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公开(公告)号：CN108120592A
公开(公告)日：2018-06-05
申请号：CN201711231020.X
申请日：2017-11-29
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01M13/00
CPC classification number: G01M13/00
Abstract: 本发明提供了一种直升机桨叶静强度的试验方法，属于直升机桨叶静强度试验领域。所述方法包括根据应变与弯矩的正比关系，得到挥舞及摆振标定方程；确定试验考核剖面；根据试验给定的挥舞及摆振弯矩与试验考核剖面确定多级挥舞及摆振载荷；确定挥舞及摆振载荷对应的各级挥舞及摆振应变值；通过加载接头将桨叶加载端分别与离心力、挥舞和摆振三个方向的作动器连接，对桨叶施加多级载荷。本发明中的应变值反映的是桨叶在相应载荷下的真实受载情况，有效解决了传统试验方法中桨叶实际受载情况与作动器加载端各方向施加力载荷不一致的问题，可广泛应用于后续各个型号的桨叶静强度试验。
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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：CN111077028A
公开(公告)日：2020-04-28
申请号：CN201911074716.5
申请日：2019-11-05
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于直升机静力试验技术领域，涉及一种复合材料落锤冲击加载试验装置。所述冲击加载试验装置包括导轨固定顶板、圆柱导轨、磁力固定座、冲击锤、导轨固定底板、导轨支撑座、固定盘、试验件支撑座。其中，导轨支撑座中间设置有冲击通孔，环绕冲击通孔设置有导轨固定底板，至少三个均匀圆周排列的圆柱导轨通过导轨固定底板环绕设置在冲击通孔四周，所述固定盘固定套接在圆柱导轨上方，冲击锤设置在固定盘下方，磁力固定座设置在固定盘上方，所述试验件支撑座位于导轨支撑座下发，并正对冲击通孔。本发明能够实现瞬间无阻力自由下落，中间能量损失少，降低了试验数据的离散性，提高了试验精度，结构简单，易于实施和操作。
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公开(公告)号：CN110758768B
公开(公告)日：2022-07-26
申请号：CN201910981662.4
申请日：2019-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于直升机无轴承旋翼柔性梁刚度试验技术领域，涉及一种无轴承旋翼柔性梁刚度试验加载装置。该装置包括夹持框(A)和支撑杆(B)，其中，夹持框(A)包括夹持部、挥舞弯矩施加部、摆振弯矩施加部、扭转杆(A5)，挥舞弯矩施加部设置在夹持部的下方，摆振弯矩施加部设置在夹持部的一侧，扭转杆(A5)包括直线部和弧形部，其中扭转杆(A5)的直线部与夹持部的另一侧固定，扭转杆(A5)的弧形部为以直线部为直径的弧形结构，且该弧形结构的外端部设置有螺纹孔，支撑杆(B)与夹持框(A)固定连接。
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公开(公告)号：CN110758768A
公开(公告)日：2020-02-07
申请号：CN201910981662.4
申请日：2019-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于直升机无轴承旋翼柔性梁刚度试验技术领域，涉及一种无轴承旋翼柔性梁刚度试验加载装置。该装置包括夹持框(A)和支撑杆(B)，其中，夹持框(A)包括夹持部、挥舞弯矩施加部、摆振弯矩施加部、扭转杆(A5)，挥舞弯矩施加部设置在夹持部的下方，摆振弯矩施加部设置在夹持部的一侧，扭转杆(A5)包括直线部和弧形部，其中扭转杆(A5)的直线部与夹持部的另一侧固定，扭转杆(A5)的弧形部为以直线部为直径的弧形结构，且该弧形结构的外端部设置有螺纹孔，支撑杆(B)与夹持框(A)固定连接。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115791032A
公开(公告)日：2023-03-14
申请号：CN202211496425.7
申请日：2022-11-27
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于静力试验技术领域，公开了一种球型弹性轴承弯曲刚度试验自动测试装置和方法，装置包括弯曲固定接头、弯曲加载接头和扭矩测量传感器，弯曲固定接头上具有安装弹性轴承底部大接头的安装接口，弯曲固定接头的背面具有安装在扭矩施加装置上的平台接头，弯曲加载接头一端放入弹性轴承顶部小接头的凹槽内并与之匹配，弯曲加载接头另一端连接扭矩测量传感器。本发明有效解决了以往球型弹性轴承弯曲刚度试验弯曲角度需要通过测量位移转化得到以及弯曲力矩无法实时测量所带来的测量误差大、测试精度低问题，同时也消除了依靠人工手动施加弯曲力矩的效率低问题，试验装置简单、实用，可操作性强，具有较高的试验精度和工作效率。
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公开(公告)号：CN109506910A
公开(公告)日：2019-03-22
申请号：CN201811334293.1
申请日：2018-11-09
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01M13/00
Abstract: 本申请提供了一种加载平台，包括：固定部件；加载部件，以枢转方式连接于固定部件，能够绕其连接处沿预设路径转动；调节部件，分别与固定部件和加载部件连接，以驱动加载部件沿预设路径转动，使得加载于加载部件上的加载力垂直于加载部件的表面。
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公开(公告)号：CN106595997A
公开(公告)日：2017-04-26
申请号：CN201611068486.8
申请日：2016-11-29
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01M5/00
CPC classification number: G01M5/0016 , G01M5/0075
Abstract: 本发明公开了一种测量直升机桨叶剖面相对扭转角的方法。所述测量直升机桨叶剖面相对扭转角的方法包括如下步骤步骤1：为直升机桨叶施加力矩，测量直升机桨叶前缘待测剖面规定测点的水平变化距离以及直升机桨叶后缘待测剖面规定测点的水平变化距离，并通过第一公式求得第一角度以及第二公式求得第二角度；步骤2：通过第三公式以及步骤1中的数据求直升机桨叶剖面相对扭转角。本申请的测量直升机桨叶剖面相对扭转角的方法不通过激光位移传感器的方式获得垂直位移距离，而是通过测量更为精确的水平位移距离，并通过该水平位移距离计算得到扭转角，相对于现有技术，更为精确。
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公开(公告)号：CN112504675A
公开(公告)日：2021-03-16
申请号：CN202011326593.2
申请日：2020-11-20
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于中心弹性轴承性能试验装置试验技术，涉及一种中心弹性轴承径向刚度试验加载装置。由支撑底座、固定芯轴、芯轴螺栓、固定椎体、加载接头、锁紧接头和锁紧螺栓组成。实现了中心弹性轴承这一新型结构弹性轴承的径向载荷施加，试验加载装置通过采用两端支撑结构和与中心弹性轴承内孔紧密配合的固定芯轴，有效解决了在一端固定，另一端施加载荷的试验加载方式所带来的中心弹性轴承自身附加弯矩问题，试验装置简单、操作方便，具有较高的试验精度和工作效率。
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公开(公告)号：CN112461464A
公开(公告)日：2021-03-09
申请号：CN202011316581.1
申请日：2020-11-20
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于中心弹性轴承性能试验装置试验技术，涉及一种中心弹性轴承试制品扭转刚度试验加载装置。由固定螺栓、固定外接头、径向加载接头、滚动轴承、外接头螺栓、外接头螺母、轴承挡圈、扭转接头、扭转环、扭转螺栓、内接头螺栓和内接头螺母组成。试验装置仅通过在径向加载接头内孔装配一个满足径向载荷要求的滚动轴承，即可实现中心弹性轴承在径向载荷作用下的扭矩施加，试验装置简单，可操作性强，具有较高的试验精度和工作效率。
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