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								      本發(fā)明屬于直升機結(jié)構(gòu)疲勞設(shè)計領(lǐng)域，涉及一種直升機復(fù)合材料槳葉疲勞設(shè)計危險剖面確定方法。該方法包括：提取復(fù)合材料槳葉結(jié)構(gòu)設(shè)計剖面的剖面位置、剖面揮舞剛度及剖面擺振剛度；繪制復(fù)合材料槳葉等效動載荷展向分布圖；采用各剖面的等效揮舞動載荷除以剖面揮...
								
            
							
            
							
						
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								      本申請屬于直升機動力學(xué)技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種共軸直升機機體起落架耦合動力學(xué)建模方法。方法包括：第一步：基于直升機樣機結(jié)構(gòu)數(shù)模和有限元建模方法建立共軸直升機機體動力學(xué)模型；第二步：開展起落架靜壓試驗和剛度阻尼特性試驗，得到緩沖支柱和機輪的靜壓...
								
            
							
            
							
						
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								      本發(fā)明涉及直升機結(jié)構(gòu)強度設(shè)計領(lǐng)域，涉及一種基于仿真數(shù)據(jù)的輔助著艦艦面共振計算方法。該方法包括：通過艦運動對機體靜平衡狀態(tài)計算程序，在考慮艦船運動對機體靜平衡的影響前提下，進行主、尾起落架載荷計算；通過3D平衡狀態(tài)計算程序，計算典型起飛重量及...
								
            
							
            
							
						
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								      本發(fā)明屬于綜合強度設(shè)計領(lǐng)域，涉及一種確定鉚釘連接結(jié)構(gòu)摩擦力所占比例的方法。該方法包括：確定鉚釘連接方式及個數(shù)；設(shè)計兩組對比試驗件；其中，第一組試驗件為帶摩擦力試驗件，第二組試驗件為不帶摩擦力試驗件；第一組帶摩擦力試驗件中第二塊板為平板，第二...
								
            
							
            
							
						
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								      本發(fā)明提供一種直升機旋翼操縱載荷獲取方法和裝置，首次提出基于試飛實測載荷搭建參考直升機的旋翼操縱載荷類比數(shù)據(jù)庫、并根據(jù)類比數(shù)據(jù)庫計算同系列設(shè)計直升機的旋翼操縱載荷的計算方法，該方法精度高，可信度高，可以支撐直升機在科研階段的旋翼操縱系統(tǒng)結(jié)構(gòu)...
								
            
							
            
							
						
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								      本發(fā)明屬于直升機結(jié)構(gòu)疲勞設(shè)計領(lǐng)域，涉及直升機復(fù)合材料剛性槳葉根部免做靜力試驗的評估方法。該方法包括：在槳葉根部揮舞彎矩和擺振彎矩載荷原譜基礎(chǔ)上，通過損傷等效原則得到旋翼1階通過頻率下的揮舞彎矩的等效載荷和擺振彎矩的等效載荷，并將其比值作為槳...
								
            
							
            
							
						
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								      本發(fā)明提供一種起落架模型庫構(gòu)建方法、裝置、設(shè)備和存儲介質(zhì)，該方法包括：對直升機起落架架構(gòu)進行分解，得到至少一個起落架組件；調(diào)用動力學(xué)仿真模型庫中與各起落架組件相對應(yīng)的至少一個功能模塊，以基于功能模塊構(gòu)建起落架組件相對應(yīng)的起落架子模型庫；根據(jù)...
								
            
							
            
							
						
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								      本發(fā)明涉及服裝設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域，尤其為一種服裝設(shè)計圖自動優(yōu)化調(diào)整系統(tǒng)及其使用方法，包括以下步驟：步驟一：獲取面料的厚度t、密度d、彈性模量E、剪切模量G和泊松比v的物理特征數(shù)據(jù)，并整理成標(biāo)準(zhǔn)格式存儲到設(shè)計參數(shù)數(shù)據(jù)庫；步驟二：提取面料物理特性數(shù)據(jù)...
								
            
							
            
							
						
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								      本發(fā)明屬于直升機疲勞設(shè)計領(lǐng)域，涉及一種直升機低周疲勞設(shè)計方法。該方法包括：通過飛行譜及工況完成時間獲得飛行工況出現(xiàn)頻次；結(jié)合重量、重心分布獲得具體飛行工況，并計算每個工況飛行載荷；將飛行載荷施加在全機/局部有限元模型中，獲得部件載荷；提取需...
								
            
							
            
							
						
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								      本發(fā)明屬于結(jié)構(gòu)強度領(lǐng)域，涉及一種考慮螺栓配合間隙的有限元建模方法。該方法包括：創(chuàng)建需要連接的結(jié)構(gòu)A和結(jié)構(gòu)B的有限元模型；使用一個單元組模擬結(jié)構(gòu)A和結(jié)構(gòu)B的一處螺栓連接結(jié)構(gòu)；單元組包括模擬螺栓的beam單元、模擬間隙的gap單元和關(guān)聯(lián)節(jié)點自由...
								
            
							
            
							
						
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								      本發(fā)明屬于直升機結(jié)構(gòu)強度設(shè)計領(lǐng)域，涉及一種直升機適墜性仿真建模轉(zhuǎn)動慣量快速標(biāo)定方法。該方法包括：確定直升機適墜性仿真的主承力設(shè)備；按照整機重量分布將主承力設(shè)備作為附加質(zhì)量點與整機模型進行連接，得到新整機模型；計算新整機模型的當(dāng)前質(zhì)量、當(dāng)前質(zhì)...
								
            
							
            
							
						
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								      本發(fā)明屬于傾轉(zhuǎn)旋翼直升機旋翼動力學(xué)設(shè)計領(lǐng)域，具體涉及一種考慮支撐邊界的耦合彈性萬向鉸旋翼動力學(xué)分析方法。包括：建立彈性萬向鉸旋翼系統(tǒng)動力學(xué)模型；建立機翼模型；對機翼模型進行模態(tài)計算分析得到各階模態(tài)的動特性參數(shù)，選取重要的機翼模態(tài)；獲取傳動系...
								
            
							
            
							
						
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								      本發(fā)明屬于旋翼設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域，涉及一種基于動載荷最小化的直升機旋翼槳葉剛度設(shè)計方法。該方法包括：依據(jù)工程設(shè)計經(jīng)驗確定槳葉揮、擺、扭初始剛度，并進行初始旋翼氣彈求解計算；以槳轂中心動載荷極小化為目標(biāo)，以揮、擺、扭頻率間隔要求、設(shè)計變量取值范圍、...
								
            
							
            
							
						
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								      本發(fā)明屬于直升機復(fù)合材料疲勞加載溫升預(yù)測技術(shù)領(lǐng)域，涉及結(jié)合機器學(xué)習(xí)算法的復(fù)合材料疲勞溫升預(yù)測方法及裝置。該方法包括：以纖維方向復(fù)合材料層合板為研究對象，利用隨機森林回歸算法，實現(xiàn)了不同加載頻率和不同應(yīng)力水平下的復(fù)合材料表面溫升的準(zhǔn)確預(yù)測。
								
            
							
            
							
						
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								      本發(fā)明提供一種系留氣球設(shè)計參數(shù)優(yōu)化方法、系統(tǒng)及電子設(shè)備，涉及系留氣球設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域，該方法包括：構(gòu)建系留氣球設(shè)計模型在目標(biāo)地區(qū)對應(yīng)的多個系留氣球設(shè)計參數(shù)組合；根據(jù)隨機樣本平均風(fēng)速、湍流速度分量和載荷吊點間風(fēng)速相干系數(shù)，獲取各個系留氣球設(shè)計參數(shù)...
								
            
							
            
							
						
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								      本發(fā)明公開了一種基于物理信息神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的芯片工作溫度與熱應(yīng)力預(yù)測方法。本發(fā)明是為了解決芯片溫度和熱應(yīng)力預(yù)測精度低以及數(shù)據(jù)驅(qū)動網(wǎng)絡(luò)可解釋性差和需要大量訓(xùn)練數(shù)據(jù)的技術(shù)問題。本發(fā)明方法包括：一、通過高精度芯片仿真模型模擬建立芯片工作溫度與熱應(yīng)力預(yù)測...
								
            
							
            
							
						
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								      本發(fā)明公開了一種基于物理信息神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的芯粒封裝熱場反演方法，包括：將芯片封裝結(jié)構(gòu)劃分為多個子區(qū)域，針對每個子區(qū)域分別建立獨立的多層感知器模型，以學(xué)習(xí)各自區(qū)域的溫度場特性；為每個子區(qū)域嵌入相應(yīng)的無量綱化物理損失函數(shù)，包括數(shù)據(jù)驅(qū)動損失、控制方程...
								
            
							
            
							
						
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								      本申請?zhí)峁┝艘环N分布式多旋翼氣動干擾分析方法，所述方法包括：建立旋翼流場模型；建立機翼流場模型；基于所述旋翼流場模型和所述機翼流場模型，建立旋翼和機翼氣動干擾模型；其中，所述旋翼和機翼氣動干擾模型是考慮三維彈性變形的分布式旋翼氣動干擾模型；...
								
            
							
            
							
						
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								      本申請?zhí)峁┑囊环N直升機槳葉表面分布式射流主動流動控制分析方法，包括：基于氣流分離點的位置，在直升機槳葉上表面確定射流孔的開孔位置及射流偏角；對含有射流孔的槳葉六面體進行網(wǎng)格劃分，得到槳葉網(wǎng)格；進行背景網(wǎng)格劃分；將所述槳葉網(wǎng)格加載到所述背景網(wǎng)...
								
            
							
            
							
						
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								      本申請?zhí)峁┝艘环N前后掠上下反槳尖構(gòu)型直升機艦面共振建模與分析方法，所述方法包括以下步驟：建立系統(tǒng)坐標(biāo)系及坐標(biāo)系間的關(guān)系；建立旋翼槳葉結(jié)構(gòu)動力學(xué)模型；建立旋翼槳葉氣動力模型；建立槳尖段動力學(xué)及氣動模型；建立單個起落架運動模型；建立機體在艦面上...
								
            
							
            
							
						
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