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公开(公告)号：CN113449375B
公开(公告)日：2023-03-24
申请号：CN202110427339.X
申请日：2021-04-20
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F113/26 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于飞机结构疲劳可靠性技术领域，特别涉及一种复合材料桨叶疲劳寿命的半解析计算方法。具体包括如下步骤：定义复合材料桨叶结构的坐标系及几何外形；复合材料桨叶结构的离散；计算复合材料桨叶结构的各离散点的剖面应力；根据疲劳累积损伤理论计算桨叶疲劳寿命。利用本发明的方法，能够通过桨叶结构的参数直接得到复合材料桨叶结构的疲劳寿命，且能够保证足够的计算精度，能够满足桨叶疲劳设计的快速迭代需求，实现步骤相对简单，容易操作，具有较高的计算精度和较好实际应用价值。
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公开(公告)号：CN110884683B
公开(公告)日：2022-04-29
申请号：CN201911227823.7
申请日：2019-12-04
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明为一种直升机桨叶销飞行载荷测试方法，所述测试方法包括，确定直升机飞行过程中，桨叶销的载荷来源，测得直升机桨叶根部的离心力Fc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt(t)；当挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt(t)的测试数据来自同一片桨叶，采用相同时间点的离心力Fc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt0(t)；并根据所述相同时间点的离心力Fc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt0(t)，计算由桨叶根部传递到单个桨叶销的传递载荷；所述传递载荷包括离心力Fc的传递载荷Fhc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt0(t)分别对应的等效传递挥舞力Fhb(t)和摆振力Fht(t)；根据所述离心力Fc的传递载荷Fhc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt0(t)分别对应的等效传递挥舞力Fhb(t)和摆振力Fht(t)，通过对传递载荷Fhc、挥舞力Fhb(t)和摆振力Fht(t)进行叠加，计算得到桨叶销飞行载荷Fh(t)。
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公开(公告)号：CN112407321A
公开(公告)日：2021-02-26
申请号：CN202011200702.6
申请日：2020-10-30
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于直升机结构疲劳设计技术领域，具体涉及一种基于直升机旋翼转速生成方位角信号的方法。具体包括如下步骤：S1：获取旋翼转速百分比；S2：计算瞬时转速；S3：确定转速数据采样率及载荷数据采样率；S4：建立方位角初始序列；S5：生成方位角信号。本发明是基于直升机旋翼转速生成方位角信号的方法，不需要对直升机进行测试改装，节省了大量的人力、物力，同时也避免了由于测试设备故障造成的方位角信号丢失的现象，本发明为载荷分离、提取特征参数提供了便利，有极大的工程应用价值。
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公开(公告)号：CN110884681B
公开(公告)日：2022-05-06
申请号：CN201911227728.7
申请日：2019-12-04
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明提供一种无轴承旋翼尾桨柔性梁静力试验载荷表征方法，所述载荷表征方法包括，确定柔性梁静力试验的载荷要素：基于确定的载荷要素，计算柔性梁静力试验时柔性梁考核区的挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0，选择挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0中弯曲刚度较小的值所对应的加载方向为静力试验载荷优化后的加载方向；根据所述试验载荷优化后的加载方向，将挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0中弯曲刚度较大的值所对应的弯矩，按照同等应变的方式等效为挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0中弯曲刚度较小的值所对应的弯矩。
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公开(公告)号：CN110861784B
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN201911232637.2
申请日：2019-12-04
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明属于直升机结构疲劳设计领域，提供一种直升机飞行测试载荷的疲劳累积损伤计算方法，所述计算方法包括，对所述待监测部件进行载荷测试；采用雨流计数的方法，统计所述待监测部件的载荷测试结果；采用抛物线修正方法，对平均载荷Smi和动载荷Sai进行修正，得到等效动载荷Saei；通过疲劳试验验证所述待监测部件的破坏形式，根据破坏形式确定待监测部件的疲劳S‑N曲线的形状参数和安全疲劳极限；根据所述等效动载荷Saei、所述待监测部件的高周疲劳S‑N曲线的形状参数和安全疲劳极限，及动载荷Sai和平均载荷Smi对待监测部件的作用次数ni，计算得到待监测部件在一个飞行架次的疲劳累积损伤。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112213090B
公开(公告)日：2022-11-18
申请号：CN202011022010.7
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明公开了一种直升机动部件损伤容限简化谱编制方法，包括：建立均值‑幅值载荷矩阵，根据典型任务谱对所述均值‑幅值载荷矩阵各级载荷进行排序，得到典型任务剖面的损伤容限原谱；根据动部件材料的裂纹扩展门槛值和动部件结构临界裂纹长度，计算结构的裂纹扩展门槛载荷；以结构裂纹扩展门槛载荷为限，截除所述损伤容限原谱中低于裂纹扩展门槛载荷的小载荷，简化载荷谱；对所述的损伤容限原谱中最大载荷所在状态进行分析，假设状态载荷服从正态分布，外推得到最大载荷，将此最大载荷替换损伤容限原谱中最大载荷；按裂纹扩展增量等效原则，使用材料裂纹扩展速率曲线，将被合并状态的次数等效到目标状态载荷值下的次数，得到损伤容限简化谱。
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公开(公告)号：CN113420366B
公开(公告)日：2022-09-06
申请号：CN202110427337.0
申请日：2021-04-20
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于直升机结构疲劳设计技术领域，具体涉及一种桨叶防除冰加热组件粘接强度验证方法。本发明采用小样件试验结合有限元应力计算对粘接面的静强度和疲劳寿命进行评估，采用小样件试验替代全尺寸性能试验，节省了大量试验资源，并且通过4点弯曲疲劳加载方法，有效地对考核区均匀施加多个试验载荷，有效评定防除冰加热组件脱粘检查周期，本发明为防除冰加热组件粘接强度验证提供了方法，有极大的工程应用价值。
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公开(公告)号：CN114112348A
公开(公告)日：2022-03-01
申请号：CN202111376169.3
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明提供了一种直升机复合材料尾段缺陷容限试验验证方法，包括：模拟复合材料尾段在制造过程产生的不可检测制造缺陷；模拟复合材料尾段在使用过程中产生的低能量冲击损伤；在复合材料尾段贴应变片；将复合材料尾段安装在过渡段假件上；在复合材料尾段的尾梁上选择应力小的位置施加侧向和垂向载荷；在复合材料尾段的平尾气动中心位置施加平尾气动载荷；在复合材料尾段的尾桨毂中心施加侧向和垂向载荷；开展第一阶段疲劳试验和极限载荷验证试验；基于第二冲击能量对复合材料尾段各框连接区的蒙皮进行冲击损伤；开展第二阶段疲劳试验和剩余强度验证试验。
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公开(公告)号：CN113449375A
公开(公告)日：2021-09-28
申请号：CN202110427339.X
申请日：2021-04-20
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F113/26 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于飞机结构疲劳可靠性技术领域，特别涉及一种复合材料桨叶疲劳寿命的半解析计算方法。具体包括如下步骤：定义复合材料桨叶结构的坐标系及几何外形；复合材料桨叶结构的离散；计算复合材料桨叶结构的各离散点的剖面应力；根据疲劳累积损伤理论计算桨叶疲劳寿命。利用本发明的方法，能够通过桨叶结构的参数直接得到复合材料桨叶结构的疲劳寿命，且能够保证足够的计算精度，能够满足桨叶疲劳设计的快速迭代需求，实现步骤相对简单，容易操作，具有较高的计算精度和较好实际应用价值。
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公开(公告)号：CN111003203A
公开(公告)日：2020-04-14
申请号：CN201911227612.3
申请日：2019-12-04
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明提供一种直升机自动倾斜器大轴承飞行载荷测试方法，所述测试方法包括，直升机飞行过程中，测量自动倾斜器的至少一根变距拉杆的轴向载荷，得到所述至少一根变距拉杆的载荷时间历程数据；根据至少一根变距拉杆的载荷时间历程数据，得到多根变距拉杆的载荷时间历程数据；根据力学平衡原理，计算所述多根变距拉杆的载荷时间历程数据，得到自动倾斜器大轴承合力的载荷时间历程数据；根据所述多根变距拉杆的载荷时间历程数据和变距拉杆距在轴线方向与旋翼轴的垂直距离，根据所述多根变距拉杆在桨叶俯视逆时针旋转方向或桨叶俯视顺时针旋转方向的力矩时间历程数据，计算得到自动倾斜器大轴承合力矩时间历程数据。
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