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公开(公告)号：CN110901889B
公开(公告)日：2023-04-11
申请号：CN201911228905.3
申请日：2019-12-04
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于飞行器设计技术领域，具体涉及一种变体飞行器。该变体飞行器包括机身，内变翼段，外变翼段，高速翼段，变体机构；其中，内变翼段与机身通过转动连接；各翼段之间通过转动连接；内变翼段与外变翼段构成可变翼段，通过变体机构实现变体操作；内变翼段、外变翼段和高速翼段上均设置有舵面；本发明提出的变体飞行器在低速时使用大展弦比，实现高效率飞行并且缩短滑跑距离；在高速时变体为小展弦比飞行器，降低阻力，提高机动性，综合实现高速高机动的目标；本发明提出的设计构型大大提高了飞行器的飞行速度和机动性。
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公开(公告)号：CN115856073A
公开(公告)日：2023-03-28
申请号：CN202211442536.X
申请日：2022-11-17
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本申请提供了一种基于贝叶斯融合算法的复合夹层结构材料损伤识别方法，所述方法包括：基于连续小波变换提取散射波信号的飞行时间；其中，所述飞行时间是指激励传感器产生的散射波信号传输到接收传感器的时间；基于所述飞行时间和椭圆定位法得到似然函数；基于损伤和基准信号，确定相关性系数；在RAPID方法中，将相关性系数作为损伤灵敏度特征，确定损伤位置的先验概率密度函数；基于所述似然函数和先验概率密度函数进行贝叶斯估计，损伤位置的后验概率密度函数；基于所述损伤位置的后验概率密度函数，使用马尔科夫蒙特卡洛方法(MCMC)拟合处损伤定位图像。
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公开(公告)号：CN112140596A
公开(公告)日：2020-12-29
申请号：CN202011021129.2
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明提供了一种复合材料蜂窝夹层结构穿透型损伤的修理方法，采用填充蜂窝芯后再对蜂窝夹层结构内外两侧面板铺贴修补铺层的方法，对受损结构进行修理补强，具体包括如下步骤：1)新制蜂窝芯周圈包裹发泡胶后，填充穿透损伤区；2)用预浸料填充布填平面板的损伤区；3)细砂纸打磨一侧面板受损区周围后，依次铺贴胶膜和修理铺层，并进行加温加压固化；4)采用相同的方法修补另一侧面板，完成对受损结构的修理。本发明所涉及的修补铺层选材、铺层角度不要求与被修理的蜂窝夹层结构面板完全相同，降低了蜂窝夹层结构的修理难度，具有操作简便、强度修复率高、增重较少的优点，适合用于蜂窝夹层结构的内、外场永久修理作业。
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公开(公告)号：CN110901889A
公开(公告)日：2020-03-24
申请号：CN201911228905.3
申请日：2019-12-04
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于飞行器设计技术领域，具体涉及一种变体飞行器。该变体飞行器包括机身，内变翼段，外变翼段，高速翼段，变体机构；其中，内变翼段与机身通过转动连接；各翼段之间通过转动连接；内变翼段与外变翼段构成可变翼段，通过变体机构实现变体操作；内变翼段、外变翼段和高速翼段上均设置有舵面；本发明提出的变体飞行器在低速时使用大展弦比，实现高效率飞行并且缩短滑跑距离；在高速时变体为小展弦比飞行器，降低阻力，提高机动性，综合实现高速高机动的目标；本发明提出的设计构型大大提高了飞行器的飞行速度和机动性。
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公开(公告)号：CN108945416A
公开(公告)日：2018-12-07
申请号：CN201810687297.1
申请日：2018-06-28
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明涉及一种带涵道升力体的无骨架机身飞行器，所述无骨架飞行器包括：机身结构，所述机身结构由芯材及粘贴于芯材表面的蒙皮采用固化工艺制成，其中，所述机身结构具有用于为飞行器提供升力的机翼以及用于安装旋翼的涵道；支撑结构，所述支撑结构嵌入于所述机身结构的涵道内，其中，所述支撑结构采用在蒙皮固化于芯材之前或之后置于芯材的固化工艺；旋翼，所述旋翼安装于所述涵道，通过支撑结构与所述机身连接，用于为飞行器提供动力。本发明的通过对机身结构的设计可通过高效的飞行器轻量化结构设计，可以有效减轻结构重量，增加飞行器的有效载荷，提高重量效率，并可降低制造成本。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN108045574A
公开(公告)日：2018-05-18
申请号：CN201711250273.1
申请日：2017-12-01
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明涉及减振承力结构设计领域，特别涉及一种抗剪减振承力结构。该结构包括：内侧支撑结构(1)、外侧支撑结构(2)以及弹性抗剪结构(3)。本发明的抗剪减振承力结构，通过设置外侧支撑结构(2)上的第二通孔的孔径小于内侧支撑结构(1)上的第一通孔的孔径，实现将载荷由外侧支撑结构(2)传递到内侧支撑结构(1)；通过设置弹性抗剪结构(3)的内侧面与外侧面为同心球面，球心为第三接头上的关节轴承的中心O，实现当弹性抗剪结构(3)承载时只发生剪切变形。本发明的抗剪减振承力结构通过弹性抗剪结构(3)的变形吸收能量并调整翼面结构的连接刚度，降低振动水平，达到了减小结构连接处的载荷的目的。
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公开(公告)号：CN104314945A
公开(公告)日：2015-01-28
申请号：CN201410425038.3
申请日：2014-08-26
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: F16B21/12
CPC classification number: F16B21/12
Abstract: 一种防松快卸锁，属于航空直升机结构中常拆卸的整流罩、口盖的快卸连接领域。其特征在于，包括外锁座、压缩弹簧、内锁座、横销、垫圈和锁钉组成，锁座组件由外锁座、压缩弹簧、内锁座、横销组成；将压缩弹簧安装于外锁座内部后再安装内锁座，最后在内锁座、外锁座之间安装横销。锁钉组件由垫圈和锁钉组成；将锁钉装在整流罩结构上后再将垫圈装入锁钉中，最后用工具将垫圈下陷压平，使垫圈无法从锁钉中脱出。将锁座组件安装在结构口框上之后再将锁钉组件安装在整流罩结构上，整套快卸锁即安装完成。本发明结构简单、重量轻、尺寸小、外形美观、可靠性高，拆装方便。
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公开(公告)号：CN119435619A
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202411441008.1
申请日：2024-10-16
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: F16F9/14 , F16F9/512 , F16F9/32 , F16F9/34 , F16F9/44 , F16F9/36 , F16F9/58 , B64C1/30 , B64C27/04
Abstract: 本发明提供一种自适应变阻尼限位折叠装置及系统，该装置中第一内筒密封圈和第二内筒密封圈安装在内筒的两端相应密封圈安装槽内，内筒插入外筒中；外筒、内筒以及第一内筒密封圈和第二内筒密封圈形成封闭的液压油的空间；连接件从外筒一端插入，其与外筒端面贴合，连接件与外筒连接为一体，连接件在外筒另一端连接固定件以将外筒和内筒连接在一起，保证内筒和外筒可相互自由旋转；外筒的一端开有注油和排油的孔，并用密封件封堵；可调节流塞通过内筒端面的孔插入内筒中。本发明具有被动自适应变阻尼限位功能，旋转折叠超过一定速度，阻尼自适应的自动增大，无需额外的控制手段，并可实现机械限位的功能，结构简单，基础阻尼调整方便，有效解决了直升机尾部折叠限位的问题。
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公开(公告)号：CN117326079A
公开(公告)日：2024-01-02
申请号：CN202311486615.5
申请日：2023-11-09
Applicant: 中国直升机设计研究所 , 江西神州六合直升机有限责任公司
IPC: B64F1/12
Abstract: 本发明属于直升机结构设计领域，具体是一种直升机系留装置及其设计方法。装置关系如下：转接头一端与系留环铰接，另一部分为圆轴，圆轴远离系留环一端侧壁对称设有N1个导引块；固定套筒外壁设有外螺纹；固定套筒内壁对称设有N1个导引槽，导引槽一端沿径向凹陷形成挡块卡槽，转接头圆轴端的导引块沿导引槽穿过固定套筒后旋转，在挡块卡槽中安装挡块对导引块进行轴向限位；固定套筒外壁一端对称设有N2个限位块；固定衬套内壁对称设有N2个第二导引槽，且固定衬套内壁一端非导引槽区域对称设有N2个卡槽；固定套筒通过限位块沿第二导引槽穿过固定衬套，并旋转使得限位块卡入卡槽中进行限位；固定衬套通过螺接或过盈配合安装到机体结构上。
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公开(公告)号：CN115859712A
公开(公告)日：2023-03-28
申请号：CN202211459245.1
申请日：2022-11-17
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于综合强度设计领域，涉及确定不同边\端距下挤压孔边缘区应力分布规律的方法。该方法包括：将两个连接板和连接两者螺栓的挤压问题简化为连接板和连接螺栓由连接板受载接触产生的挤压问题；连接螺栓插在连接板的孔内；依据简化后的问题建立连接板和连接螺栓的2D有限元模型，其中，连接板及螺栓二维单元属性为2D‑sloid单元，用以模拟平面应变单元；以孔的边距\端距不变，按照不同端距\边距改变孔的位置，在上述建立的2D有限元模型，得到不同端距\边距的有限元模型；对各个有限元模型施加载荷，使用线性求解器进行求解，求得边界区域不同端距\边距情况下对应的最大主应力。
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