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公开(公告)号：CN113109170B
公开(公告)日：2022-10-18
申请号：CN202110423825.4
申请日：2021-04-20
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于复合材料试验技术领域，具体涉及一种复合材料长梁强度试验装置。包括长梁固定装置(1)、加载装置(2)、作动器固定装置(3)、长梁侧向约束装置(4)、支撑框架(5)。通过本发明能使试验件两端夹持端均匀承受载荷，同时避免长梁在加载后弯曲变形较大，影响试验加载，保证试验加载方向,提高了试验结果的准确性；根据试验件预计的变形量设计滚轮直径，保证了加载的方向与试验件垂直，保证试验件受力均匀；通过作动器固定装置，保证了施加的载荷的位置及方向准确。
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公开(公告)号：CN110901949B
公开(公告)日：2022-06-03
申请号：CN201910981664.3
申请日：2019-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于旋翼强度试验领域，涉及一种直升机桨叶强度试验方法。本发明直升机桨叶强度试验方法加载时，在桨叶离心力方向施加F离心力，同时在桨叶挥舞方向施加F挥舞力，通过监测桨叶根部固定端的挥舞方向支反力F0的大小，调节F挥舞力，使得挥舞方向支反力F0达到理论挥舞加载值。摆振方向与挥舞方向相同。本发明直升机桨叶强度试验方法规避了结构全寿命周期载荷应变线性变化的假设，通过将间接测量改为直接载荷控制，有效避免了繁琐的试验标定调试工作，降低了劳动强度，提高了试验的简便性，同时也避免了间接控制方法试验件破坏过程中的载荷加载失控风险，并给试验件全寿命周期载荷应变关系提供了分析数据，能够有效提高桨叶静强度试验效率和试验精度。
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公开(公告)号：CN109506862B
公开(公告)日：2020-10-23
申请号：CN201811340618.7
申请日：2018-11-12
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01M5/00
Abstract: 本申请属于直升机尾桨叶刚度试验技术领域，具体涉及一种柔性梁尾桨叶刚度试验装置，包括：回转台；支撑板，其一端为连接端，另一端为支撑端，连接端与回转台连接；一般支撑组件，用于固定柔性梁尾桨叶，以进行柔性梁尾桨叶的一般刚度测试试验；整体支撑组件，用于固定柔性梁尾桨叶，以进行柔性梁尾桨叶的整体刚度测试试验；其中，试验装置具有：一般试验状态，一般支撑组件与支撑端以可拆卸的方式固定连接；整体试验状态，整体支撑组件与支撑端以可拆卸的方式固定连接。
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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：CN116611286A
公开(公告)日：2023-08-18
申请号：CN202310469774.8
申请日：2023-04-27
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/27 , G06N3/126 , G06F111/10 , G06F113/26 , G06F111/06
Abstract: 本发明属于直升机结构修理技术领域，具体涉及一种蜂窝夹层结构穿孔损伤修理容限值的快速确定方法，进行复合材料蜂窝夹层结构的ABAQUS建模，得到修理模型；编写ABAQUS脚本，实现修理模型参数化；在满足100％强度恢复率的基础上，通过优化关键参数，实现修理结构重量最小化，得到含穿孔损伤蜂窝夹层结构的贴补修理优化数学模型；使用NSGA‑II遗传算法，实现修理方案快速优化；在结合遗传算法的修理方案快速优化基础上，通过Python语言的调用功能，来驱动ABAQUS内核的自动建模，进而集成建立确定蜂窝夹层结构穿孔损伤修理容限上限的流程；采用二分法改变穿孔损伤半径R，进行修理容限上限的确定。本方法既能获得不同穿孔损伤的修理优化方案，又可实现修理容限的快速确定。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN108225692B
公开(公告)日：2020-02-21
申请号：CN201711250330.6
申请日：2017-12-01
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01M5/00
Abstract: 本发明公开了一种测量桨叶整体扭转刚度试验方法，属于直升机桨叶整体扭转刚度试验技术领域。包括以下步骤：步骤一、根据桨叶翼型剖面设计翼型夹具；步骤二、将桨叶通过翼型夹具安装在桨叶标定台，旋转桨叶标定台使桨叶柔性梁剖面处于水平位置；步骤三、将角度仪放在翼型夹具的水平面上，测量出初始角ψ1；步骤四、在摇臂处施加载荷F，待载荷F稳定后，测量出翼型夹具角度ψ2；步骤五、计算桨叶整体扭转刚度被测剖面在载荷F作用下的扭转角ψ；步骤六、利用扭转角计算桨叶整体扭转刚度；步骤七、对桨叶施加不同等级载荷，计算每级载荷下对应被测剖面的扭转刚度并对进行线性拟合。本发明测出的扭转角线性和重复性好，试验数据真实有效，避免了电磁干扰。
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公开(公告)号：CN106706426B
公开(公告)日：2019-07-26
申请号：CN201611084633.0
申请日：2016-11-30
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明公开了一种直升机油箱舱蜂窝结构件均布加载试验装置。所述直升机油箱舱蜂窝结构件均布加载试验装置包括：底部框架组件，其中部具有中空区域；支撑板，其中部具有待测蜂窝结构件安装区域，用于安装所述待测板式蜂窝结构件，支撑板的一个面设置在支撑组件上；围挡罩，围挡罩包括第一板以及与第一板以可拆卸方式安装的周侧板，周侧板的远离第一板的端面抵靠支撑板，第一板、周侧板以及待测板式蜂窝结构件合围形成加载材料填放空间。本申请的直升机油箱舱蜂窝结构件均布加载试验装置通过填放加载材料的方式对待测板式蜂窝结构施加均匀载荷，具有较低的试验成本且能够满足直升机蜂窝结构件承压能力试验的均布载荷的精度问题。
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公开(公告)号：CN110920930B
公开(公告)日：2022-09-13
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：CN113109170A
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN202110423825.4
申请日：2021-04-20
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于复合材料试验技术领域，具体涉及一种复合材料长梁强度试验装置。包括长梁固定装置(1)、加载装置(2)、作动器固定装置(3)、长梁侧向约束装置(4)、支撑框架(5)。通过本发明能使试验件两端夹持端均匀承受载荷，同时避免长梁在加载后弯曲变形较大，影响试验加载，保证试验加载方向,提高了试验结果的准确性；根据试验件预计的变形量设计滚轮直径，保证了加载的方向与试验件垂直，保证试验件受力均匀；通过作动器固定装置，保证了施加的载荷的位置及方向准确。
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公开(公告)号：CN112140596A
公开(公告)日：2020-12-29
申请号：CN202011021129.2
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明提供了一种复合材料蜂窝夹层结构穿透型损伤的修理方法，采用填充蜂窝芯后再对蜂窝夹层结构内外两侧面板铺贴修补铺层的方法，对受损结构进行修理补强，具体包括如下步骤：1)新制蜂窝芯周圈包裹发泡胶后，填充穿透损伤区；2)用预浸料填充布填平面板的损伤区；3)细砂纸打磨一侧面板受损区周围后，依次铺贴胶膜和修理铺层，并进行加温加压固化；4)采用相同的方法修补另一侧面板，完成对受损结构的修理。本发明所涉及的修补铺层选材、铺层角度不要求与被修理的蜂窝夹层结构面板完全相同，降低了蜂窝夹层结构的修理难度，具有操作简便、强度修复率高、增重较少的优点，适合用于蜂窝夹层结构的内、外场永久修理作业。
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