翼梁相关的专利数据

序号	专利名	申请号	申请日	公开（公告）号	公开（公告）日	发明人
141	一种复合材料开孔翼梁安全裕度计算方法	CN201911347826.4	2019-12-24	CN111144049A	2020-05-12	任善; 侯瑞; 杨杰; 赵占文
本发明公开了一种复合材料开孔翼梁安全裕度计算方法，包括步骤1：建立复合材料开孔翼梁的细节有限元模型；步骤2：对复合材料开孔翼梁的细节有限元模型施加边界条件和工作载荷；步骤3：对复合材料开孔翼梁的细节有限元模型进行应力求解，计算开孔强度的安全裕度MS1；步骤4：对复合材料开孔翼梁的细节有限元模型进行稳定性求解，计算稳定性的安全裕度MS2；步骤5：比较开孔强度的安全裕度MS1与稳定性的安全裕度MS2，取两者中较小者作为复材开孔翼梁的安全裕度，本发明根据具有相同铺层比例的平板试验结果确定了翼梁开孔的孔边强度，方法简单、便于使用，同时在考虑孔边强度和整体稳定性两者因素的情况下，给出了复材开孔翼梁的安全裕度计算方法，结果可靠。
142	高超声速飞行器翼梁结构可靠性分析方法	CN201610455124.8	2016-06-21	CN106156403B	2019-07-09	王玉惠; 邵鹏; 吴庆宪; 陈谋
本发明公开了一种基于应力‑强度干涉理论的高超声速飞行器翼梁结构可靠性分析方法，首先根据NASA提出的6自由度高超声速飞行器通用模型的几何结构以及气动导数方程建立了机翼翼梁根部的受力分析模型；其次，根据其飞行包线确定不同飞行阶段的飞行约束条件，并结合不同温度下的材料强度特性参数对机翼翼梁根部的结构强度进行了分析；最后根据随机载荷量与强度的分析数据建立应力‑强度干涉模型，在考虑了结构强度随飞行次数增加而退化的情况下，计算其结构可靠性。本发明将飞行器在飞行过程中翼梁受到的随机载荷作用次数与翼梁结构强度退化有机结合起来，提高了可靠性分析的准确性。
143	一种验证柔性双圆管翼梁扭转变形的方法	CN201810501936.0	2018-05-23	CN109299492A	2019-02-01	邓扬晨; 张文博; 卢元杰; 詹光; 贺集乐
本发明公开了一种验证柔性双圆管翼梁扭转变形的方法。所述验证柔性双圆管翼梁扭转变形的方法包括如下步骤：步骤1：预设扭转角；步骤2：获取待测柔性双圆管翼梁的参数；步骤3：根据所述待测柔性双圆管翼梁的参数计算所述待测柔性双圆管翼梁的实际扭转角；步骤4：判断实际扭转角是否等于预设扭转角，若是，则结束；若否，则调整所述待测柔性双圆管翼梁的参数，重复所述步骤3，直至所述步骤3中的实际扭转角等于所述预设扭转角。
144	大型风电叶片混杂复合材料翼梁的制备方法	CN201210304497.7	2012-08-24	CN102814996B	2014-11-19	杨金水; 肖加余; 杨孚标; 曾竟成; 尹昌平; 彭超义
本发明公开了一种大型风电叶片混杂复合材料翼梁的制备方法，包括以下步骤：先进行模具预处理；然后在模具表面由下往上依次铺覆导流介质、脱模布、带孔隔离膜、增强材料预成型体、带孔隔离膜和脱模布；再铺放第一透气毡，其上设置多个半透性通气接头；再将第一柔性真空袋膜和柔性半透膜连接成整体后通过密封胶带罩在模具表面形成第一层闭合模腔，并用第二柔性真空袋膜将第一柔性真空袋膜和柔性半透膜完全密封包覆，形成第二层闭合模腔；连接至抽真空系统和注胶系统进行注胶，注胶时控制基体树脂的流动方向以实现完全浸渍；最后经固化、脱模、修整得到翼梁。本发明的制备方法具有成本低、质量稳定、工艺效率高、产品质量好等优点。
145	一种飞机机翼梁类零件的数控加工装夹方法	CN200910223998.0	2009-11-23	CN102069395B	2012-10-10	郑小伟; 张文文; 惠昕; 贾保国; 王中胜
大型梁类零件的数控加工装夹方法，依据零件理论外形在坯料上加工出多个定位工艺台和压紧工艺台，在铣具上对应加工定位孔和压紧孔，在铣具上设有退刀槽，将零件坯料通过定位工艺台定位在铣具上的定位孔内，通过压紧工艺台压紧固定在铣具的压紧孔内装夹。实现一次装夹下，刀具将整个外形加工到位，节约了准备时间，避免了二次找正误差，从而提高数控加工效率及质量，铣具设计制造简单。
146	用于节段式风力涡轮机叶片的凸形翼梁桁杆	CN202180064568.8	2021-09-22	CN116234980A	2023-06-06	P·D·M·托德; M·汉考克
一种凸形翼梁桁杆，用于互相附接节段式风力涡轮机叶片，并且包括：前缘部分，该前缘部分包括第二上壁、第二下壁和将第二上壁与第二下壁连接的第二抗剪壁，前缘部分；和后缘部分，该后缘部分包括第一上壁、第一下壁和将第一上壁与第一下壁连接的第一抗剪壁。前缘部分和后缘部分分别分开地一体地形成为单件。第一下壁的端部附接到第二下壁的端部使得第一下壁和第二下壁形成凸形翼梁桁杆的下翼梁帽，并且第一上壁的端部附接到第二上壁的端部使得第一上壁和第二上壁形成凸形翼梁桁杆的上翼梁帽。
147	基于应力约束的机翼翼梁结构拓扑优化方法	CN201310378855.3	2013-08-27	CN103440378B	2016-06-08	张卫红; 侯杰; 谷小军; 朱继宏
本发明公开了一种基于应力约束的机翼翼梁结构拓扑优化方法，用于解决现有方法设计钉载切向应力大的技术问题。技术方案是采用三维实体单元建立钉载模型。在优化的过程中以应力为约束，约束钉载单元处的切向应力最小，用伴随法求得钉载灵敏度，并和材料用量一起作为刚度优化的约束，进行结构拓扑优化得到设计结果。该方法能够保证结构刚度性能，同时合理分配结构传力路径，避免应力集中。通过实施例可以看到，约束结构材料体分比同为0.3时，不施加应力约束结构柔顺度函数为0.0207J，施加钉载应力约束后结构柔顺度函数不变的情况下，螺栓最大切应力由17.9MPa降低到11.3MPa，降低了36.8%，降低了螺栓单元的切向应力。
148	考虑钉载的机翼翼梁结构拓扑优化设计方法	CN201310283153.7	2013-07-05	CN103336870A	2013-10-02	侯杰; 谷小军; 高欢欢; 周莹; 朱继宏; 张卫红
本发明公开了一种考虑钉载的机翼翼梁结构拓扑优化设计方法，用于解决现有柔性结构的设计方法优化后螺栓钉载高的技术问题。技术方案是采用工程梁的挠度公式将螺栓钉载约束转化为位移约束，用伴随法求得钉载灵敏度，并和材料用量一起作为刚度优化的约束，进行结构拓扑优化设计得到优化结果。该方法在结构的初始设计阶段保证结构刚度性能，同时考虑蒙皮与翼梁之间的刚度匹配关系，有效地降低了因刚度差引起的螺栓钉载。经测试，优化约束结构体分比同为0.3的情况下，柔顺度函数由背景技术的6.60×102J上升为6.67×102J，提高了1%；钉载由背景技术的30.13N降低到19.97N，降低了33.7%，大幅降低了螺栓钉载。
149	大型风电叶片混杂复合材料翼梁的制备方法	CN201210304497.7	2012-08-24	CN102814996A	2012-12-12	杨金水; 肖加余; 杨孚标; 曾竟成; 尹昌平; 彭超义
本发明公开了一种大型风电叶片混杂复合材料翼梁的制备方法，包括以下步骤：先进行模具预处理；然后在模具表面由下往上依次铺覆导流介质、脱模布、带孔隔离膜、增强材料预成型体、带孔隔离膜和脱模布；再铺放第一透气毡，其上设置多个半透性通气接头；再将第一柔性真空袋膜和柔性半透膜连接成整体后通过密封胶带罩在模具表面形成第一层闭合模腔，并用第二柔性真空袋膜将第一柔性真空袋膜和柔性半透膜完全密封包覆，形成第二层闭合模腔；连接至抽真空系统和注胶系统进行注胶，注胶时控制基体树脂的流动方向以实现完全浸渍；最后经固化、脱模、修整得到翼梁。本发明的制备方法具有成本低、质量稳定、工艺效率高、产品质量好等优点。
150	风力涡轮机转子叶片的碳-玻璃混合型翼梁	CN200710005708.6	2007-02-13	CN101021202B	2012-11-14	E·艾布
一种风力涡轮机转子叶片(240)的纤维增强基体包括被包埋在同一基体材料(105)中的玻璃纤维(115)和碳纤维(125)。
151	用于风力涡轮机转子叶片的预成型翼梁缘条	CN200710196903.1	2007-11-26	CN101230845B	2012-07-11	J·T·利温斯顿; H·D·德里弗; T·B·詹金斯; A·赖亚希; S·范布勒伊格尔; J·W·巴克惠斯; A·J·比伦
提供了一种用于风力涡轮机转子叶片(100)的翼梁缘条(110)。翼梁缘条(110)可以包括多个预成型构件(300)。该多个预成型构件(300)可以为具有掠形的平面片体，并且具有第一端部(310)以及第二端部(320)。多个预成型构件(300)可以通过将第一预成型构件(300)的第一端部(310)配接到下一个预成型构件(300)的第二端部(320)上而结合起来，从而形成翼梁缘条(110)。
152	用于风力涡轮机叶片的翼梁帽的斜切条带和梁	CN202280039378.5	2022-03-03	CN117460885A	2024-01-26	M·尼尔森; 孙巍
本发明涉及一种用于风力涡轮机叶片(10)的翼梁帽(31)的条带(50)，其中，所述条带(50)由包括基体和加强件的复合材料制成，其中，所述条带(50)包括第一端部区域(51)和第二端部区域(52)，所述第一端部区域和所述第二端部区域通过中间区域(53)在所述条带(50)的纵向方向(D)上彼此连接，其中，所述中间区域(53)包括两个彼此相对的纵向延伸且平行设置的中间表面(54、55)，其中，所述条带(50)的厚度(T)能够垂直于所述两个中间表面(54、55)确定，并且所述条带(50)的宽度(W)能够垂直于所述条带(50)的纵向方向(D)且垂直于所述条带(50)的厚度(T)确定，其中，所述第一和第二端部区域(51、52)中的至少一个是斜切端部区域(51、52)，其中，从所述中间区域(53)开始并且在所述纵向方向(D)上延伸的所述至少一个斜切端部区域(51、52)沿着所述条带(50)的宽度(W)和厚度(T)同时被斜切，其中，所述至少一个斜切端部区域(51、52)具有在所述中间区域(53)处的第一边缘(56)和在其自由端(58)处的第二边缘(57)，其中，所述第一边缘(56)和所述第二边缘(57)基本上彼此平行。
153	一种复合材料翼梁复合受载时稳定性计算方法	CN202011602325.9	2020-12-29	CN112699469B	2022-10-11	赵晨; 任善; 周银华; 陈军
本发明属于飞机强度计算领域，具体涉及一种复合材料翼梁复合受载时稳定性计算方法。所述方法包括：确定轴压临界失稳载荷、弯曲临界失稳载荷、剪切临界失稳载荷、梁腹板的工作应力；根据屈曲相关方程、轴压临界失稳载荷、弯曲临界失稳载荷、剪切临界失稳载荷、梁腹板的工作应力以及安全裕度的定义确定稳定性安全裕度MS。给出复合材料平板在承受剪切、弯曲和轴压等复杂载荷作用下的稳定性计算方法，解决了在承受剪切、弯曲和轴压等复杂载荷作用下的稳定性计算的问题。
154	一种获取双管翼梁中各个站位的扭转角的方法	CN201811461512.2	2018-12-02	CN109625310B	2022-04-01	邓扬晨; 孙智孝; 孙聪; 卢元杰; 史贵超
本申请提供了一种获取双管翼梁中各个站位的扭转角的方法。所述获取双管翼梁中各个站位的扭转角的方法包括制作双管翼梁；为双管翼梁施加一个力矩T；获取M个刚性圆环中的每两个相邻的刚性圆环的相对扭转角从而获得各个相对扭转角，其中，i＝1…M‑1；根据各个相邻的两个刚性圆环的相对扭转角获取双管翼梁的各个站位的扭转角其中，j＝1…M。本申请的优点在于：通过本申请的方法可以获取实际制作出来的双管翼梁的扭转角的值，从而为实际双管翼梁的使用提供准确数据。
155	框形桁架翼梁双梁变距单膜汇流翼面扑动机翼	CN201910596181.1	2019-07-03	CN110127050A	2019-08-16	黄双玉
本发明涉及一种框形桁架翼梁双梁变距单膜汇流翼面扑动机翼，属于飞行器技术领域；由扑翼主轴1、承载桁架翼梁部件2、浮动翼梁座3、浮动桁架翼梁部件5、翼端翼肋架6组成多自由度空间四边形；浮动翼梁座3绕与机体固接的扑翼主轴1作主导扑动，承载桁架翼梁部件2滞后随动；当扑翼俯仰转换时，浮动桁架翼梁部件5在翼端翼肋架6的限制下，绕销轴4发生微小幅度的前后摆动；翼根翼肋架7和若干(本案3只)间隔翼肋架8跨接于双梁之间且限位于各翼梁的梳齿型支杆处，随梁而动，形成延翼展方向渐变的俯仰角；单膜翼面8布局于翼梁中心区域与各隔翼肋架共同组合成4个具有导流、汇聚、挤压气流的几何性状的高效升阻比翼面。
156	具有用于平板翼梁缘条的内部支架的转子叶片	CN201610618222.9	2016-08-01	CN106401865A	2017-02-15	C.D.卡鲁索; A.A.亚布拉夫; D.A.海努姆
一种转子叶片(22)可大体上包括形成叶片率。转子叶片(22)还可包括在壳(102)内沿叶片的翼展方向延伸的翼梁缘条(56)。翼梁缘条(56)可由预固化层压板(106)的组件形成。此外，转子叶片(28)可包括直接定位在壳(102)与翼梁缘条(56)之间的内部支架(100)。内部支架(100)可包括在壳(102)附近延伸的外表面(114)和与外表面(114)相对的内表面(116)。外表面(114)可限定大体上对应于壳(102)的翼弦曲率的一部分的弯曲轮廓，并且内表面(116)可限定翼梁缘条(56)在叶片(22)的翼弦方向上沿其延伸的平面表面。内部支架(100)可对应于用于叶片(28)的预制插入件。(22)的外皮的壳(102)，其中壳(102)限定翼弦曲
157	用于风力涡轮机叶片的翼梁帽的混合拉挤板	CN202311832480.3	2021-11-01	CN117644675A	2024-03-05	R·拉泽吉; J·约恩森
本发明涉及一种制造风力涡轮机叶片壳构件(38)的方法，该方法包括以下步骤：提供多个拉挤板(64)，在用于叶片壳构件的模具(77)中将拉挤板(64)布置在叶片壳材料(89)上，以及将拉挤板(64)与叶片壳材料结合以形成叶片壳构件，其中每个拉挤板(64)由包括玻璃纤维和碳纤维的拉挤纤维材料形成。本发明还涉及一种用于风力涡轮机叶片的增强结构，该增强结构包括多个根据本发明的拉挤板。
158	一种飞机整体翼梁止裂筋条面积的确定方法	CN201210451926.3	2012-11-12	CN102944211A	2013-02-27	翟新康; 秦剑波; 张彦军
本发明属于航空疲劳损伤容限领域，特别是涉及到一种飞机整体翼梁止裂筋条面积的确定方法，包括确定整体翼梁的弯矩M的步骤、确定整体翼梁中未开裂部分中性轴到止裂筋条的距离y及抗弯模量I的步骤、计算翼梁下缘条起裂扩展至止裂筋条时的裂尖应力强度因子K并进行判断的步骤。本发明根据整体翼梁结构形式及传力特点，从疲劳损伤容限研究领域给出了整体翼梁止裂筋条结构参数的确定方法。本发明使用的理论依据正确，分析步骤清晰、简单，剖面特性计算便于计算机自动化迭代计算。本发明的提出解决了整体翼梁止裂筋条面积确定的难题。
159	一种辅助支撑结构、主起连接区翼梁及机翼	CN201911143025.6	2019-11-20	CN110979634B	2021-08-13	马志阳; 周磊; 刘超; 秦田亮; 徐吉峰
本发明提供一种辅助支撑结构、主起连接区翼梁及机翼，所述辅助支撑结构包括辅助支撑组件和连接角组，所述辅助支撑组件包括上支撑杆、下支撑杆和对接组件；所述上支撑杆一端通过对接组件连接下支撑杆，另一端通过连接角组连接主起三角区上壁板T型长桁，所述下支撑杆相反于所述上支撑杆的另一端通过连接角组连接主起三角区下壁板T型长桁，通过本发明解决了主起连接区翼梁与主起三角区上、下壁板的变形的协调问题，提高了主起连接区梁壁板组件的连接刚度，本发明形式简单明了且协调同时兼顾易操作和稳定。
160	一种辅助支撑结构、主起连接区翼梁及机翼	CN201911143025.6	2019-11-20	CN110979634A	2020-04-10	马志阳; 周磊; 刘超; 秦田亮; 徐吉峰
本发明提供一种辅助支撑结构、主起连接区翼梁及机翼，所述辅助支撑结构包括辅助支撑组件和连接角组，所述辅助支撑组件包括上支撑杆、下支撑杆和对接组件；所述上支撑杆一端通过对接组件连接下支撑杆，另一端通过连接角组连接主起三角区上壁板T型长桁，所述下支撑杆相反于所述上支撑杆的另一端通过连接角组连接主起三角区下壁板T型长桁，通过本发明解决了主起连接区翼梁与主起三角区上、下壁板的变形的协调问题，提高了主起连接区梁壁板组件的连接刚度，本发明形式简单明了且协调同时兼顾易操作和稳定。

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