-
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。
-
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。
-
公开(公告)号：CN110884684B
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN201911227893.2
申请日：2019-12-04
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明为一种直升机无轴承尾桨叶弹击后的强度试验设计方法，包括：按强度试验要求，对尾桨叶进行弹击，并确定弹击的位置；对弹击后的尾桨叶进行夹具夹持；在弹击后尾桨叶的端部进行铰支点连接；尾桨叶的试验载荷加载：选取离心力FC、袖套压力Fx、挥舞弯矩My、摆振弯矩Mz和扭矩Mx作为弹击后尾桨叶疲劳试验的加载载荷；对飞行载荷谱所有状态的最大实测动载荷进行从大到小排序，按载荷级数对飞行载荷谱的时间比例进行切割，选取每级中的最大动载荷覆盖对应每级区间内的所有动载荷，分别对弹击后尾桨叶翼型段和袖套进行疲劳试验；选取飞行载荷谱中的最大使用载荷作为剩余强度试验的限制载荷，分别对弹击后尾桨叶翼型段和袖套进行剩余强度试验。
-
公开(公告)号：CN110704951B
公开(公告)日：2021-10-15
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。
-
公开(公告)号：CN110884684A
公开(公告)日：2020-03-17
申请号：CN201911227893.2
申请日：2019-12-04
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明为一种直升机无轴承尾桨叶弹击后的强度试验设计方法，包括：按强度试验要求，对尾桨叶进行弹击，并确定弹击的位置；对弹击后的尾桨叶进行夹具夹持；在弹击后尾桨叶的端部进行铰支点连接；尾桨叶的试验载荷加载：选取离心力FC、袖套压力Fx、挥舞弯矩My、摆振弯矩Mz和扭矩Mx作为弹击后尾桨叶疲劳试验的加载载荷；对飞行载荷谱所有状态的最大实测动载荷进行从大到小排序，按载荷级数对飞行载荷谱的时间比例进行切割，选取每级中的最大动载荷覆盖对应每级区间内的所有动载荷，分别对弹击后尾桨叶翼型段和袖套进行疲劳试验；选取飞行载荷谱中的最大使用载荷作为剩余强度试验的限制载荷，分别对弹击后尾桨叶翼型段和袖套进行剩余强度试验。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110789727A
公开(公告)日：2020-02-14
申请号：CN201910965702.6
申请日：2019-10-11
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于直升机强度试验技术领域，具体涉及一种直升机尾桨柔性梁扭转变形段疲劳试验设计方法，该方法包括以下步骤，第一步设计尾桨柔性梁扭转变形段疲劳试验件加载接头；第二步，设计能够模拟直升机上下盖板与柔性梁中央连接区真实连接方式的试验夹具将柔性梁固定在试验台上；第三步，设计能够在柔性梁扭转变形段疲劳试验件改造接头处对试验件施加扭矩载荷的加载夹具；第四步，根据结构疲劳载荷谱确定试验载荷，第五步，确定试验环境，第六步，对试验件的刚度变化进行定期测量，并检查试验件的损伤情况。本发明提出的试验方法简单易行。
-
公开(公告)号：CN119442458A
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202411434311.9
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于结构设计领域，涉及一种摇臂式尾起落架机上接头及支撑结构设计方法。该方法包括：根据直升机总体布局、尾起落架结构及交点数据确定前接头位置、后接头位置；前接头包括前接头B与前接头A结构相同且对称；根据前接头位置以及前接头载荷，设计前接头结构和前框位置；根据后接头位置以及后接头载荷，设计后接头结构和后框位置；根据前接头结构和前框位置、后接头结构和后框位置以及前接头和后接头的载荷传递路径，创建前、后接头及机身支撑结构的初始有限元模型。
-
公开(公告)号：CN114235360B
公开(公告)日：2023-10-27
申请号：CN202111376236.1
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桨叶实测载荷相位关系的分析方法，包括：根据飞行参数识别直升机的飞行姿态；在飞行姿态下，以预设数据量为间隔将直升机桨叶的载荷数据进行分段；其中，所述预设数据量包括2K个，K为大于零的整数；根据傅里叶变换确定所述载荷数据的第一频率；其中，所述第一频率对应的幅值最大；根据所述第一频率获取所述载荷数据的相位角；根据所述相位角确定所述载荷数据的相位差；本发明提出一种基于直升机桨叶实测载荷的相位关系的分析方法，其获得的相位关系可用于桨叶强度计算、制定试验加载方案以及结构减重优化，有很大的工程应用前景。
-
公开(公告)号：CN110889172B
公开(公告)日：2023-03-28
申请号：CN201911229067.1
申请日：2019-12-04
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15
Abstract: 本发明属于直升机旋翼系统强度设计，涉及直升机旋翼系统弹击损伤预制方法。其包括：确定旋翼系统部件的非关重部件和关重部件；将旋翼系统部件的关重部件划分为第一关重部位和第二关重部位，确定第二关重部位的薄弱点及其失效模式，根据第二关重部位的薄弱点及其失效模式确定第二关重部位的弹击点及其弹击角度；根据待验证部件的工作转速、待验证部件的第二关重部位的弹击点，计算待验证部件的第二关重部位的弹击点的叠加线速度；根据抗弹击设计参数和第二关重部位的弹击点的叠加线速度，确定枪弹参数；按照枪弹参数以第二关重部位的弹击点所对应的弹击角度进行弹击试验。能够制定弹击方案完成试验件的弹击损伤制备。
-
公开(公告)号：CN112407321B
公开(公告)日：2022-05-31
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。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
44
records
(took 0.023 seconds)
