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公开(公告)号：CN117446204A
公开(公告)日：2024-01-26
申请号：CN202311483670.9
申请日：2023-11-09
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明提供一种无人直升机桨叶雷击后强度试验验证方法及系统，属于直升机结构强度设计技术领域，该方法先进行桨叶雷电流冲击试验并完成桨叶雷击后含损伤试验件的制备，再根据桨叶实测飞行载荷和直升机任务剖面确定雷击后桨叶剩余寿命试验载荷谱和剩余强度试验载荷，通过模拟直升机桨叶受载和约束方式，对雷击后的桨叶试验件进行剩余寿命疲劳试验和剩余强度试验；直升机桨叶在实际飞行中受载形式复杂，本发明中试验载荷覆盖了桨叶实测飞行谱所有可能出现的状态，并真实模拟直升机桨叶受载和约束方式，可以真实有效地对桨叶雷击后的剩余寿命和剩余强度进行验证，保证桨叶遭受雷击后的安全性。
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公开(公告)号：CN110704951A
公开(公告)日：2020-01-17
申请号：CN201910929839.6
申请日：2019-09-29
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/04
Abstract: 本发明公开一种直升机尾段疲劳试验载荷谱编制方法，包括编制直升机的典型任务剖面；确定直升机典型任务剖面各状态的配重方案，分析计算对应飞行载荷；建立直升机全机有限元模型，分析计算全机载荷及应力分布；选择直升机尾段的疲劳危险部位为尾1框，特征载荷为尾1框的弯矩；提取直升机典型任务剖面各状态尾1框的弯矩，编制尾1框弯矩试验载荷谱并对试验载荷谱进行“雨流”计数；剔除动载荷小于最大动载荷预定比例的相应状态，形成最终的尾段疲劳试验状态谱。本发明的方法通过选择尾1框弯矩作为特征载荷，可综合反映尾桨载荷、平尾载荷等多个载荷协调影响，可通过“雨流”计数结果，对试验载荷的状态进行筛选简化，从而可节省试验周期。
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公开(公告)号：CN110654569B
公开(公告)日：2022-01-07
申请号：CN201910937662.4
申请日：2019-09-29
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明公开一种直升机尾段疲劳试验载荷模拟简化方法，包括：确定尾13框区域和尾1框区域作为载荷简化的关键控制区；选择尾段疲劳试验施加的载荷为3个加载点5个加载要素；提取直升机各状态下，尾1框和尾13框的理论计算弯矩；确定影响尾13框和尾1框载荷的试验载荷；根据力的平衡，计算确定尾桨试验载荷和尾梁试验载荷；将确定的试验载荷作用在尾段有限元模型上，分析试验载荷下的应力分布情况，并和尾段理论载荷下的应力分布情况进行对比。本发明的方法选择尾段疲劳试验施加的载荷为尾桨毂中心、平尾气动中心和尾梁中心等3个加载点，和平尾试验载荷、尾桨试验载荷和尾梁试验载荷等5个载荷要素，大大简化了加载方案，适用于尾段疲劳试验。
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公开(公告)号：CN110789733A
公开(公告)日：2020-02-14
申请号：CN201910965713.4
申请日：2019-10-11
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，涉及一种直升机尾桨柔性梁疲劳寿命评定方法，该方法第一步，施加离心力和挥舞弯矩对尾桨柔性梁挥舞变形段进行疲劳试验；第二步测量疲劳试验过程中特征剖面的动态应变，第三步，根据尾桨柔性梁挥舞变形段疲劳试验结果分析确定柔性梁挥舞变形段特征剖面的应变安全疲劳极限；第四步，确定柔性梁挥舞变形段特征剖面实测载荷谱等效动应变；第五步，根据柔性梁挥舞变形段特征剖面的应变安全疲劳极限和实测载荷谱等效动应变，对柔性梁挥舞变形段进行损伤计算和寿命评定。采用本发明提出的评定方法，评定结果与真实值更为接近，同时，将多个载荷变量统一为一个特征载荷，便于工程应用。
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公开(公告)号：CN119437674A
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202411434307.2
申请日：2024-10-15
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领域，涉及一种大尺寸复合材料桨叶过渡段疲劳试验方法。该方法包括：定义桨叶载荷与坐标系；确定桨叶过渡段考核区及考核剖面的试验载荷，试验载荷包括离心力、挥舞弯矩、摆振弯矩；确定试验件长度，将2个试验加载点设置在过渡段两侧；改造试验件，得到桨叶改造件；桨叶改造件包括桨叶根部段、过渡段和部分翼型段；按桨叶根部孔的结构尺寸，设计制造与根部连接的桨叶延长件，延长件一端与桨叶根部段连接孔通过螺栓连接，另一端设计连接接头，用于与试验台约束机构连接；金属延长件剖面尺寸应使其弯曲刚度EI与桨叶弯曲刚度相近；在考核剖面贴应变片，并标定。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110789733B
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN201910965713.4
申请日：2019-10-11
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，涉及一种直升机尾桨柔性梁疲劳寿命评定方法，该方法第一步，施加离心力和挥舞弯矩对尾桨柔性梁挥舞变形段进行疲劳试验；第二步测量疲劳试验过程中特征剖面的动态应变，第三步，根据尾桨柔性梁挥舞变形段疲劳试验结果分析确定柔性梁挥舞变形段特征剖面的应变安全疲劳极限；第四步，确定柔性梁挥舞变形段特征剖面实测载荷谱等效动应变；第五步，根据柔性梁挥舞变形段特征剖面的应变安全疲劳极限和实测载荷谱等效动应变，对柔性梁挥舞变形段进行损伤计算和寿命评定。采用本发明提出的评定方法，评定结果与真实值更为接近，同时，将多个载荷变量统一为一个特征载荷，便于工程应用。
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公开(公告)号：CN108071651A
公开(公告)日：2018-05-25
申请号：CN201711230991.2
申请日：2017-11-29
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: F16B39/04
CPC classification number: F16B39/04
Abstract: 本发明提供了一种螺钉螺母一体化自锁机构，涉及机械紧固件结构设计领域。该机构包括螺钉，所述螺钉的底端截面为多面体，并自该端向螺帽方向延伸有通孔；顶出销，设置在所述通孔内；托板螺母，与所述螺钉螺纹配合；构件，固定设置有弹簧套筒，所述弹簧套筒向托板螺母方向开有盲孔，所述盲孔内设置有沿盲孔轴向运动的滑块，所述滑块与所述盲孔底端之间设置有弹簧，所述滑块背离弹簧的一侧设置有与所述螺钉多面柱相匹配的多面体凹槽，所述顶出销凸出所述通孔的部分能够将所述滑块与所述螺钉分离。该发明采用顶出销的方式在弹簧的作用下实现了开锁/解锁的功能，自锁/开锁方式快捷可靠，使装备能够快速得到维护。
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公开(公告)号：CN119442845A
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202411434312.3
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/27 , G16C60/00 , G06N3/0464 , G06N3/08 , G06N20/00 , G06F113/26 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于直升机复合材料高温疲劳性能预测技术领域，涉及融合机器学习的复合材料疲劳刚度退化预测方法及装置。该方法包括：以纤维方向复合材料层合板为研究对象，利用卷积神经网络算法，实现了不同温度下玻璃纤维复合材料纤维方向拉‑拉疲劳刚度退化规律的准确预测。
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公开(公告)号：CN119442462A
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202411434341.X
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/02 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种主旋翼无轴承柔性梁强度获取方法和装置，该方法包括：获取主旋翼无轴承柔性梁的粗纱缠绕大梁带的应力；粗纱缠绕大梁带包括根部连接区和桨叶连接区；获取主旋翼无轴承柔性梁的厚板大梁带的应力；厚板大梁带包括挥舞变形区；获取主旋翼无轴承柔性梁的十字形典型铺层的应力；十字形典型铺层包括扭转变形区；根据粗纱缠绕大梁带、厚板大梁带和十字形典型铺层的应力，获取主旋翼无轴承柔性梁强度。无轴承旋翼能够通过本发明提供的强度分析方法得到强度及疲劳寿命计算结果，且保障飞行器的研制及使用保障。
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公开(公告)号：CN110654569A
公开(公告)日：2020-01-07
申请号：CN201910937662.4
申请日：2019-09-29
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明公开一种直升机尾段疲劳试验载荷模拟简化方法，包括：确定尾13框区域和尾1框区域作为载荷简化的关键控制区；选择尾段疲劳试验施加的载荷为3个加载点5个加载要素；提取直升机各状态下，尾1框和尾13框的理论计算弯矩；确定影响尾13框和尾1框载荷的试验载荷；根据力的平衡，计算确定尾桨试验载荷和尾梁试验载荷；将确定的试验载荷作用在尾段有限元模型上，分析试验载荷下的应力分布情况，并和尾段理论载荷下的应力分布情况进行对比。本发明的方法选择尾段疲劳试验施加的载荷为尾桨毂中心、平尾气动中心和尾梁中心等3个加载点，和平尾试验载荷、尾桨试验载荷和尾梁试验载荷等5个载荷要素，大大简化了加载方案，适用于尾段疲劳试验。
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