公开(公告)号：CN109579671A

公开(公告)日：2019-04-05

申请号：CN201811362206.3

申请日：2018-11-15

Applicant: 中国直升机设计研究所

Inventor： 杨建灵 ,  孟雷 ,  石春琴 ,  刘爽

IPC: G01B5/24

Abstract: 本申请提供了一种桨叶预扭角测量工装及测量方法，属于直升机桨叶结构设计及试验技术领域。所述工装包括水平仪(4)、量具(5)、前缘卡板(6)、后缘卡夹(7)以及后缘标尺(8)，所述量具(5)具有相互垂直的短边与长边，所述短边一侧固定所述前缘卡板(6)，另一侧安装所述水平仪，所述前缘卡板(6)具有适配桨叶前缘外形轮廓的凹槽，所述后缘卡夹(7)滑动设置在所述量具(5)的长边上，后缘标尺(8)穿过所述后缘卡夹(7)，并垂直于所述长边向桨叶后缘延伸。该申请提供的桨叶预扭角测量工装，通过对工装部件的精细要求以及测量过程的有效控制，确保了桨叶被测剖面预扭角的测量精度。

公开(公告)号：CN108910083B

公开(公告)日：2021-09-21

申请号：CN201810677944.0

申请日：2018-06-27

Applicant: 中国直升机设计研究所

Inventor： 邓景辉 ,  黄珺 ,  孟雷 ,  陈沛君 ,  古应运 ,  洪海华

IPC: B64F5/60

Abstract: 本发明涉及直升机桨叶加热组件可靠性试验的振动试验系统，涉及直升机结构设计及试验技术领域，其包括：模拟桨叶；敷设于所述模拟桨叶任一表面的加热组件，所述加热组件与模拟桨叶相对固定以形成振动试验件；以及用于对所述振动试验件施加振动载荷的激振系统，所述激振系统单点夹持于所述振动试验件中部使所述振动试验件的两端自由，且所述激振系统的振动载荷方向与所述振动试验件的叶面垂直。本发明的振动试验系统试验频率高、试验周期短，还可模拟不同桨叶上不同加热组件的可靠性，具有普遍适用性，且结构简单、成本低、更换维护方便，免去了全尺寸桨叶和加热组件的制造，大大节约了试验成本。

公开(公告)号：CN108910083A

公开(公告)日：2018-11-30

申请号：CN201810677944.0

申请日：2018-06-27

Applicant: 中国直升机设计研究所

Inventor： 邓景辉 ,  黄珺 ,  孟雷 ,  陈沛君 ,  古应运 ,  洪海华

IPC: B64F5/60

Abstract: 本发明涉及直升机桨叶加热组件可靠性试验的振动试验系统，涉及直升机结构设计及试验技术领域，其包括：模拟桨叶；敷设于所述模拟桨叶任一表面的加热组件，所述加热组件与模拟桨叶相对固定以形成振动试验件；以及用于对所述振动试验件施加振动载荷的激振系统，所述激振系统单点夹持于所述振动试验件中部使所述振动试验件的两端自由，且所述激振系统的振动载荷方向与所述振动试验件的叶面垂直。本发明的振动试验系统试验频率高、试验周期短，还可模拟不同桨叶上不同加热组件的可靠性，具有普遍适用性，且结构简单、成本低、更换维护方便，免去了全尺寸桨叶和加热组件的制造，大大节约了试验成本。

公开(公告)号：CN117524368A

公开(公告)日：2024-02-06

申请号：CN202311483362.6

申请日：2023-11-09

Applicant: 中国直升机设计研究所

Inventor： 崔韦 ,  孟雷 ,  王菲 ,  宋彬 ,  刘道建

IPC: G16C60/00 ,  G06F30/20 ,  G06F119/14 ,  G06F119/04

Abstract: 本发明属于直升机强度设计领域，涉及一种变转速控制旋翼离心力低周疲劳载荷谱编制方法。本发明通过计算某飞行状态i的挥舞铰处离心力，得到载荷矩阵[Fcij，ni]0，从[Fcij,ni]0取Fci1与Fcjm即最大载荷和最小载荷配对和公共次数n0，构成第1级低周疲劳载荷循环历程FcLCF1；[Fcij,ni]0剩下的部分构成新的排序[Fcik,nl]1，再从[Fcik,nl]1中取最大载荷和最小载荷配对和剩下的公共次数n1,组成第2级低周疲劳载荷循环历程FcLCF2；以次类推，得到[FcLCF,k,nk]低周载荷级数k需要通过该载荷谱疲劳损伤达到收敛：绘制FcLCF,k各载荷谱的寿命曲线，取出对应目标寿命的疲劳极限Sk；确定满足Sk‑1>Δ×Sk条件的最小k值。该方法补充了以往恒定转速旋翼定寿未考虑的离心力低周疲劳分析，为电动垂直起降飞行器疲劳寿命评定奠定了基础。

公开(公告)号：CN117325489A

公开(公告)日：2024-01-02

申请号：CN202311485809.3

申请日：2023-11-09

Applicant: 中国直升机设计研究所

Inventor： 孟雷 ,  邱志祥 ,  杨建灵 ,  崔韦 ,  周文

IPC: B29C70/84 ,  B29L31/08

Abstract: 本发明属于直升机桨叶结构设计，涉及一种直升机桨叶大梁结构的制造方法。本发明通过在泡沫芯模表面包裹一层玻璃纤维复合材料编织布形成预固化体，并将预固化体放入热压罐中固化成型，形成芯模体；将芯模体安装在缠绕旋转轴上，将一束单向玻璃纤维复合材料在桨叶根部位置，通过按照不同角度多次缠绕形成大梁预固化体；将大梁预固化体放入预固化模具中并预压，然后将预固化体放入热压罐，在120℃下保温2小时固化成型，开模去除毛边，得到固化成型的纤维缠绕大梁。本发明桨叶大梁具有更高的桨叶抗弹击性能，提高桨叶大梁在遭受弹击后的完整性。