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[发明专利]一种面向压缩稳定性的变刚度复合材料结构设计方法-CN202011397484.X有效
发明人：孔斌;杨军;蒋坤;甘学东;常楠;刘健 -专利权人：中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所
申请日： 2020-12-04 - 公布日： 2022-06-28 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明公开一种面向压缩稳定性的变刚度复合材料结构设计方法，包括：确定复合材料预浸料牌号；确定纤维丝束宽度和最小曲率半径；根据设计要求，确定直线层/曲线层的层数；定义直线层和曲线层的铺叠方式，其中对于曲线铺层，定义过原点并关于原点中心对称的参考路径曲线，通过沿y轴等距平移参考路径曲线的方式得到层合板其他位置的纤维路径；基于压缩稳定性设计要求，分别确定直线层铺层信息和曲线层铺层信息；合并直线层铺层信息和曲线层铺层信息，得到面向压缩稳定性的变刚度复合材料平板铺层信息。本发明的方法增加了一个设计维度，大大提升了可设计空间，可更高效的发挥复合材料结构可设计性优势。
一种面向压缩稳定性刚度复合材料结构设计方法

[实用新型]一种适用于异形天线装拆的组合式口盖-CN202123157241.1有效
发明人：刘洋;邓章春;熊晓枫;王彤;甘学东 -专利权人：中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所
申请日： 2021-12-15 - 公布日： 2022-05-13 - 主分类号： B64C1/36 文献下载
摘要：本实用新型属于飞机结构设计技术领域，具体涉及一种适用于异形天线装拆的组合式口盖。包括外口盖和内口盖组件；所述内口盖组件包括内口盖、加强型材；所述外口盖上开设有第一异形缺口；所述内口盖上开设有第二异形缺口，所述加强型材固定于所述第二异形缺口边周围，并向外延伸有翻边；所述外口盖通过所述加强型材的向外延伸翻边与所述内口盖搭接相连，所述第一异形缺口与第二异形缺口拼接形成异形开口。该构型同时满足了易于异形天线装拆和仅在机身表面小开口的设计使用需求。
一种适用于异形天线组合式口盖

[实用新型]一种基于増材制造的轻质高刚度带接头的横梁结构-CN202023164040.X有效
发明人：卓越;丁涛;王彤;李江海;甘学东;李黎 -专利权人：中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所
申请日： 2020-12-24 - 公布日： 2021-09-14 - 主分类号： B64C1/06 文献下载
摘要：本实用新型属于航空飞行器结构设计领域，具体涉及一种基于増材制造的轻质高刚度带接头的横梁结构；所述横梁结构由端板、加强筋、桁架、连接凸台、接头耳片通过增材制造技术一体成型；其中，端板的一部分与桁架、连接凸台共同构成横梁结构的横梁段，端板的另一部分与加强筋、接头耳片组成横梁结构的接头段。本实用新型所采用的增材制造技术可以制造带复杂型面的横梁结构，通过合理的设计与布置，可以快速成型制造刚度高、重量轻、结构体积小的任意形状的横梁，打破传统铸造机加工艺的限制，实现横梁、接头等结构的轻质高效整体化。
一种基于制造轻质高刚度接头横梁结构

[实用新型]一种易于维护的高可靠性起落架撑杆接头连接结构-CN202021934642.6有效
发明人：刘洋;丁涛;安涛;王彤;甘学东;熊晓枫 -专利权人：中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所
申请日： 2020-09-07 - 公布日： 2021-05-28 - 主分类号： B64C25/04 文献下载
摘要：本实用新型属于飞机结构设计技术领域，具体提出了一种易于维护的高可靠性起落架撑杆接头连接结构，所述连接结构包括撑杆支座、撑杆接头、压力注油嘴、衬套；所述撑杆支座采用双耳接头结构形式，所述撑杆接头一端设有外螺纹，另一端设有与起落架撑杆连接的耳片；所述衬套设置在撑杆支座的耳孔内，与耳片内壁过盈配合固定；所述撑杆接头与衬套间隙配合，撑杆接头带螺纹一端穿过衬套后配合限位螺母限位；所述撑杆支座耳片上还开有台阶孔，靠近端面的大孔用于安装压力注油嘴，小孔作为润滑通道；所述衬套侧壁开有通油孔，该通油孔经润滑通道与压力注油嘴连通；撑杆支座每个耳片上的压力注油嘴、润滑通道、通油孔形成独立润滑结构。
一种易于维护可靠性起落架撑杆接头连接结构

[发明专利]旋转式隐身多功能口盖-CN201611139695.7有效
发明人：赵服科;李黎;涂冰;甘学东;谷云峰 -专利权人：中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所
申请日： 2016-12-12 - 公布日： 2021-05-07 - 主分类号： B64D37/00 文献下载
摘要：本发明旋转式隐身多功能口盖，旋转口盖1、转轴2、卷簧壳体3、卷簧4、衬套5、止动销6、机体7组成。本发明适用在飞行过程中，自动关闭的口盖，可应用于在空间非常狭小的区域实现空中加油通路、空中可投放任务载荷、油箱、导弹等投放之后的接口、开口、口盖、通路等的封闭隐身。本旋转式隐身多功能口盖可以一体化实现，自动封闭，空间体积小，结构简单、可靠、重量轻，可以极大地提高飞机的隐身性能。
旋转隐身多功能口盖

[发明专利]一种面向压缩稳定性的变刚度复合材料结构分析方法-CN202011397366.9在审
发明人：孔斌;杨军;蒋坤;甘学东;常楠;刘健 -专利权人：中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所
申请日： 2020-12-04 - 公布日： 2021-03-19 - 主分类号： G06F30/23 文献下载
摘要：本发明公开一种面向压缩稳定性的变刚度复合材料结构分析方法，包括定义直线层和曲线层的铺叠方式；创建复合材料平板的几何模型和材料模型；采用壳单元建模，形成有限元壳单元网格模型；读取每个单元对应节点编号和节点坐标，计算中心点位置坐标；基于中心点位置坐标、该单元对应不同曲线层的铺层角度及不同曲线层的纤维路径，得到纤维铺放角，并作为铺层角度值赋予每个单元，完成变刚度复合材料平板曲线层的建模；设置载荷和边界条件完成压缩稳定性有限元分析。该方法能实现变刚度复合材料结构的有限元分析，有效计算出变刚度复合材料结构平板的压缩稳定性。
一种面向压缩稳定性刚度复合材料结构分析方法

[发明专利]一种面向压缩稳定性的变刚度复合材料结构优化设计方法-CN202011402384.1在审
发明人：孔斌;杨军;蒋坤;甘学东;常楠;刘健 -专利权人：中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所
申请日： 2020-12-04 - 公布日： 2021-03-16 - 主分类号： G06F30/23 文献下载
摘要：本发明公开一种面向压缩稳定性的变刚度复合材料结构优化设计方法，包括定义直线层和曲线层铺叠方式；创建复合材料平板的几何模型和材料模型，并形成有限元壳单元网格模型；基于中心点位置坐标、该单元对应不同曲线层的铺层角度T0和T1，以及不同曲线层的纤维路径，得到纤维铺放角并赋予平板上的每个单元，完成曲线层的建模；设置载荷和边界条件完成压缩稳定性有限元分析；以既有铺层为初始铺层，设计目标铺层格式，将单一层内铺层角度T0和T1作为设计变量，并根据工艺约束，对压缩稳定性分析结果进行迭代，得到当前设计工况下面向压缩稳定性的变刚度复合材料结构优化设计铺层。该方法能实现变刚度复合材料结构的稳定性优化设计，有效提升压缩稳定性。
一种面向压缩稳定性刚度复合材料结构优化设计方法

[发明专利]一种面向复合材料耐久性设计的冲击后渗水试验方法-CN202011397388.5在审
发明人：孔斌;甘建;胡利;甘学东;张庆茂;徐荣欣 -专利权人：中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所
申请日： 2020-12-04 - 公布日： 2021-03-09 - 主分类号： G01N5/02 文献下载
摘要：本发明公开一种面向复合材料耐久性设计的冲击后渗水试验方法，包括：对称量冲击试验件冲击后的质量MA，在冲击位置中心滴放一定量的水；称量参照试验件的质量MB，在相同位置滴放等量的水；将试验件静置于干燥物体上预定时间并分别擦拭表面至无残留水；移开冲击试验件，观察干燥物体上有无水痕，判定冲击试验件是否含穿透损伤；分别称量冲击试验件和参照试验件的质量；计算冲击试验件的渗水量；根据预先定义的第一阈值和第二阈值，以及计算的渗水量，判定冲击试验件是否渗水，其中第一阈值小于第二阈值。本发明的方法针对低能量冲击后的试验件，通过测量试验件渗水前后的质量变化，获得试验件的渗水情况。
一种面向复合材料耐久性设计冲击渗水试验方法

[发明专利]一种柔性变体结构-CN201711348284.3有效
发明人：赵服科;陈联国;甘学东;李黎;周煜青 -专利权人：中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所
申请日： 2017-12-15 - 公布日： 2021-02-09 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明涉及一种柔性变体结构，由变体单元串联而成，变体单元包括前平直段(2)、后平直段(4)、上平直段(5)、尖角(6)、搭接区(7)、变形段(3)，前平直段(2)、后平直段(4)处于同一平面上，变形段(3)位于平直段(2)和后平直段(4)之间并与之相连，其与后平直段(4)相连后朝向前平直段(2)方向延伸，形成平直段(5)和搭接区(7)，平直段(5)与前平直段(2)和后平直段(4)处于同一平面上，搭接区(7)与前平直段(2)相交重叠。本发明可同时具备法向大刚度和切向大变形能力，具备切向变形能力，在外载荷作用下能够产生一定的变形，具有一定的法向承载能力，因此具有切向大变形法向大刚度的优点。
一种柔性变体结构

[实用新型]一种基于增材制造的飞行器引流结构-CN201922193735.1有效
发明人：卓越;王彤;李江海;甘学东;但虎;郭海峰 -专利权人：中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所
申请日： 2019-12-10 - 公布日： 2020-10-20 - 主分类号： B64C21/02 文献下载
摘要：本实用新型属于航空飞行器结构设计领域，涉及一种基于增材制造的飞行器引流结构，该引流结构由引流连接板、环向筋条、分流连接板、流道接头、流道管路组成,由聚合物材料通过增材制造技术一体成型，并通过机械连接技术与机体蒙皮、地板连接，保证引流结构刚度，为机载设备提供足够的气流。本实用新型相比传统的金属引流结构而言，极大的提高了结构承载效率，降低结构重量，降低工艺装配难度，实现结构轻重量设计目标。
一种基于制造飞行器引流结构

[实用新型]一种多级可拆机尾罩结构-CN201922195424.9有效
发明人：宋科澜;甘学东;杨海波;李琼云;赵志远;钱英莉 -专利权人：中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所
申请日： 2019-12-10 - 公布日： 2020-10-20 - 主分类号： B64C7/00 文献下载
摘要：本实用新型属于飞机结构设计技术，涉及一种多级可拆机尾罩结构。该结构由上风罩(1)、左侧蒙皮口盖(2)、左侧固定蒙皮(3)、猫耳洞进气罩(4)、下风罩(5)、骨架边条梁(6)、右侧固定蒙皮(7)、骨架框(8)、右侧蒙皮口盖(9)组成，本实用新型提供的结构,与传统机尾罩相比，能在满足结构强度的前提下，实现：一级不拆螺旋桨桨叶的情况下，机尾罩整体组件可拆卸，满足发动机整体维护需求；二级分四段式可拆卸，满足散热器、中冷器等大设备维护需求；三级局部拆卸，满足发动机缸头、空气滤等局部维护需求。
一种多级机尾结构

[实用新型]一种大开口整体化机身壁板结构-CN201922278229.2有效
发明人：夏银;熊晓枫;卓越;叶长水;甘学东;江少华 -专利权人：中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所
申请日： 2019-12-17 - 公布日： 2020-10-20 - 主分类号： B64C1/00 文献下载
摘要：本实用新型属于航空飞行器结构设计领域，涉及一种大开口整体化机身壁板结构。壁板采用蜂窝夹芯结构，面板及蜂窝芯均首次采用低成本材料体系进行设计，同时壁板自身形成整体口框与周边结构相连，有效的减少零件数量，优化结构受力形式，降低工艺装配量，实现结构低成本轻重量设计目标。
一种开口整体机身壁板结构

[实用新型]一种隔热插座支座结构-CN201922203157.5有效
发明人：宋科澜;甘学东;杨海波;李琼云;赵志远;裴鹤 -专利权人：中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所
申请日： 2019-12-10 - 公布日： 2020-09-22 - 主分类号： B64D47/00 文献下载
摘要：本实用新型公开一种隔热插座支座结构，其特征在于包括插座支座(2)、插座盖(3)和隔热密封圈(4)，其中插座支座(2)与插座盖(3)拼合后之间存在凹槽间隙区域，隔热密封圈(4)填充于插座支座(2)内壁和所述凹槽间隙区域内，插座盖(3)下端面压在隔热密封圈(4)的上端面上。本实用新型的隔热插座支座结构利用插座支座与插座盖装配后的凹槽间隙区域的设计，保证了隔热密封圈的填充，能够有效的阻隔机体蒙皮的热量传到至系统插座，避免系统插座过热故障。
一种隔热插座支座结构

[发明专利]一种小孔构件激光冲击强化选取工艺参数的特征参量控制方法-CN201810397218.3有效
发明人：姜银方;朱恒;戚洪飞;甘学东;赵勇;华程;万全红 -专利权人：江苏大学
申请日： 2018-04-28 - 公布日： 2020-02-21 - 主分类号： C21D11/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种小孔构件激光冲击强化选取工艺参数的特征参量控制方法，该方法以激光功率密度和平均覆盖率为两个特征参量，通过在激光冲击工艺参数的限定范围内进行取值，其中，工艺参数包括激光能量E，光斑直径D，激光脉冲tp，光斑个数n，冲击层数m和搭接率η，从而保证这两个特征参量为定值的情况下，就能保证激光冲击强化材料后残余应力分布和大小近似，而疲劳寿命的大小与残余应力的分布和大小有关，因此只要控制两个特征参量的值，就能保证材料的疲劳寿命，这对仿真过程中模型的建立和工艺参数的选择具有重大意义，在控制最优的激光冲击强化效果同时，也大大简化了大量工艺参数的选择和仿真实验。
一种小孔构件激光冲击强化选取工艺参数特征参量控制方法

[发明专利]一种用激光冲击强化孔壁的应力峰值检测方法-CN201710451374.9有效
发明人：姜银方;季彬;姜文帆;甘学东;虞文军;朱恒;李旭;黄建云 -专利权人：江苏大学
申请日： 2017-06-15 - 公布日： 2019-06-28 - 主分类号： G01L5/00 文献下载
摘要：本发明提供了一种用激光冲击强化孔壁的应力峰值检测方法，包括如下步骤：建立激光冲击强化孔的有限元模型；仿真计算；根据激光冲击工艺参数，确定激光加载曲线；设定冲击轨迹路线；启动仿真计算模块；启动开孔有限元模拟；对激光冲击的作用区域进行激光冲击强化仿真，然后在冲击中心区域实施开孔模拟；改变激光冲击工艺参数，重复上面步骤；绘制孔壁表面理论的残余应力与孔壁应力峰值的关系曲线；制备试样，对试样进行激光冲击强化处理和开孔；测量试样开孔处的表面残余应力统计分析；估算孔壁实际的残余应力峰值。本发明可以根据孔角附近激光冲击强化表面残余应力与孔壁应力峰值的关系曲线，通过测量孔角附近的表面残余应力。
一种激光冲击强化应力峰值检测方法

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