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公开(公告)号：CN112052523B
公开(公告)日：2022-12-06
申请号：CN202011020364.8
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于载荷特性比对的直升机旋翼动部件强度设计方法，包括：获取直升机旋翼动部件静强度载荷特性影响系数，计算载荷状态更改后部件极限强度裕度；建立直升机旋翼动部件疲劳载荷影响系数模型，绘制疲劳载荷影响系数随寿命的变化曲线，分析载荷更改对疲劳性能影响程度；利用更改前评强度估结果和试验测试数据，评估旋翼动部件静强度和疲劳寿命，并指导设计更改完善。本发明方法充分借助更改前评强度估结果和试验测试数据，能简便有效地评估旋翼动部件静强度和疲劳寿命，并指导设计更改完善。
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公开(公告)号：CN112182875A
公开(公告)日：2021-01-05
申请号：CN202011022238.6
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F119/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种试验导向的直升机旋翼金属件疲劳设计方法，包括：确定目标寿命试验对应的打样疲劳极限，以此计算旋翼金属部件不同材料、擦蚀模式下开展疲劳试验的最大加载载荷，并试验载荷下的分析；根据反算疲劳试验中旋翼动部件各材料、擦蚀模式状态下的试验打样疲劳极限；考虑应力比效应进行静载修正，计算各特征载荷打样等效动载荷，评估结构疲劳寿命；确定旋翼动部件危险部位优化尺寸并指导设计，满足疲劳试验考核目标要求。本方法对特性试验加速载荷下的试验件及配套件的强度、刚度及边界约束是否能够满足要求有了提前的预判，避免了试验方案设计不合理造成提前失效。
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公开(公告)号：CN119239973A
公开(公告)日：2025-01-03
申请号：CN202411434240.2
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/00 , G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F119/04
Abstract: 本发明属于结构强度设计技术领域，公开了一种考虑折叠和系留过载的直升机桨叶销疲劳寿命评估方法，步骤如下：步骤一：评估桨叶折叠状态下的桨叶销载荷及疲劳损伤；步骤二：评估系留过载下桨叶销载荷及疲劳损伤；步骤三：评估折叠状态叠加系留过载下的桨叶销疲劳寿命。
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公开(公告)号：CN118839428A
公开(公告)日：2024-10-25
申请号：CN202411003443.6
申请日：2024-07-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14 , G06F111/10 , G06F111/04
Abstract: 本发明属于直升机旋翼系统强度设计领域，尤其涉及双弹性轴承构型桨毂中央件‑支臂双路载荷传递分载方法。首先，将实体模型简化为以物理量为要素的虚拟模型；接着，结合实体模型载荷传递路径特征，结合有限元软件解出各个部位的等效刚度；最后，根据虚拟模型的数量关系解得两路载荷的比值关系。本方法所需算力更小，基于试验结果的分析方法更为精准。同时，本方法可拓展至结构件的多路载荷传递分析，包括但不限于其他直升机的支臂载荷传递分析、桨毂金属件载荷分析、以及弹性轴承载荷传递分析。
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公开(公告)号：CN115719016A
公开(公告)日：2023-02-28
申请号：CN202211442457.9
申请日：2022-11-17
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G06F119/02 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于结构强度设计领域，涉及考虑载荷顺序的直升机金属动部件高周疲劳损伤演变方法。方法包括：根据考虑应力比和载荷顺序效应的高周疲劳损伤模型，基于有限元理论，评估变幅加载下直升机旋翼金属结构的高周疲劳损伤演变过程，预测高周疲劳寿命。
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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：CN112487548A
公开(公告)日：2021-03-12
申请号：CN202011214956.3
申请日：2020-11-03
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于打样疲劳载荷的直升机旋翼动部件优化方法，包括：基于直升机旋翼动部件的目标低疲劳寿命，得到目标低周疲劳寿命对应的低周打样等效动应力；考虑应力比效应，获得旋翼动部件低周最大应力，基于此对旋翼动部件危险截面进行优化，满足低周疲劳寿命指标要求；确定直升机结构疲劳寿命，计算直升机结构的目标高周疲劳寿命对应的高周打样疲劳极限；确定满足高周疲劳寿命要求的设计动载荷，并计算对应的高周打样等效动应力；基于旋翼动部件材料安全疲劳极限，确定满足条件的等效动应力，使直升机旋翼动部件满足高周疲劳寿命的要求；优化旋翼动部件危险截面，满足高周疲劳寿命的设计要求。
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公开(公告)号：CN112487548B
公开(公告)日：2022-05-20
申请号：CN202011214956.3
申请日：2020-11-03
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于打样疲劳载荷的直升机旋翼动部件优化方法，包括：基于直升机旋翼动部件的目标低疲劳寿命，得到目标低周疲劳寿命对应的低周打样等效动应力；考虑应力比效应，获得旋翼动部件低周最大应力，基于此对旋翼动部件危险截面进行优化，满足低周疲劳寿命指标要求；确定直升机结构疲劳寿命，计算直升机结构的目标高周疲劳寿命对应的高周打样疲劳极限；确定满足高周疲劳寿命要求的设计动载荷，并计算对应的高周打样等效动应力；基于旋翼动部件材料安全疲劳极限，确定满足条件的等效动应力，使直升机旋翼动部件满足高周疲劳寿命的要求；优化旋翼动部件危险截面，满足高周疲劳寿命的设计要求。
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公开(公告)号：CN112182875B
公开(公告)日：2022-09-06
申请号：CN202011022238.6
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F119/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种试验导向的直升机旋翼金属件疲劳设计方法，包括：确定目标寿命试验对应的打样疲劳极限，以此计算旋翼金属部件不同材料、擦蚀模式下开展疲劳试验的最大加载载荷，并试验载荷下的分析；根据反算疲劳试验中旋翼动部件各材料、擦蚀模式状态下的试验打样疲劳极限；考虑应力比效应进行静载修正，计算各特征载荷打样等效动载荷，评估结构疲劳寿命；确定旋翼动部件危险部位优化尺寸并指导设计，满足疲劳试验考核目标要求。本方法对特性试验加速载荷下的试验件及配套件的强度、刚度及边界约束是否能够满足要求有了提前的预判，避免了试验方案设计不合理造成提前失效。
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公开(公告)号：CN114091177A
公开(公告)日：2022-02-25
申请号：CN202111376513.9
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F119/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种直升机法兰螺栓载荷分析和低周疲劳寿命预测方法，所述方法包括：基于直升机法兰螺栓的分布形式进行载荷分析，计算所述法兰螺栓的最大载荷值；基于所述法兰螺栓的最大载荷值、直升机法兰螺栓的首圈螺纹和螺栓头最小截面，计算直升机法兰螺栓的最大局部应力；基于所述直升机法兰螺栓的最大局部应力得到法兰螺栓的低周疲劳静应力和动应力的表示方法；基于寿命模型、法兰螺栓的低周疲劳静应力和动应力得到直升机法兰螺栓低周疲劳等效动应力表达式，并采用全范围S‑N曲线评估低周疲劳寿命。
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