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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
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。
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公开(公告)号：CN112213060B
公开(公告)日：2022-11-04
申请号：CN202011028621.2
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于直升机旋翼试验技术领域，尤其涉及一种旋翼气弹稳定性试验旋翼整体振型激振方法。采用三个激振器对自动倾斜器不动环施加协同激励。协同激励包括：三缸总距激振和三缸章动型激振。分别实现旋翼集合型整体振型模态和周期型整体振型模态测量，响应信号中只包含一个频率成分，大大提高模态识别数据处理的精度。
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公开(公告)号：CN112213060A
公开(公告)日：2021-01-12
申请号：CN202011028621.2
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于直升机旋翼试验技术领域，尤其涉及一种旋翼气弹稳定性试验旋翼整体振型激振方法。采用三个激振器对自动倾斜器不动环施加协同激励。协同激励包括：三缸总距激振和三缸章动型激振。分别实现旋翼集合型整体振型模态和周期型整体振型模态测量，响应信号中只包含一个频率成分，大大提高模态识别数据处理的精度。
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公开(公告)号：CN112052529A
公开(公告)日：2020-12-08
申请号：CN202011028637.3
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/10 , G06F119/20
Abstract: 本发明属于直升机旋翼设计与理论建模技术，公开了一种提高大前进比旋翼配平收敛性的计算方法，采用逐步逼近法方法和残差监控方法改进旋翼配平计算方法，区别于传统的配平迭代计算方法，一种提高大前进比旋翼配平收敛性的计算方法对前进比参数进行加密划分，逐步逼近法计算和实时监控迭代循环中的残差变化，该方法有效地拓展了旋翼配平的计算能力且保证配平求解精度，在大前进比状态中有效避免了配平迭代中发散问题。
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公开(公告)号：CN109533291B
公开(公告)日：2020-11-03
申请号：CN201811361761.4
申请日：2018-11-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本申请提供了一种旋翼桨叶内部驱动器的固定装置，属于直升机桨叶设计技术领域。包括前缘、后缘、横梁以及螺栓，其中，所述横梁连接所述前缘与后缘，并且所述横梁的横截面积小于所述前缘或后缘的横截面积，所述前缘在向所述横梁过渡处设置有倒角，所述后缘的另一端连接所述螺栓。本发明无需修改桨叶加工用的模具，金属件的加工工艺简单，同时，未破坏桨叶的气动外形，前缘大梁带裁剪的面积小，对桨叶内部设计和强度设计以及桨叶的动特性影响小，最大限度的满足了压电作动器固定端的固支边界条件要求。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109286335B
公开(公告)日：2020-02-21
申请号：CN201811361708.4
申请日：2018-11-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: H02N2/04
Abstract: 本发明提供了一种压电驱动器预应力的施加方法，所述压电驱动器包括过压电陶瓷叠堆与放大框，通过压电陶瓷叠堆与放大框之间的过盈装配实现预应力的施加。其中，确定过盈量的步骤包括：步骤1、计算放大框在压电陶瓷叠堆驱动方向的等效刚度；步骤2、确定放大框与压电陶瓷叠堆的变形协调关系；步骤3、计算预应力产生的感应电场；步骤4、确定机电耦合效应下的压电陶瓷叠堆应变；步骤5、回带步骤2，确定过盈量与预应力之间的关系。本发明有效解决了工程中压电驱动器预应力的施加问题，提高了精度。
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公开(公告)号：CN117573223A
公开(公告)日：2024-02-20
申请号：CN202311486694.X
申请日：2023-11-09
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于软件开发技术领域，具体涉及一种计算分析软件的后处理程序集成装置及运行方法，本发明基于一个后处理分析主驱动程序，通过加载运行段分析、块分析后处理插件，将待处理的计算分析结果数据分配到多个后处理程序，由主驱动程序、后处理插件、后处理程序共同完成后处理工作，实现了一个数据文件对应多个专业后处理分析的目标子程序的机制，实现了高效、灵活的后处理分析集成。本发明为计算分析类软件的后处理环节中后处理程序的集成提供了一种方法，简化了后处理程序插件的集成难度，尤其适合于多学科综合分析使用。
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公开(公告)号：CN116305512A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202211439884.1
申请日：2022-11-17
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , B64C27/22 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种分布式多旋翼飞行器气弹分析方法。在机翼根部与机身连接点处建立相对惯性坐标系XIYIZI；通过转换矩阵在相对惯性坐标系中描述桨叶、短舱和机翼的运动；基于Hamilton原理，根据运动描述推导出桨叶、短舱和机翼能量变分，进而建立多桨/倾转机翼耦合系统的动力学方程。为解决相关动稳定性和动载荷问题、开展耦合动力学设计提供工具基础。
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公开(公告)号：CN110928180B
公开(公告)日：2023-03-28
申请号：CN201911232639.1
申请日：2019-12-04
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G05B11/42
Abstract: 本发明属于作动器控制技术领域，公开了一种作动器的迟滞补偿方法和装置，包括：S1，获取时域控制信号和作动器的实际响应信号，所述时域控制信号为作动器的期望输入信号；S2，获取时域控制信号的频率、幅值和相位，根据时域控制信号的频率、幅值和相位，以及作动器的实际响应信号采用频域误差补偿对作动器的实际响应信号进行逐频率迟滞补偿，得到频域补偿后的控制信号，解决工程中作动器响应总是滞后于控制输入期望信号的问题。
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公开(公告)号：CN109533291A
公开(公告)日：2019-03-29
申请号：CN201811361761.4
申请日：2018-11-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本申请提供了一种旋翼桨叶内部驱动器的固定装置，属于直升机桨叶设计技术领域。包括前缘、后缘、横梁以及螺栓，其中，所述横梁连接所述前缘与后缘，并且所述横梁的横截面积小于所述前缘或后缘的横截面积，所述前缘在向所述横梁过渡处设置有倒角，所述后缘的另一端连接所述螺栓。本发明无需修改桨叶加工用的模具，金属件的加工工艺简单，同时，未破坏桨叶的气动外形，前缘大梁带裁剪的面积小，对桨叶内部设计和强度设计以及桨叶的动特性影响小，最大限度的满足了压电作动器固定端的固支边界条件要求。
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