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公开(公告)号：CN119469696A
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202411438564.3
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于直升机疲劳设计领域，涉及一种旋翼摆式吸振器疲劳试验方法。该方法包括：改造试验件，得到试验改造件；安装试验改造件；施加特征载荷，特征载荷包括：受离心力、挥舞弯矩、摆振弯矩；按照疲劳试验要求及终止条件对试验改造件进行疲劳试验，其中，根据摆式吸振器不同结构件的受载特点，采用不同的疲劳试验。
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公开(公告)号：CN119223601A
公开(公告)日：2024-12-31
申请号：CN202411392591.1
申请日：2024-10-08
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01M13/00
Abstract: 本发明提供一种层叠式金属拉扭条破损安全高周疲劳寿命确定方法和装置，该方法包括以下步骤：步骤一、获取待测拉扭条的初始扭转刚度E；步骤二、初始化；步骤三、进行N次载荷循环，在待测拉扭条未断开时，获取待测拉扭条的新的扭转刚度E＇，判断(E‑E＇)/E是否大于10％；若是，则进入步骤四；若否，则进入步骤五；步骤四、根据试验次数m和交变扭角获取疲劳性能S∞；根据疲劳性能S∞，获取拉扭条破损安全高周疲劳寿命；步骤五、将试验次数m加1，将交变扭角增大预设角度，进入步骤三。可为直升机层叠式拉扭条拉扭片发生部分失效后的高周疲劳寿命计算提供依据。
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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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公开(公告)号：CN113942642B
公开(公告)日：2023-09-08
申请号：CN202111376485.0
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64C27/467 , G01L11/00
Abstract: 本发明属于直升机旋翼桨叶设计技术领域，公开了一种带有气动压力测量传感器的直升机桨叶。通过在旋翼桨叶表面安装布置能够测量桨叶表面动态压力的传感器，并采用专用蜡进行传感器的固定和桨叶表面气动外形维型，经过旋翼桨叶气动布局设计、结构设计、动力学设计、疲劳强度校核和加工制造的研制流程，从而实现了旋翼高速旋转状态下桨叶表面动态压力的精确测量，为旋翼气动噪声与桨叶表面脉动压力的影响关系研究提供了数据支撑。
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公开(公告)号：CN112485135B
公开(公告)日：2022-09-13
申请号：CN202011199904.3
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强度试验技术领域，重点涉及一种刚性旋翼复合材料长拉杆疲劳试验装置及验证方法。所述疲劳试验装置(100)包括基座(1)、第一支座(2)、径向约束卡环支座(3)、过渡连接支座(4)、力传感器(5)、作动器(6)、第二支座(7)；所述第一支座(2)、径向约束卡环(3)、过渡连接支座(4)、第二支座(7)从左到右依次设置于所述基座(1)的上端面。本发明通过径向卡环约束大大提高长拉杆的失稳临界载荷，避免长拉杆试验时失稳，既解决了复合材料长拉杆试验载荷升级过程中易失稳问题，同时解决不同长度尺寸疲劳试验验证问题，在满足复合材料长拉杆疲劳验证的要求基础上有很高的工程应用价值。
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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：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：CN112485135A
公开(公告)日：2021-03-12
申请号：CN202011199904.3
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强度试验技术领域，重点涉及一种刚性旋翼复合材料长拉杆疲劳试验装置及验证方法。所述疲劳试验装置(100)包括基座(1)、第一支座(2)、径向约束卡环支座(3)、过渡连接支座(4)、力传感器(5)、作动器(6)、第二支座(7)；所述第一支座(2)、径向约束卡环(3)、过渡连接支座(4)、第二支座(7)从左到右依次设置于所述基座(1)的上端面。本发明通过径向卡环约束大大提高长拉杆的失稳临界载荷，避免长拉杆试验时失稳，既解决了复合材料长拉杆试验载荷升级过程中易失稳问题，同时解决不同长度尺寸疲劳试验验证问题，在满足复合材料长拉杆疲劳验证的要求基础上有很高的工程应用价值。
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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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