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公开(公告)号：CN114166486B
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN202111399006.7
申请日：2021-11-23
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明提供了一种直升机尾桨叶翼型段疲劳试验的加载攻角调整方法，包括：确定出尾桨叶翼型段疲劳试验中尾桨叶翼型段的监控剖面的理论挥舞载荷Mb和理论摆振载荷Mt；在标定台上通过旋转尾桨叶翼型段，得到监控剖面对应的挥舞角度与挥舞应变输出的线性关系，从而获取监控剖面的预扭角；步骤3，对监控剖面进行标定，通过解耦方式得到监控剖面的挥舞标定系数Kb和摆振标定系数Kt；步骤4，计算得到监控剖面的加载攻角的理论预测攻角值。本发明的技术方案解决了现有尾桨叶翼型段疲劳试验过程中，攻角的调节完全依赖于操作人员的主观调试，从而导致攻角调试浪费大量时间，降低疲劳试验效率的问题。
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公开(公告)号：CN114166486A
公开(公告)日：2022-03-11
申请号：CN202111399006.7
申请日：2021-11-23
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明提供了一种直升机尾桨叶翼型段疲劳试验的加载攻角调整方法，包括：确定出尾桨叶翼型段疲劳试验中尾桨叶翼型段的监控剖面的理论挥舞载荷Mb和理论摆振载荷Mt；在标定台上通过旋转尾桨叶翼型段，得到监控剖面对应的挥舞角度与挥舞应变输出的线性关系，从而获取监控剖面的预扭角；步骤3，对监控剖面进行标定，通过解耦方式得到监控剖面的挥舞标定系数Kb和摆振标定系数Kt；步骤4，计算得到监控剖面的加载攻角的理论预测攻角值。本发明的技术方案解决了现有尾桨叶翼型段疲劳试验过程中，攻角的调节完全依赖于操作人员的主观调试，从而导致攻角调试浪费大量时间，降低疲劳试验效率的问题。
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公开(公告)号：CN119394613A
公开(公告)日：2025-02-07
申请号：CN202411440997.2
申请日：2024-10-16
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明公开一种无人直升机柔性梁弯曲疲劳试验载荷监控方法，包括：对试验件和试验件固定接头粘贴应变片，检查应变片粘贴的有效性；对试验件和试验件固定接头的所有指定剖面进行标定；进行试验前的载荷调试，以获取满足试验任务要求的监控剖面的载荷值；执行柔性梁弯曲疲劳试验，在试验过程中采用应变监控载荷方式进行疲劳试验，并对柔性梁弯曲载荷进行监控；在试验件上的所有应变片损坏后，试验载荷下降和升级以固定接头上的应变输出载荷值和挥舞力来实施试验监控。本发明技术方案解决了延长试验周期、试验效率低下、增加人力成本、浪费试验资源，以及试验难以在规定的时间内完成试验任务等问题。
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公开(公告)号：CN119269046A
公开(公告)日：2025-01-07
申请号：CN202411192099.X
申请日：2024-08-28
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本申请提供一种小鱼区域组件疲劳试验加载装置，包括加载叉耳1、加载上接头2、加载下接头3、滑动叉耳4、轴承座5、轴承连接件6、盖板7、底板8、作动器连接件9、龙门架10和固定叉耳11，小鱼区域组件试验件两侧端部连接滑动叉耳4，滑动叉耳4与轴承座5、轴承连接件6、盖板7连接，保证小鱼区域组件试验件两侧端部仅能沿着小鱼区域组件试验件轴向运动；作动器缸体部分由作动器连接件9、龙门架10、固定叉耳11固定，保证与作动器伸缩杆连接的加载叉耳1只能沿着竖直方向移动，确保加载上接头2、加载下接头3及小鱼区域组件试验件中间部位能沿着竖直方向运动，从而实现小鱼区域组件试验件竖直方向加载。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109520736A
公开(公告)日：2019-03-26
申请号：CN201811340585.6
申请日：2018-11-12
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01M13/04
Abstract: 本申请属于无轴承尾桨支撑轴承试验技术领域，具体涉及一种支撑轴承耐久性试验装置，包括：连接装置，用于固定支撑轴承试验件；挥舞加载装置，与连接装置连接，用于为支撑轴承试验件施加挥舞载荷；垂直加载装置，与连接装置连接，用于为支撑轴承试验件施加垂直载荷；变距加载装置，与连接装置连接，用于为支撑轴承试验件施加变距载荷。其能够实现对支撑轴承试验件同时加载挥舞载荷、垂直载荷以及变距载荷，真实的模拟支撑轴承在直升机飞行时侧受载状态，进而验证支撑轴承试验件的耐久性。
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公开(公告)号：CN117554044A
公开(公告)日：2024-02-13
申请号：CN202311507827.7
申请日：2023-11-13
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明公开一种用于尾桨连接件的内平衡式疲劳试验装置和试验方法，试验装置中试验件之间与阻尼器载荷加载机构和小拉杆载荷加载机构铰接，使得小拉杆载荷、阻尼器载荷直接加载至试验件上；试验件通过桨叶假件分别与离心力载荷加载机构、摆振载荷加载机构和挥舞载荷加载机构连接，使得离心力载荷、摆振载荷、挥舞载荷通过桨叶假件传递至试验件；桨叶假件安装有防扭组件，在试验加载过程中通过防扭组件限制桨叶假件和试验件的轴向扭转运动。本发明的技术方案解决了针对尾桨毂连接件的现有疲劳试验方案，由于安装过程轴向对中操作复杂，以及用于保证离心力加载点水平度的调节操作复杂的问题。
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公开(公告)号：CN114166488A
公开(公告)日：2022-03-11
申请号：CN202111399022.6
申请日：2021-11-23
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明提供了一种直升机主起落架的疲劳试验加载装置，主起落架组件的管轴两端的关节轴承安装在关节轴承支座内，并通过关节轴承支座固定在试验台上，缓冲支柱端部连接的上接头连接件固定安装在试验台上，轮毂轴与防扭销、防转固定座和假轮组件依次连接；假轮组件用于模拟与主起落架相连接的机轮，其两个圆盘之间在Z向和X向安装有单叉耳结构件，用于施加Z向和X向载荷，在Y向安装有用于施加Y方向载荷的双叉耳。本发明实施例的技术方案解决了现有直升机主起落架的疲劳试验结构复杂、拆装不方便，并且试验在施加载荷的过程中，会产生附加作用力的问题。
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公开(公告)号：CN110657973B
公开(公告)日：2021-05-14
申请号：CN201910937661.X
申请日：2019-09-29
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明公开一种阻尼器杆端疲劳试验加载装置,其中扭矩叉耳组件[1]通过扭矩传力杆[2]与扭矩框[16]连接,扭矩框[16]两端固定于扭矩框轴承座[3]，试验件[4]的弹性杆端固定连接在扭矩框[16]中间部分，试验件[4]的外筒端盖的外侧部分连接套筒假件[5]，套筒假件[5]通过外筒假件[6]与外传力杆[7]连接，试验件[4]外筒端盖的内侧部分与内传力杆[14]相连，内传力杆[14]另一端与关节轴承组件[12]相连，关节轴承组件[12]通过转臂组件[10]与力叉耳组件[9]连接，转臂组件[10]固定于转臂组件支撑座[11]上。本发明的加载装置解决了阻尼器杆端在同一方向上加载两个作用力的问题，可有效考核阻尼器杆端疲劳试验的疲劳特性。
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公开(公告)号：CN109506914B
公开(公告)日：2020-12-29
申请号：CN201811340594.5
申请日：2018-11-12
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本申请提供了一种尾浆变距疲劳试验装置，包括单耳组件、支撑座和底座，单耳组件包括相互连接的支臂和耳片，耳片上开设有连接孔，用于连接试验件；支撑座包括一体成型的上凸台和下凸台，上凸台用于固定试验件，下凸台与底座连接；底座与支撑座连接的一侧和与其相对的另一侧之间的夹角呈预设角度。
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