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龙图腾网获悉中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所申请的专利一种飞机吊挂结构及其载荷计算方法获国家发明授权专利权，本发明授权专利权由国家知识产权局授予，授权公告号为：CN119760863B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-10-21发布的发明授权授权公告中获悉：该发明授权的专利申请号/专利号为：202411742275.2，技术领域涉及：G06F30/15；该发明授权一种飞机吊挂结构及其载荷计算方法是由尹凯军;李禹;席春娜设计研发完成，并于2024-11-29向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种飞机吊挂结构及其载荷计算方法在说明书摘要公布了：本申请提供一种飞机吊挂结构载荷计算方法，属于飞机结构强度计算技术领域，该方法包括：确定飞机吊挂结构的连接形式，建立飞机吊挂结构简化力学模型，飞机吊挂结构包括前接头、后接头、左拉杆、右拉杆、左拉杆接头和右拉杆接头；根据飞机吊挂结构的连接形式确定前接头、后接头、左拉杆和右拉杆的载荷，以及根据飞机吊挂结构各部件的几何位置确定前接头、后接头、左拉杆和右拉杆的位置参数；根据各部件的载荷、位置参数及简化力学模型建立飞机吊挂结构的力平衡方程及距平衡方程；求解力平衡方程及距平衡方程得到各部件三个方向的载荷，进而计算各部件三个方向的总载荷，该总载荷即为该机吊挂结构的载荷。本申请能够快速求得飞机吊挂结构的载荷。

本发明授权一种飞机吊挂结构及其载荷计算方法在权利要求书中公布了：1.一种飞机吊挂结构载荷计算方法，其特征在于，包括： 确定飞机吊挂结构的连接形式，建立所述飞机吊挂结构简化力学模型，所述飞机吊挂结构包括前接头、后接头、左拉杆、右拉杆、左拉杆接头和右拉杆接头，过程包括：以发动机重心G为原点，以飞机航向为X轴，以垂直于机身航向的水平方向为Y轴，以垂直于机身航向的纵向方向为Z轴，构建坐标系；将发动机简化为一个刚体，以及将前接头、后接头及左拉杆、右拉杆分别简化为一个点，该点位于各结构与发动机的交点处，分别记为A点、B点、C1点及C2点； 根据飞机吊挂结构的连接形式确定前接头、后接头、左拉杆和右拉杆的载荷，所述前接头、后接头、左拉杆和右拉杆的载荷包括前接头A点承受的航向载荷及侧向载荷、后接头B点承受的侧向载荷及垂向载荷以及左拉杆C1点和右拉杆C2点承受的垂向载荷，以及根据飞机吊挂结构各部件的几何位置确定前接头、后接头、左拉杆和右拉杆的位置参数，所述前接头、后接头、左拉杆和右拉杆的位置参数包括：发动机重心G点与前接头A点航向距离XGA、侧向距离YGA及垂向距离ZGA，发动机重心G点与后接头B点航向距离XGB、侧向距离YGB及垂向距离ZGB，发动机重心G点与左拉杆C1点及右拉杆C2点航向距离XGC1和XGC2、侧向距离YGC1和YGC2、垂向距离ZGC1和ZGC2； 根据各部件的载荷、位置参数及简化力学模型建立飞机吊挂结构的力平衡方程及矩平衡方程，所述力平衡方程为： FGX+FAX＝0 FGY+FAY+FBY＝0 FGZ+FBZ+FC1Z+FC2Z＝0 FC1Z＝FC2Z 式中，FGX、FGY、FGZ为发动机重心处三个方向的载荷，FAX、FAY为前接头处航向载荷及侧向载荷，FBY、FBZ为后接头处侧向载荷及垂向载荷，FC1Z、FC2Z为两个拉杆处垂向载荷； 所述矩平衡方程为： FGY×XGA+FBY×XGA+XGB＝0 FGZ×XGB+FC1Z×XGA+XGB+FC2Z×XGA+XGB＝0； 求解所述力平衡方程及矩平衡方程得到各部件三个方向的载荷，进而计算各部件三个方向的总载荷，该总载荷即为该机吊挂结构的载荷。

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