与主起落架的垂直位移比；第四：计算前起落架与主起落架的垂直刚度比。本发明的起落架垂向刚度比理论计算方法仅利用有限的已知布局设计参数，计算方法简捷，几何物理原理明晰，可快速准确得出飞机设计阶段的起落架垂向刚度比。
一种飞机起落架刚度理论计算方法

[发明专利]一种圆柱形构件内径的计算方法-CN201610830004.1有效
发明人： 姚念奎;王佳莹;卢学峰;杜金柱 -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： 2016-09-19 - 公布日： 2020-01-21 - 主分类号： G06F30/17 文献下载
摘要：本发明涉及一种圆柱形构件内径的计算方法，根据强度设计原则给定的圆柱形构件表面应力集中系数k，建立应力集中系数k与内外径比值α的函数关系，从而求得圆柱形构件内径，当圆柱形构件的材质不同时，其k值的取值也会所不同，由此使内外径比值α的确定与构件的材料属性紧密联系在一起，并且能有唯一解，相比于现有技术采用查阅机械设计手册的方法，消除了人为误差带来的影响。
一种圆柱形构件内径计算方法

[发明专利]一种飞机300M钢起落架活塞杆唇口裂纹激光熔覆修复方法-CN201910722197.2在审
发明人：南健;曹强;孙兵兵;姚念奎;张志强;唐斌;程庆元;代雪婷 -专利权人：国营芜湖机械厂
申请日： 2019-08-06 - 公布日： 2019-11-15 - 主分类号： C23C24/10 文献下载
摘要：本发明涉及一种飞机300M钢起落架活塞杆唇口裂纹激光熔覆修复方法，包括以下步骤：第一步：通过模拟活塞杆的拉伸、冲击及疲劳性能实验确定激光修复工艺参数，同时确定激光熔覆修复的坡口形式为V型；第二步：在修复前，选取模拟件，进行模拟件疲劳试验，评估试验结果，确定最终激光熔覆修复工艺；第三步：对活塞杆裂纹进行激光修复；第四步：修复完成后，对活塞杆修复区域进行检测，要求无裂纹和未熔合缺陷；第五步：加工修复区域，恢复尺寸，满足图纸或装配要求。本发明对活塞杆模拟件进行疲劳试验，确定最终的修复工艺，保证活塞杆在长时间使用过程中不会出现裂纹，以确保飞机在寿命期内安全使用要求。
活塞杆激光熔覆模拟件修复激光修复疲劳试验修复工艺修复区域起落架安全使用疲劳性能评估试验寿命期唇口拉伸坡口熔合飞机装配图纸检测加工恢复保证

[发明专利]一种作动筒活塞杆稳定性计算方法-CN201610830013.0有效
发明人： 姚念奎;王佳莹;卢学峰;周栋 -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： 2016-09-19 - 公布日： 2019-03-22 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：本发明提供了一种作动筒活塞杆稳定性计算方法，在合适的作动筒刚度比范围内，利用二元阶梯杆模型假设，即作动筒外筒、活塞杆这两个单元，依据强度设计原则与材料属性，通过计算作动筒的临界失稳载荷，并使其与所受压缩载荷相比较，更为简便地计算出较为精确的作动筒活塞杆稳定性裕度，不用查阅机械设计手册图表，减少人为因素造成的误差。
一种作动筒活塞杆稳定性计算方法

[发明专利]一种四点式飞机起落架转弯载荷计算方法-CN201510830207.6有效
发明人： 姚念奎;吴江鹏;曲林峰;周栋 -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： 2018-11-13 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：本发明涉及飞机起落架转弯载荷计算领域，特别是涉及一种四点式飞机起落架转弯载荷计算方法，以解决现有飞机起落架载荷计算方法无法对四点式飞机起落架载荷进行精确计算的问题。计算方法包括如下步骤：构建四点式飞机在转弯状态时的垂直方向力平衡方程；构建四点式飞机在转弯状态时的俯仰力矩平衡方程；构建四点式飞机在转弯状态时的滚转力矩平衡方程；得到各起落架垂直载荷和侧向载荷；本发明的四点式飞机起落架转弯载荷计算方法，利用动态平衡方法对四点式飞机起落架载荷进行计算，计算结果更精确，能够更加真实地反映了飞机单侧、单个起落架分担的垂直载荷和侧向载荷份额。
一种四点飞机起落架转弯载荷计算方法

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