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公开(公告)号：CN112179595A
公开(公告)日：2021-01-05
申请号：CN202011020414.2
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机身整流罩振动疲劳试验验证方法，包括在机身整流罩上布设测量设备、机身整流罩支持边界模拟；振动疲劳试验载荷谱编制；试验前检查；进行振动疲劳试验，并在试验过程中保证周期检查；试验终止后检查，确定结构振动疲劳危险部位和振动疲劳寿命。本发明提供了整流罩件振动疲劳试验载荷谱的编制方法、试验加载方法以及试验操作过程，针对直升机机身整流罩结构，根据其动力学特性及复杂振动载荷环境分布特性，通过基于固有频率、振型以及振动响应的多目标参数优化分析，完成支持边界设计；本发明方法能通过试验验证结构件的振动疲劳破坏危险部位和寿命，保证直升机结构振动疲劳安全。
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公开(公告)号：CN112485135A
公开(公告)日：2021-03-12
申请号：CN202011199904.3
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强度试验技术领域，重点涉及一种刚性旋翼复合材料长拉杆疲劳试验装置及验证方法。所述疲劳试验装置(100)包括基座(1)、第一支座(2)、径向约束卡环支座(3)、过渡连接支座(4)、力传感器(5)、作动器(6)、第二支座(7)；所述第一支座(2)、径向约束卡环(3)、过渡连接支座(4)、第二支座(7)从左到右依次设置于所述基座(1)的上端面。本发明通过径向卡环约束大大提高长拉杆的失稳临界载荷，避免长拉杆试验时失稳，既解决了复合材料长拉杆试验载荷升级过程中易失稳问题，同时解决不同长度尺寸疲劳试验验证问题，在满足复合材料长拉杆疲劳验证的要求基础上有很高的工程应用价值。
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公开(公告)号：CN118917086A
公开(公告)日：2024-11-08
申请号：CN202411003437.0
申请日：2024-07-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及材料级性能表征领域，涉及一种金属元件渐进拟合振动疲劳性能表征方法。首先根据各试验件的初始激励应力以及破坏寿命进行拟合获得初始S‑N曲线；根据各个试验件危险剖面的真实应力随试验次数变化的记录值，采用损伤等效原理，结合初始S‑N曲线，获得当量一次真实应力；随后根据各试验件的当量一次真实应力以及破坏寿命进行拟合获得一次迭代S‑N曲线；同样采用损伤等效原理重复获得当量二次真实应力，相比以往振动疲劳性能研究，能提升疲劳性能表征方法描述的准确性，确保更加真实的反映材料的振动疲劳特性。
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公开(公告)号：CN119416346A
公开(公告)日：2025-02-11
申请号：CN202411434295.3
申请日：2024-10-15
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: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及直升机部件强度设计领域，特别涉及一种上下分体式可倾转桨毂强度设计方法。该方法包括：根据上下分体式可倾转桨毂结构和载荷，开展传力路线分析，并确定危险部位；根据上下分体式可倾转桨毂载荷和危险部位，确定所有危险部位的特征载荷集合；根据上下分体式可倾转桨毂结构，采用有限元仿真或工程方法，确定上、下桨毂及其连接结构上，升力方向载荷/弯矩分配关系；步骤四：根据上下分体式可倾转桨毂结构和变总距和变转速操纵过程，确定变距摇臂结构载荷作用范围；根据步骤一至步骤四结果，开展上下分体式可倾转桨毂结构有限元仿真，进行应力计算。
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公开(公告)号：CN115791122A
公开(公告)日：2023-03-14
申请号：CN202211439899.8
申请日：2022-11-17
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于疲劳试验领域，涉及一种无轴承旋翼中央件疲劳试验设计方法。该方法包括：在无轴承旋翼中央件疲劳试验特征载荷选取时，考虑要模拟中央件本体上载荷分布情况，以及对中央件强度影响的重要程度，选取挥舞弯矩和摆振弯矩作为特征载荷，同时将施加的离心力作为环境载荷；将无轴承旋翼中央件与挥舞支臂对接剖面处作为载荷监控位置，其中，该剖面的挥舞弯矩、摆振弯矩以及离心力与试验设计载荷保持一致；将无轴承中央件桨毂中心处作为载荷监测位置，考虑到控制系统精度和可实施性，该载荷监测位置的主轴弯矩和主轴扭矩处于试验设计载荷5％的误差范围内。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112179595B
公开(公告)日：2022-06-21
申请号：CN202011020414.2
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机身整流罩振动疲劳试验验证方法，包括在机身整流罩上布设测量设备、机身整流罩支持边界模拟；振动疲劳试验载荷谱编制；试验前检查；进行振动疲劳试验，并在试验过程中保证周期检查；试验终止后检查，确定结构振动疲劳危险部位和振动疲劳寿命。本发明提供了整流罩件振动疲劳试验载荷谱的编制方法、试验加载方法以及试验操作过程。针对直升机机身整流罩结构，根据其动力学特性及复杂振动载荷环境分布特性，通过基于固有频率、振型以及振动响应的多目标参数优化分析，完成支持边界设计；本发明方法能通过试验验证结构件的振动疲劳破坏危险部位和寿命，保证直升机结构振动疲劳安全。
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公开(公告)号：CN119475555A
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202411438514.5
申请日：2024-10-15
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: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及飞行器部件强度分析领域，涉及一种共轴旋翼传动系统输入锥齿轮轴疲劳强度分析方法。该方法包括：根据共轴旋翼减速器构型、输入锥齿轮轴受载分析以及结构特性，确定危险剖面；根据上、下旋翼啮合载荷，以及啮合载荷输入锥齿轮轴的相对运动关系，确定危险剖面的静、动载荷；根据危险剖面静、动载荷得到静、动应力，进而得到剖面等效动应力；根据材料S‑N曲线及扭矩谱，获得各状态的疲劳损伤；根据Miner线性累积损伤理论，得到输入锥齿轮轴的安全疲劳寿命。
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公开(公告)号：CN114112267B
公开(公告)日：2023-12-29
申请号：CN202111391825.7
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明提供一种直升机全动平尾振动疲劳试验方法，包括以下步骤：根据直升机全动平尾组件的实际破坏模式，选择疲劳危险部位设置应变片，并在全动平尾上设置加速度传感器；全动平尾安装在机上接头假件上，机上接头假件利用夹具固定在试验台上，所述机上接头假件满足模拟真实装机边界条件；振动疲劳试验中采用循环加载的方式，编制振动疲劳试验载荷加载过程，其中，每个循环包括：振动载荷持续→常规疲劳载荷施加→常规疲劳载荷稳定→常规疲劳载荷卸载→振动载荷持续；振动疲劳试验前对全动平尾组件初始质量进行检查，同时采用预设幅值进行扫频试验，对试验件安装的初始动特性进行检测；根据编制的振动疲劳试验载荷谱进行全动平尾组件振动疲劳试验。
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公开(公告)号：CN112485135B
公开(公告)日：2022-09-13
申请号：CN202011199904.3
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强度试验技术领域，重点涉及一种刚性旋翼复合材料长拉杆疲劳试验装置及验证方法。所述疲劳试验装置(100)包括基座(1)、第一支座(2)、径向约束卡环支座(3)、过渡连接支座(4)、力传感器(5)、作动器(6)、第二支座(7)；所述第一支座(2)、径向约束卡环(3)、过渡连接支座(4)、第二支座(7)从左到右依次设置于所述基座(1)的上端面。本发明通过径向卡环约束大大提高长拉杆的失稳临界载荷，避免长拉杆试验时失稳，既解决了复合材料长拉杆试验载荷升级过程中易失稳问题，同时解决不同长度尺寸疲劳试验验证问题，在满足复合材料长拉杆疲劳验证的要求基础上有很高的工程应用价值。
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公开(公告)号：CN114112267A
公开(公告)日：2022-03-01
申请号：CN202111391825.7
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明提供一种直升机全动平尾振动疲劳试验方法，包括以下步骤：根据直升机全动平尾组件的实际破坏模式，选择疲劳危险部位设置应变片，并在全动平尾上设置加速度传感器；全动平尾安装在机上接头假件上，机上接头假件利用夹具固定在试验台上，所述机上接头假件满足模拟真实装机边界条件；振动疲劳试验中采用循环加载的方式，编制振动疲劳试验载荷加载过程，其中，每个循环包括：振动载荷持续→常规疲劳载荷施加→常规疲劳载荷稳定→常规疲劳载荷卸载→振动载荷持续；振动疲劳试验前对全动平尾组件初始质量进行检查，同时采用预设幅值进行扫频试验，对试验件安装的初始动特性进行检测；根据编制的振动疲劳试验载荷谱进行全动平尾组件振动疲劳试验。
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