标题：一种避免起落架离地状态过度振动的方法

摘要：本发明提供了一种避免起落架离地状态过度振动的方法，其特征在于：1、使用偏心转轮模拟起落架机轮的转动激励，转动激励的频率随时间变化；2、改变偏心转轮的偏心质量M3，模拟振动激励幅值的变化；3、使用二自由度模型模拟起落架的主要运动规律；4、通过改变和匹配：质量块M1、质量块M2、弹簧K1和K2，实现起落架结构前二阶固有振动频率f1、f2的设计等步骤。

申请号：CN201410535351.2

申请日：2014/10/11

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：一种避免起落架离地状态过度振动的方法，其特征在于，包括以下步骤：1)使用偏心转轮模拟起落架机轮的转动激励，转动激励的频率随时间变化；2)改变偏心转轮的偏心质量M3，模拟振动激励幅值的变化；3)使用二自由度模型模拟起落架的主要运动规律；4)通过对质量块的质量M1、质量块的质量M2、弹簧刚度K1和K2进行改变和匹配，根据避免过度振动的设计要求，实现起落架结构前二阶固有振动频率f1、f2的设定：f1=123/2π {K1+K2M1+K2M2-[(K1+K2M1+K2M2)2-4K1K2M1M2]1/2}1/2f2=123/2π {K1+K2M1+K2M2+[(K1+K2M1+K2M2)2-4K1K2M1M2]1/2}1/2.

专利类型：发明申请

标题：一种系统架构构建方法

摘要：本发明公开了一种系统架构构建方法，属于系统工程领域。本发明在系统架构的N2图的基础上，构建架构分配表，表征了任一架构方案内若干个物理设备的分配情况，之后列举所述架构分配表中的各个物理设备在其实现对应的功能时应具有的所有物理接口关系，并根据所述物理接口关系构建具有物理接口关系的第二N2图；最后，找出第二N2图内不同架构方案下物理接口关系相似度达到阈值的多个架构方案，在所述架构分配表中，找出多个构架方案下具有不同指标的同一种物理设备，并构建该物理设备的蜘蛛图，并根据所述蜘蛛图选出最优系统架构方案。该方法将系统的功能需求以层级化的形式进行展开，并展示了功能之间的顺序关系和数据流，同时能够选取最优架构方案。

申请号：CN201510915248.5

申请日：2015/12/10

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：1.一种系统架构构建方法，其特征在于，包括：
步骤一、根据系统功能需求绘制系统的扩展功能流程图，即EFFBD图；
步骤二、根据所述扩展功能流程图绘制具有功能间通讯关系的第一N2图；
步骤三、构建架构分配表，所述架构分配表包括多个架构方案，任一架构方案内选购若干个物理设备，并将所述若干个物理设备分配给实现所述第一N2图内的各功能需求，对所述任一物理设备，判断实现上述对应的功能时的多个能够产生影响的外界因素，并将影响程度添加到所述架构分配表中；
步骤四、列举所述架构分配表中的各个物理设备在其实现对应的功能时应具有的所有物理接口关系，并根据所述物理接口关系构建具有物理接口关系的第二N2图；
步骤五、找出所述第二N2图内不同架构方案下物理接口关系相似度达到阈值的多个架构方案，在所述架构分配表中，找出多个构架方案下具有不同指标的同一种物理设备，并构建该物理设备的蜘蛛图，所述蜘蛛图的各个起始于同一原点的线条分别表示所述多个指标，所述指标为物理设备实现对应功能时，外界因素对其影响的程度；
步骤六、根据所述蜘蛛图选出最优系统架构方案。

专利类型：发明申请

标题：一种用于测量结构变形的测量方法

摘要：本发明提供了一种用于测量结构变形的测量方法，其特征在于，包括以下步骤.确定结构待测量点未变形时点A0的几何位置(XA0，YA0，ZA0)；在待测量点引出三条不共面的射线，在每条射线方向上布置一个位移测量计，安装位置分别标记为点B、C、D，坐标为：(XB，YB，ZB)，(XC，YC，ZC)，(XD，YD，ZD)；计算未变形时待测量点A0距每个位移测量计安装点B、C、D的距离L1, L2, L3等。

申请号：CN201410535669.0

申请日：2014/10/11

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：1.一种用于测量结构变形的测量方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一.确定结构待测量点未变形时点A0的几何位置(XA0，YA0，ZA0)；
步骤二.在待测量点引出三条不共面的射线，在每条射线方向上布置一个位移测量计，安装位置分别标记为点B、C、D，坐标为：
(XB，YB，ZB)，(XC，YC，ZC)，(XD，YD，ZD)；
步骤三.计算未变形时待测量点A0距每个位移测量计安装点B、C、D的距离L1, L2, L3；
步骤四.结构变形后读出每个位移测量计测得的位移值D1, D2, D3；
步骤五.假设结构变形后位移测量点由A0运动至点A1，其几何位置变化为(XA1，YA1，ZA1), 根据空间几何学，以上几何参数之间存在以下相关方程 :
步骤六.解上面的方程组求出XA1，YA1，ZA1，从而确定了结构变形后测量点在初始坐标系下的空间位置，由此可计算得到变形后待测量点在初始坐标系下的三向位移X-DIS、Y-DIS、Z-DIS，分别为 :
步骤七.根据待测量点在初始坐标系下的三向位移X-DIS、Y-DIS、Z-DIS，进行坐标系转换即可精确计算出待测量点任意方向的位移。

专利类型：发明申请

标题：一种避免起落架触地状态过度振动的方法

摘要：本发明提供了一种避免起落架触地状态过度振动的方法，其特征在于，包括1)使用偏心转轮模拟起落架机轮的转动激励，转动激励的频率随时间变化；2)改变偏心转轮的偏心质量M3，模拟振动激励幅值的变化；3)使用弹簧K3和阻尼器g3模拟起落架机轮与地面的接触刚度和阻尼特性；4)使用二自由度模型以模拟起落架的主要运动规律等步骤。

申请号：CN201410535714.2

申请日：2014/10/11

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：1.一种避免起落架触地状态过度振动的方法，其特征在于，包括以下步骤：1)使用偏心转轮模拟起落架机轮的转动激励，转动激励的频率随时间变化；2)改变偏心转轮的偏心质量M3，模拟振动激励幅值的变化；3)使用弹簧K3和阻尼器g3模拟起落架机轮与地面的接触刚度和阻尼特性；4)使用二自由度模型以模拟起落架的主要运动规律；5)通过改变和匹配：质量块M1、质量块M2、弹簧K1、K2和K3，根据避免过度振动的设计要求，实现起落架结构前二阶固有振动频率f1、f2的设定：

专利类型：发明申请

标题：一种飞控液压伺服作动器主要设计参数的估算方法

摘要：本发明属于航空飞行控制系统作动器设计技术领域，具体涉及一种飞控液压伺服作动器主要设计参数的估算方法。第一步，依据作动器行程范围，采用对称运动和对称腔的电液伺服作动器，通过摇臂长度估算公式求得作动器驱动摇臂长度；第二步，依据作动器摇臂长度范围，评估作动器点点安装长度空间需求，作动器点点安装中立最小长度和作动器驱动摇臂长度需求；第三步，依据作动器驱动舵面铰链力矩和有效作动器驱动摇臂长度计算出作动器理论载荷，给出作动器支撑载荷需求；第四步，依据舵面偏转速率要求和液压理论压力，通过估算公式推出作动器最大流量，从而提出作动器流量需求。本方法可以提高工作效率，预防多轮次的迭代设计，减少研发费用。

申请号：CN201410508536.4

申请日：2014/9/28

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：1.一种飞控液压伺服作动器主要设计参数的估算方法，其特征是，对于采用对称运动和对称腔的电液伺服作动器驱动舵面，飞控液压伺服作动器主要设计要求有：舵面偏转角度要求±A，舵面偏转速率要求V，作动器驱动舵面铰链力矩M，液压系统名义压力Q；对飞机级主要评估项目有：作动器点点安装长度空间需求LO，作动器支撑载荷需求Pa支撑以及作动器最大流量需求Q需求；估算方法的步骤如下：
第一步，依据作动器驱动舵面偏转角度要求V，依据操纵面偏度与作动器输出位移之比常规要求为5rad/m～10rad/m，则可以给出作动器行程S的范围S1～S2；依据作动器行程范围，采用对称运动和对称腔的电液伺服作动器，通过摇臂长度B估算公式(1)求得作动器驱动摇臂长度B范围B1～B2；
B＝S/2/(TanA°*0.95)(1)
第二步，依据作动器摇臂长度范围B1～B2，通过作动器中立时点点长度L0估算公式(2)计算出作动器中立时点点连接长度L范围L1～L2，从而评估作动器点点安装长度空间需求，作动器点点安装中立最小长度L0＝L1和作动器驱动摇臂长度B＝B1需求；
L0＝S/2*5+150mm(2)
第三步，依据作动器驱动舵面铰链力矩M和有效作动器驱动摇臂长度B有效(B有效＝B*0.9)计算出作动器理论载荷，通过作动器最大载荷Pamax估算公式(3)给出作动器最大载荷Pamax，从而给出作动器支撑载荷需求Pa支撑＝Pamax；
Pamax＝M/B有效/0.95(3)
第四步，依据舵面偏转速率要求V，舵面偏角要求±A，对应作动器行程关系S1，推出作动器线位移速度要求LV＝V*S1/(A*2)；依据液压理论压力Q，通过估算公式(4)推出作动器最大流量QMAX，从而提出作动器流量需求Q需求＝QMAX；
QMAX＝LV*0.95*Pamax/(Q*0.8)(4)
根据上述过程估算方法则完成作动器主要设计参数，从而完成对飞机级主要项目提出需求并对比进行评估。

专利类型：发明申请