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[发明专利]一种飞机整体翼梁无量纲应力强度因子的计算方法-CN201911366212.0有效
发明人：翟新康;田小幸;张喆 -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： 2023-05-23 - 主分类号： G06F30/23 文献下载
摘要：本发明提供一种飞机整体翼梁无量纲应力强度因子的计算方法，包括：根据含裂整体翼梁的应力强度因子有限元模型，获取所述含裂整体翼梁基本结构下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子曲线β0和所述含裂整体翼梁止裂筋条面积s敏感参数下的裂尖随裂纹扩展的无量纲应力强度因子曲线β5；获取含裂整体翼梁基本结构下的载荷影响系数曲线β6；根据所述曲线β0、所述曲线β5和曲线β6，计算所述含裂整体翼梁的无量纲应力强度因子β。本发明的提出解决了飞机整体翼梁等结构参数对损伤容限性能影响研究数据不可重复利用的难题,提出的无量纲应力强度因子的计算方法可供其它结构借鉴。
一种飞机整体翼梁无量纲应力强度因子计算方法

[发明专利]一种基于有限元模型的应变理论值的获取方法和装置-CN201911364643.3有效
发明人：翟新康;田小幸 -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： 2023-05-23 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明提供一种基于有限元模型的应变理论值的获取方法和装置，该方法包括以下步骤：步骤一、在结构试验件有限元模型中，确定第一有限元单元网格，所述第一有限元单元网格为粘贴有应变片的网格；步骤二、在结构试验件有限元模型中，确定所述第一有限元单元网格对应的2x2有限元网格，所述2x2有限元网格包含所述第一有限元单元网格；步骤三、获取所述4个有限元单元网格各自的中心点应变值和中心点坐标；步骤四、根据所述4个有限元单元网格各自的中心点应变值和中心点坐标，采用插值算法，获取所述应变片对应的理论值的方法。本发明的提出解决了由于试验件应变测量点与有限元网格计算点不一致造成应变测量点理论计算值不易获得的难题。
一种基于有限元模型应变理论值获取方法装置

[发明专利]一种飞机结构强度试验中应变测量值准确性确定方法-CN202011599791.6有效
发明人：翟新康;田小幸 -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： B64F5/60 文献下载
摘要：本发明公开一种飞机结构强度试验中应变测量值准确性确定方法，包括：步骤1，施加载荷并测量应变值；步骤2，计算同级载荷下加载与卸载时所有应变片的加载测量值与卸载测量值之差并进行合理性判断；步骤3，计算同级载荷下加载与卸载时所有应变片的测量值误差。本发明可用于通过应变测量数据分布规律来检查加载方案的合理性，该方法中使用的理论依据正确，实施步骤清晰、简单，工程概念明确；采用该方法解决了飞机结构强度试验应变测量值真伪不易确定问题，具体解决了现有应变值的测量方式，由于应变测量数据多、数据处理繁琐、数据真伪鉴别难度大等原因，从而给应变片实测值的有效性、真实性及准确性评估造成困难的问题。
一种飞机结构强度试验应变测量准确性确定方法

[发明专利]一种飞机结构静强度的试验方法-CN202011600332.5有效
发明人：翟新康;田小幸 -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：本发明公开一种飞机结构静强度的试验方法，包括：建立飞机结构试验件静强度初始有限元模型；将静强度试验的载荷划分为多个载荷级；通过划分出的多个载荷级，从最低载荷级到次高载荷级，依次通过每个载荷级的载荷值对试验件进行静强度试验，并将当前载荷级下的试验值与理论值进行对比，修正当前载荷级对应的有限元模型并计算下一载荷级的理论值；采用最高载荷级的载荷值对试验件进行静强度试验，并在静强度试验过程中通过次高载荷级试验修正后的有限元模型进行监控，以确保试验过程中试验件的应力水平在理论值的误差范围内。本发明解决了现有静强度试验过程中，由于载荷量级大，结构应力水平高，从而导致试验风险程度极高、试验难度大等问题。
一种飞机结构强度试验方法

[发明专利]一种飞机整体加筋壁板结构参数匹配的合理性确定方法-CN202011603293.4有效
发明人：翟新康;田小幸 -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：本发明公开一种飞机整体加筋壁板结构参数匹配的合理性确定方法，包括：建立全机静强度有限元模型；选取飞机整体加筋壁板结构考核截面，并确定考核截面上的杆单元和板单元；计算两个相邻壁板之间的结构完全失效后的剩余结构应力水平，以及计算第1个杆单元或最后一个杆单元结构完全失效后的剩余结构应力水平，并在判断出所有剩余结构应力水平是否满足静强度限制载荷要求时，确定飞机整体加筋壁板结构参数匹配具备合理性。本发明从相邻壁板断开后剩余结构是否满足静强度限制载荷要求技术角度，给出了飞机整体加筋壁板结构参数匹配的合理性评估方法，填补了现有飞机整体加筋壁板的结构参数的设计过程中，参数匹配合理性评估和判断的空白现状。
一种飞机整体壁板结构参数匹配合理性确定方法

[发明专利]一种飞机结构疲劳裂纹止裂孔位置的确定方法和装置-CN201911365939.7有效
发明人：翟新康;田小幸 -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： 2022-08-23 - 主分类号： G06F30/23 文献下载
摘要：本发明提供一种飞机结构疲劳裂纹止裂孔位置的确定方法和装置，该方法包括确定已有裂纹的飞机结构中裂纹轨迹和裂纹尖端坐标；根据裂纹轨迹和裂纹尖端坐标，建立含裂纹的飞机结构的应力强度因子有限元模型；根据所述应力强度因子有限元模型的应力计算结果，按照断裂力学方法，获取裂纹尖端应力强度因子；获取裂纹的裂尖扩展方向扩展角；获取裂纹的裂纹轨迹的切线；根据所述切线和扩展角获取射线；确定射线上距离裂纹尖端预设距离L处的点，即该点为裂纹的止裂孔的中心位置的确定方法。该发明的提出解决了飞机结构疲劳裂纹修理中采用钻孔止裂技术止裂时止裂孔位置不易准确确定的难题。
一种飞机结构疲劳裂纹裂孔位置确定方法装置

[发明专利]一种飞机结构疲劳裂纹扩展轨迹的确定方法-CN201911373771.4有效
发明人：翟新康;田小幸 -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： 2022-08-19 - 主分类号： G06F30/23 文献下载
摘要：本发明提供一种飞机结构疲劳裂纹扩展轨迹的确定方法，包括以下步骤：获取飞机结构中已有裂纹的裂纹轨迹和已有裂纹尖端；建立飞机结构的应力强度因子有限元模型；获取所述已有裂纹尖端的应力强度因子；获取所述已有裂纹的裂尖扩展方向扩展角；获取裂纹轨迹的切线；获取射线；确定射线上第1裂纹经过点；重新细化网格并计算经过点的应力强度因子，并通过计算新的扩展方向扩展角进而确定第2裂纹经过点，通过依次计算得到第i裂纹经过点，将这些裂纹经过点通过样条曲线拟合，即可得到飞机结构疲劳裂纹扩展轨迹。本发明使用的理论依据正确，工程概念清晰。本发明的提出解决了飞机结构疲劳裂纹扩展轨迹不易准确预测的难题。
一种飞机结构疲劳裂纹扩展轨迹确定方法

[发明专利]一种飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法-CN202011602557.4在审
发明人：翟新康;田小幸 -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： 2021-05-18 - 主分类号： G06F30/23 文献下载
摘要：本发明公开一种飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数的确定方法，包括：依次测量试验件裂纹扩展轨迹上的多个坐标点，并记录试验件裂纹扩展轨迹上所测量坐标点对应的循环次数；在静强度有限元模型中，根据裂纹所在区域选取分析区域，并对分析区域进行网格细化；建立含裂纹结构有限元模型，并依次计算试验件裂尖的应力强度因子；根据每个裂尖的应力强度因子，计算裂纹扩展寿命理论值；根据循环次数计算裂纹扩展寿命试验值；根据裂纹扩展寿命理论值和试验值，计算裂纹扩展寿命理论值分散系数。本发明的技术方案解决了现有裂纹扩展寿命的计算方式，裂纹扩展寿命理论值与裂纹扩展寿命试验值通常存在较大差异的问题。
一种飞机结构裂纹扩展寿命理论值分散系数确定方法

[发明专利]一种基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法-CN202011598069.0在审
发明人：翟新康;田小幸 -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： 2021-05-07 - 主分类号： G01N23/2251 文献下载
摘要：本发明公开一种基于断口分析的飞机结构破坏模式分析方法，包括：对断裂结构件进行断口电镜扫描分析；通过测量断口相邻疲劳条带之间距离，获得裂纹扩展速率；按照断裂力学方法，计算出裂纹扩展方向上裂纹尖端应力强度因子；根据裂纹尖端应力强度因子推导出裂纹远端应力最大值；通过判断应力最大值是否超过全机疲劳有限元模型求解中相应部位的当量最大应力，从而判断断裂结构件的破坏模式是否属于正常疲劳破坏以外的破坏模式；上述飞机结构破坏模式分析方法采用的理论分析方法正确，工程概念明确，步骤清晰。本发明可用于判断该结构件破坏是否属于正常疲劳破坏以外的破坏模式。
一种基于断口分析飞机结构破坏模式方法

[发明专利]一种飞机结构裂纹形成寿命理论值分散系数的确定方法-CN202011610544.1在审
发明人：翟新康;田小幸 -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： 2021-04-23 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开一种飞机结构裂纹形成寿命理论值分散系数的确定方法，包括：建立裂纹扩展方向坐标标识线；确定断口分析测量点位置；计算断口分析测量点位置的裂纹扩展速率；计算裂纹扩展寿命试验值；计算裂纹形成寿命试验值；计算裂纹形成寿命理论值；计算裂纹形成寿命分散系数，即为飞机结构裂纹形成寿命分散系数。本发明上述技术方案采用的理论分析方法正确，工程概念明确，步骤清晰；可用于确定飞机结构裂纹形成寿命分散系数，也可用于通过断口分析进而确定试验件裂纹扩展寿命试验值；解决了现有裂纹形成寿命分散系数的计算方式，由于结构件采用的材料性能不稳定、生产制造工艺不稳定等因素，而导致疲劳寿命理论值与试验值存在较大的差异的问题。
一种飞机结构裂纹形成寿命理论值分散系数确定方法

[发明专利]一种飞机结构疲劳裂纹扩展方向的预测方法和装置-CN201911364645.2在审
发明人：翟新康;田小幸 -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： 2020-03-27 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明提供一种飞机结构疲劳裂纹扩展方向的预测方法和装置，通过建立含裂结构有限元模型并进行应力场计算，得到含裂结构应力场分布，通过确定应力场计算中心点位置，确定远端应力场计算所需有限元单元，计算远端应力场计算中心处平均应力，计算得到远端应力场计算中心主应力所在方位角，即可以预测出结构的疲劳裂纹扩展方向。本发明使用的理论依据正确，工程概念清晰，使用简单方便。提出的一种基于有限元的飞机结构疲劳裂纹扩展方向的预测方法，可以根据有限元应力场分布，对飞机结构设计阶段开裂扩展模式、或飞行过程中结构出现裂纹后疲劳裂纹扩展方向进行快速预测，从而解决了飞机结构疲劳裂纹扩展方向不易预测的难题。
一种飞机结构疲劳裂纹扩展方向预测方法装置

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