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[发明专利]一种基于传递率函数矩阵和二维卷积神经网络的结构损伤检测方法-CN202310346391.1在审
发明人：王乐;赵冬强;田鑫海;陈宇;谷迎松;杨智春 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2023-04-03 - 公布日： 2023-07-28 - 主分类号： G06N3/0464 文献下载
摘要：本发明提出一种基于传递率函数矩阵和二维卷积神经网络的结构损伤检测方法，运用结构所有测点之间的传递率函数构造了包含结构损伤特征的传递率函数矩阵，利用传递率函数矩阵作为二维卷积神经网络的训练数据进行结构损伤监测。该方法利用结构损伤必然导致不相邻测点间的传递率函数对应改变的特性，将所有测点间的原始振动信号转化为表征结构损伤状态的传递率函数构造出具有损伤特征传递率函数矩阵，作为二维卷积神经网络的输入进行训练得到结构的网络模型，将任意结构健康状态下的传递率函数矩阵导入训练完成的结构网络模型即可辨识出属于哪种损伤状态，实现对结构损伤监测的目的。
一种基于传递函数矩阵二维卷积神经网络结构损伤检测方法

[发明专利]一种固定翼面颤振地面试验装置和方法-CN202011612115.8有效
发明人： 赵冬强;杨智春;黄国宁;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： 2020-12-29 - 公布日： 2023-07-21 - 主分类号： G01M7/02 文献下载
摘要：本发明属于气动弹性技术领域。设计一种固定翼面颤振地面试验装置和方法，装置包括：地面动力系统、试验安装平台、翼面试验台架；试验安装平台安装在地面动力系统上，地面动力系统为试验安装平台提供水平面旋转动力，翼面试验台架安装在试验安装平台上，且翼面试验台架距离旋转轴的距离及翼面试验台架角度可调，颤振试验样件9安装在翼面试验台架上。本发明不仅能够在非风洞试验条件下实现飞机机翼等固定翼面颤振特性的地面试验验证，也能通过旋转频率、安装角度和转动半径的调整，实现不同状态下的变参试验研究，而且通过测试系统与地面动力系统之间的信号关联，实现翼面的实时安全防护。
一种固定翼面颤振地面试验装置方法

[发明专利]一种机翼阵风减缓模型-CN202011610711.2有效
发明人：马翔;赵冬强;黄国宁;曾宪昂;李俊杰 -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： 2023-01-13 - 主分类号： B64F5/60 文献下载
摘要：本发明公开了一种机翼阵风减缓模型，用以通过分工验证阵风减缓设计技术，克服现有模型不能模拟机翼刚度的问题，包括机翼梁以及设置在机翼梁上的机翼框段、襟翼系统、副翼系统、发动机。国内目前尚未进行过飞机阵风减缓弹性模型相关方面的试验，也未进行副翼操纵间隙对阵风减缓影响的试验，本发明采用弹性结构设计，既可以模拟飞机机翼的结构刚度、重量数据和气动外形，也可以通过作动器操纵舵面来实现对阵风减缓设计验证，还可以研究副翼操纵间隙对阵风减缓的影响，实现对机翼更精准的模拟。
一种机翼阵风减缓模型

[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]一种基于前视反馈的全机模型阵风载荷减缓风洞试验方法-CN202210472625.2在审
发明人：于金革;吴思禹;曾宪昂;赵冬强;杨希明;芦士光;张鹏飞 -专利权人：中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所
申请日： 2022-04-29 - 公布日： 2022-08-16 - 主分类号： G01M9/08 文献下载
摘要：本发明公开一种基于前视反馈的全机模型阵风载荷减缓风洞试验方法，采用阵风前视测量探头在阵风扰动到达模型之前便获得阵风扰动信息，通过建立的阵风扰动量与舵面偏转关系式和前视反馈的控制策略，可提前启动模型舵面偏转适量角度进行阵风载荷减缓控制，解决了阵风载荷减缓风洞试验中由于控制舵机信号时间滞后和控制面偏角速率受限导致控制效果变差的问题，快速高效的减小了阵风载荷量。本发明采用多舵面进行阵风载荷减缓的控制方式，实现了模型运动姿态控制，以及刚体模态、弹性体模态与刚弹混合模态阵风减缓控制，翼根弯矩载荷的最大减缓幅度达50％，减缓效果更佳。
一种基于反馈模型阵风载荷减缓风洞试验方法

[发明专利]一种全机突风动载荷风洞试验装置-CN202111458229.6在审
发明人： 赵冬强;于金革;杨智春;曾宪昂;马翔;黄国宁;李俊杰 -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： 2021-12-02 - 公布日： 2022-03-25 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本申请涉及气动弹性技术领域，为一种全机突风动载荷风洞试验装置，包括全机弹性模型、突风发生器、顶部支架系统和主钢索系统；通过设置全机的模型来进行全机的突风试验，通过设置多组突风发生器，每组突风发生器中的摆动缸均能够驱动叶片进行偏转，不同的叶片偏转至不同的角度从而产生任意频率组合形态的突风；通过顶部支架系统与全机弹性模型弹性连接，通过设置前钢索机构和后钢索机构分别对模型的前端和后端进行限位和导向，使得模型能够在五个自由度下自由运动，通过设置弹性支撑使得全机弹性模型能够在接近真实的飞行状态下自由运动，从而能够准确地获得飞机的全机突风动载荷风洞试验数据。
一种全机突风动载荷风洞试验装置

[发明专利]一种释放风洞试验模型五个刚体自由度的模型支撑装置-CN202111160898.5在审
发明人：于金革;韩若飞;赵冬强;杨希明;吴思禹 -专利权人：中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所
申请日： 2021-09-30 - 公布日： 2022-01-11 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本发明涉及一种释放风洞试验模型五个刚体自由度的模型支撑装置，包括多条钢索和结构挂架，在机身前部上、下端锚点分别通过前端上、下钢索与风洞上、下壁锚点连接，在机身上端锚点通过两根竖直钢索与风洞上壁的挂架连接，机身后部两侧锚点分别通过两根后部侧钢索与风洞两侧壁上配重连接，左侧后部侧钢索和右侧后部侧钢索与水平面平行。本发明解决了现有的风洞颤振及阵风试验全模支撑装置无法实现释放模型偏航、侧移、沉浮、滚转与俯仰五个刚体自由度的问题，具有结构简单，安全、可靠的优点。
一种释放风洞试验模型五个刚体自由度支撑装置

[发明专利]一种弹性飞机尾涡遭遇动响应分析方法-CN201611161876.X有效
发明人：杨佑绪;赵冬强;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： 2016-12-15 - 公布日： 2021-07-16 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明属于气动弹性技术领域，涉及一种弹性飞机尾涡遭遇动响应分析方法。步骤一，根据以下公式计算弹性飞机遭遇的尾涡强度步骤二，计算弹性飞机遭遇的反旋转尾涡系诱导速度；步骤三，求解弹性飞机遭遇的尾涡非定常气动力；步骤四，采用频域方法求解弹性飞机尾涡遭遇频域动响应；步骤五，根据步骤四中求解得到的弹性飞机尾涡遭遇频域动响应，采用傅里叶反变换求解弹性飞机尾涡遭遇时域动响应；步骤六，根据步骤五中得到的弹性飞机尾涡遭遇时域动响应，采用模态位移法计算穿越飞机结构上的载荷动响应。建立了一种弹性飞机尾涡遭遇动响应分析方法，为国内飞机设计中的尾涡遭遇分析提供手段。
一种弹性飞机遭遇响应分析方法

[发明专利]一种隐身浮空器的气动布局结构-CN202011643976.2在审
发明人：王健;柴建忠;李悦立;陈彦联;赵冬强;陈涛;周卫国 -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： 2020-12-31 - 公布日： 2021-04-13 - 主分类号： B64B1/08 文献下载
摘要：本发明属于航空飞行器设计技术领域，公开了一种隐身浮空器的气动布局结构，包括艇体和吊舱，艇体外表面采用低RCS结构；吊舱设在艇体下表面上，并与艇体下表面用RCS结构过渡,艇体包括刚性骨架、内部气囊和外蒙皮，刚性骨架支撑起RCS结构的轮廓，内部气囊设在刚性骨架内部，外蒙皮罩在刚性骨架外。相比于普通浮空器，该隐身浮空器具有极低雷达散射截面积，能够更好适应各种复杂环境。
一种隐身浮空器气动布局结构

[发明专利]一种可重构模块化自适应变体飞行器-CN202011611209.3在审
发明人： 赵冬强;柴建忠;王健;陈彦联;李悦立;陈涛 -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： 2021-04-06 - 主分类号： B64C37/02 文献下载
摘要：本发明属于飞行器总体技术领域。设计一种可重构模块化自适应变体飞行器，包括：机身(1)、尾翼(3)和起落架(4)；所述机身(1)为菱形，机身(1)后半部分两侧对称设有能够沿航向转动的尾翼(3)，机身(1)下方设有起落架(4)。本发明不仅能够在地面可以通过外翼的拆卸和模块化组装实现飞机构型的快速改变，在空中飞行状态，还能通过操纵机构实现尾翼姿态的多方向运动变化，而且该尾翼还可以通过闭环控制器改变自身形态，从而提升操纵效率和飞行品质，以达到自适应不同飞行状态和更宽域的飞行环境。
一种可重构模块化自适应变体飞行器

[发明专利]一种复合式气动弹性动力学建模方法-CN201811469923.6在审
发明人：党云卿;赵冬强;霍应元;罗务揆;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： 2018-12-04 - 公布日： 2019-05-14 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：本发明属于气动弹性动力学领域，具体涉及一种复合式气动弹性动力学建模方法。对各部件采用梁架有限元模型建模，对部件连接采用细节实体有限元模型建模，对前面两种有限元模型进行组装即可得到全机或组合部件的复合动力学有限元模型。本发明结合了板杆有限元模型能够精细模拟结构的优点，以及梁架有限元模型便于进行参数调整的优点，提高了气动弹性建模和分析的效率和精度，方便气动弹性分析与设计的快速高精度迭代。
元模型气动弹性建模动力学建模动力学复合式梁架气动弹性分析部件连接参数调整精细模拟组合部件板杆迭代全机组装复合分析

[发明专利]一种机翼风洞试验加载装置-CN201710550043.0在审
发明人：胡志勇;杨佑旭;赵冬强;张健;柴睿 -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： 2017-10-24 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种机翼风洞试验加载装置，涉及飞机气动弹性技术领域。所述机翼风洞试验加载装置包含弹性绳、滑轮、电机、固定支架及控制装置；所述固定支架固定设置，固定支架上设置有卡槽，所述卡槽的延伸方向与机翼的刚心线共面；所述滑轮安装固定在所述固定支架上，且所述滑轮能够沿所述卡槽的长度方向移动；所述弹性绳的一端固定在机翼的梁上，所述弹性绳在机翼上的固定点沿机翼展向的位置与机翼的气动压心位置重合，另一端绕过滑轮与电机连接，所述电机用于控制弹性绳的长度；所述控制装置设置在风洞外部，用于控制电机的启动与关闭。本发明的优点在于本发明可以通过遥控实时调整试验件变形的大小，使用方便快捷，能大大提高试验效率。
一种机翼风洞试验加载装置

[实用新型]一种颤振模型舵面随动机构-CN201620513056.1有效
发明人：严泽洲;赵冬强;黄国宁;陈海;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： 2016-05-31 - 公布日： 2017-01-25 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：本实用新型涉及一种颤振模型舵面随动机构，用于连接飞机垂尾处内方向舵和外方向舵，包括第一支臂，第二支臂和连杆；其中，第一支臂与主翼面梁和内舵面分别连接，用于控制内舵面动作；第二支臂与内舵面和外舵面分别连接，用于使外舵面随内舵面动作；连杆连接于第一支臂及第二支臂之间，用于传递内舵面对外舵面的力。本实用新型的一种颤振模型舵面随动结构结构简单，只需通过设置两个支臂及一个连杆便可形成简单的四连杆机构，就能实现内外舵面随动运动关系的模拟；重量轻，可以为颤振模型提供更多的配重余量，而且功能明确、安装方便、安全可靠，完全能够满足具有内外随动舵面飞机颤振模型的使用需要。
一种模型舵面随动机构

[发明专利]一种螺旋桨飞机螺旋颤振分析方法-CN201610373985.1在审
发明人：杨佑绪;黄国宁;赵冬强;唐矗;程芳 -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： 2016-11-09 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：本发明涉及一种螺旋桨飞机螺旋颤振分析方法，包括第一步：建立机翼有限元模型，进行动力学特性分析；第二步：计算短舱/螺旋桨系统的动力学特性；第三步：计算机翼气动网格间的非定常气动力影响系数矩阵以及机翼气动网格对螺旋桨轮毂点的侧洗w和下洗v的气动影响系数矩阵；第四步：计算螺旋桨在不同飞行状态下的气动导数，组装气动矩阵；第五步：基于机翼/短舱/螺旋桨的安装关系，推导螺旋桨有效俯仰角和偏航角的数学表达形式；第六步：得到螺旋桨施加到机翼安装点处的非定常气动力矩阵，得到螺旋颤振运动方程；第七步：求解螺旋颤振运动方程，分析螺旋颤振特性。本发明的螺旋桨飞机螺旋颤振分析方法具分析有精度高、应用范围广等优点。
一种螺旋桨飞机螺旋分析方法

[发明专利]一种具有主动柔性前缘的颤振模型-CN201610321771.X在审
发明人：黄国宁;陈海;赵冬强;霍应元;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： 2016-05-16 - 公布日： 2016-10-12 - 主分类号： B64C3/28 文献下载
摘要：本发明涉及一种具有主动柔性前缘的颤振模型，属于气动弹性试验技术领域。所述颤振模型包括机翼梁(1)、前缘、主盒段以及合金丝(9)，所述机翼梁贯穿并固定连接在所述主盒段内，所述前缘与所述主盒段的对接板相互铰接，且所述前缘与所述主盒段通过若干合金丝(9)连接，所述合金丝为形状记忆合金，通过控制所述合金丝的收缩来控制所述前缘相对于所述主盒段的翻转。本发明通过对形状记忆合金的温度控制，实现机翼前缘形状改变，进而能够改变机翼翼型及攻角。通过记忆合金独有的形状记忆特性，替代现有技术中操纵系统对前缘偏转的控制，其结构更加简单、驱动效率更高。
一种具有主动柔性前缘模型

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