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公开(公告)号：CN111079225B
公开(公告)日：2023-03-24
申请号：CN201911227891.3
申请日：2019-12-04
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/04
Abstract: 本发明属于直升机结构疲劳设计领域，具体涉及一种直升机结构疲劳寿命曲线计算方法及装置。该方法包括：确定相应结构的全范围S‑N曲线；获取直升机结构的载荷谱并对直升机结构的载荷谱进行处理得到预处理载荷谱；根据全范围S‑N曲线和预处理载荷谱计算疲劳寿命曲线点；根据疲劳寿命曲线点确定直升机结构疲劳寿命曲线。本方法能基于全范围S‑N曲线，得到更精确的直升机结构疲劳寿命曲线。
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公开(公告)号：CN112197947B
公开(公告)日：2022-06-21
申请号：CN202011020404.9
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低寿命区寿命曲线扩展计算的方法，包：针对直升机待进行疲劳评定的金属结构，建立其多种破坏模式下的全范围疲劳特性曲线函数，将每一种破坏模式下的全范围疲劳特性曲线绘制在对数坐标系中；对于每个破坏模式下的全范围疲劳特性曲线，将曲线的起点和各拐点作为特征点，从其中选取纵坐标值最大的特征点，继而确定作为基准函数的疲劳特性曲线函数对应的破坏模式，将其余的破坏模式的疲劳特性曲线函数作为迭代函数；基于所述基准函数和迭代函数，通过迭代的方式计算疲劳寿命折算系数，然后分别采用基准函数和利用所述疲劳寿命折算系数修正过的疲劳极限，通过损伤累积的方法计算寿命曲线，即可得到破坏模式下低寿命区间曲线。
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公开(公告)号：CN114184493A
公开(公告)日：2022-03-15
申请号：CN202111382518.2
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01N3/20
Abstract: 本申请提供一种获取直升机非旋转坐标系下桨毂弯矩的测试方法，方法包括：确定方位角信号发射器与旋翼轴弯矩测量设备的安装角度θ1；确定方位角信号接收器与直升机机体纵向中心线的角度θ2；计算相位差(θ1+θ2)；提取两个旋翼轴弯矩测量点在方位角信号接收器输出脉冲信号时的第一旋翼轴加载弯矩，以及脉冲1/4个循环前的第二旋翼轴加载弯矩；根据相位差(θ1+θ2)，分别对每个旋翼轴弯矩测量点的第一旋翼轴加载弯矩和第二旋翼轴加载弯矩进行分解，获得与旋翼轴弯矩测量点对应的直升机机体横向弯矩和纵向弯矩；根据两个旋翼轴弯矩测量点位置，将两个旋翼轴弯矩测量点的直升机机体横向弯矩和纵向弯矩，转化为直升机非旋转坐标系下桨毂弯矩。
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公开(公告)号：CN110920932A
公开(公告)日：2020-03-27
申请号：CN201911231127.3
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、试飞技术领域，具体涉及一种确定直升机安定面安装结构的载荷谱的方法及装置。该方法包括:确定直升机的飞行状态；采集所述飞行状态下各个测量点的电压值，根据各个测量点处载荷与电压值的对应关系确定所述飞行状态下各个测量点的载荷；根据直升机安定面的测量点和直升机的飞行状态下各个测量点的动态载荷确定直升机安定面的载荷分布规律；根据载荷分布规律、两个测量点的位置和载荷以及安装点的位置，确定直升机安定面安装结构的安装点的载荷；根据安装点的载荷和直升机的飞行状态确定直升机安定面安装结构的载荷谱。该方法能够通过安装结构实测载荷评定直升机安定面安装结构的寿命。
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公开(公告)号：CN119442456A
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202411434227.7
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于结构疲劳技术领域，公开了一种直升机桨毂支臂疲劳损伤评估方法，步骤一：采集评估架次的桨毂支臂挥舞弯矩Mb和摆振弯矩Mt时间历程数据曲线；步骤二：确定桨毂支臂耳片力转换结构几何参数；步骤三：计算桨毂支臂上耳片力F1和下耳片力F2时间历程曲线；步骤四：对上耳片力F1和下耳片力F2时间历程曲线分别进行雨流计数，得到桨毂支臂上耳片力各级交变载荷S1j和载荷频数n1j，下耳片力各级交变载荷S2j和载荷频数n2j；步骤五：确定桨毂支臂挥舞弯矩疲劳极限Mb∞和相对应的摆振弯矩疲劳极限Mt∞步骤六：计算各级疲劳交变载荷S的疲劳寿命循环次数N；步骤七：计算上耳片损伤D1j，计算下耳片损伤D2j，计算桨毂支臂上下耳片总损伤。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110920932B
公开(公告)日：2022-04-29
申请号：CN201911231127.3
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、试飞技术领域，具体涉及一种确定直升机安定面安装结构的载荷谱的方法及装置。该方法包括:确定直升机的飞行状态；采集所述飞行状态下各个测量点的电压值，根据各个测量点处载荷与电压值的对应关系确定所述飞行状态下各个测量点的载荷；根据直升机安定面的测量点和直升机的飞行状态下各个测量点的动态载荷确定直升机安定面的载荷分布规律；根据载荷分布规律、两个测量点的位置和载荷以及安装点的位置，确定直升机安定面安装结构的安装点的载荷；根据安装点的载荷和直升机的飞行状态确定直升机安定面安装结构的载荷谱。该方法能够通过安装结构实测载荷评定直升机安定面安装结构的寿命。
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公开(公告)号：CN112197947A
公开(公告)日：2021-01-08
申请号：CN202011020404.9
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低寿命区寿命曲线扩展计算的方法，包：针对直升机待进行疲劳评定的金属结构，建立其多种破坏模式下的全范围疲劳特性曲线函数，将每一种破坏模式下的全范围疲劳特性曲线绘制在对数坐标系中；对于每个破坏模式下的全范围疲劳特性曲线，将曲线的起点和各拐点作为特征点，从其中选取纵坐标值最大的特征点，继而确定作为基准函数的疲劳特性曲线函数对应的破坏模式，将其余的破坏模式的疲劳特性曲线函数作为迭代函数；基于所述基准函数和迭代函数，通过迭代的方式计算疲劳寿命折算系数，然后分别采用基准函数和利用所述疲劳寿命折算系数修正过的疲劳极限，通过损伤累积的方法计算寿命曲线，即可得到破坏模式下低寿命区间曲线。
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公开(公告)号：CN110920930A
公开(公告)日：2020-03-27
申请号：CN201911227726.8
申请日：2019-12-04
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/60 , G06F30/20 , G06F30/15 , G06F119/14 , G06F17/18
Abstract: 本发明属于直升机载荷测试领域，公开了一种直升机平尾载荷标定方法，包括：S1，确定直升机平尾的载荷测试变量；S2，确定直升机平尾的贴片位置；S3，确定直升机平尾的载荷标定桥路构建方式；S4，根据S1-S3确定的结果实施直升机平尾的载荷标定试验，获取载荷标定数据；S5，根据所述载荷标定数据，获得载荷测试变量和载荷标定桥路输出矩阵之间的标定矩阵；决了平尾载荷测试过程中复杂载荷标定的工程问题。
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公开(公告)号：CN117326091A
公开(公告)日：2024-01-02
申请号：CN202311485771.X
申请日：2023-11-09
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本申请属于直升机强度技术领域，尤其涉及一种尾推力桨中央件的静力试验设计方法及装置。包括试验载荷制定、试验载荷施加步骤、调试方法等方面内容。本方案中的试验方法，通过设计出合理的试验载荷，载荷施加的方法，进行尾推力桨中央件静力试验，可以有效考核验证尾推力桨中央件的静强度。可同时考核出承受限制使用范围内旋转时推力桨所产生的最大离心力两倍的离心载荷和承受直升机主旋翼气动载荷影响下的尾推力桨中央件的静强度；尾推力桨中央件调整试验，可用来解决离心力卸载影响挥舞弯矩和摆振弯矩施加的准确性，避免反复调整载荷造成结构损伤从而影响试验结果准确性。
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公开(公告)号：CN114184493B
公开(公告)日：2023-04-11
申请号：CN202111382518.2
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01N3/20
Abstract: 本申请提供一种获取直升机非旋转坐标系下桨毂弯矩的测试方法，方法包括：确定方位角信号发射器与旋翼轴弯矩测量设备的安装角度θ1；确定方位角信号接收器与直升机机体纵向中心线的角度θ2；计算相位差(θ1+θ2)；提取两个旋翼轴弯矩测量点在方位角信号接收器输出脉冲信号时的第一旋翼轴加载弯矩，以及脉冲1/4个循环前的第二旋翼轴加载弯矩；根据相位差(θ1+θ2)，分别对每个旋翼轴弯矩测量点的第一旋翼轴加载弯矩和第二旋翼轴加载弯矩进行分解，获得与旋翼轴弯矩测量点对应的直升机机体横向弯矩和纵向弯矩；根据两个旋翼轴弯矩测量点位置，将两个旋翼轴弯矩测量点的直升机机体横向弯矩和纵向弯矩，转化为直升机非旋转坐标系下桨毂弯矩。
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