-
公开(公告)号：CN112268799A
公开(公告)日：2021-01-26
申请号：CN202011114429.5
申请日：2020-10-16
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01N3/08 , G01N3/32 , G01M13/00 , G06F30/23 , B64F5/60 , G06F113/26 , G06F119/04 , G06F119/02 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种复合材料结构静强度和疲劳强度一体化试验验证方法，该方法针对复合材料特点以及结构验证“复合材料静强度验证需考虑循环载荷、经过循环载荷后需考虑其剩余承载能力，疲劳验证后应进行剩余强度评估”的要求，结合实际经验，提出了复合材料结构部件静力和疲劳试验在同一个试验件上进行验证的方法，解决了复合材料结构部件验证技术瓶颈，形成了复合材料结构部件“限制载荷静力‑疲劳‑极限载荷静力‑疲劳(损伤容限)‑限制(极限)载荷静力”结构静强度和疲劳强度一体化的验证链，既对复合材料结构部件进行了充分的验证，又能缩短研制周期，减少试验件数量，节约成本,进一步提高了航空器的飞行安全水平。
-
公开(公告)号：CN112173143A
公开(公告)日：2021-01-05
申请号：CN202011020534.2
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明公开了一种直升机在尾桨失效状态下应急替代装置及控制方法，在单旋翼带尾桨构型的直升机尾梁末端布置气口喷嘴，压缩气瓶布置在尾梁过渡段或者机身内部；控制气瓶的开关布置在驾驶舱，气瓶控制装置与脚蹬位移传感器电气信号联动，可通过脚蹬位移控制气瓶出气量大小；气口喷嘴受控于控制单元，一般情况下，不用打开气瓶控制开关。对于单旋翼带尾桨构型的直升机，在出现尾桨失效故障时，飞行员可打开气瓶开关，通过脚蹬位移控制气瓶出气量大小，依靠尾部气流开口喷射气流，形成反扭矩作用力，从而维持直升机航向稳定，为应急着陆争取时间，减少直升机损伤概率和提升机内乘员生存几率，避免坠毁事故发生。
-
公开(公告)号：CN104690193A
公开(公告)日：2015-06-10
申请号：CN201310645761.8
申请日：2013-12-04
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B21F11/00
CPC classification number: B21F11/00
Abstract: 本发明提供一种自动下线装置，提高多种类型电缆下线的效率和精度，减少人力成本和线缆下线过程中的损耗。本发明的技术方案包括：电缆辊子、电动滚轮、夹线滚轮、电机控制单元、逻辑主控单元、线缆切割单元，间隙调节装置；电缆辊子安装在设备支架上且能够转动，电缆辊子外周缠绕有电缆，逻辑主控单元控制电机控制单元转动，电机控制单元通过传动机构与电动滚轮的轴连接，电动滚轮与夹线滚轮平行于电缆辊子放置，且电动滚轮与夹线滚轮间隙设置，电动滚轮的轴与夹线滚轮的轴之间设置有间隙调节装置，电缆辊子上的电缆抽头经过电动滚轮与夹线滚轮之间的间隙，穿入线缆切割单元，逻辑主控单元控制线缆切割单元作切割动作。
-
公开(公告)号：CN104139856A
公开(公告)日：2014-11-12
申请号：CN201310170185.6
申请日：2013-05-10
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64C27/82
Abstract: 本发明属于直升机技术领域，涉及一种直升机尾桨防护系统。本系统包括防护罩和连接耳片；其中，位于直升机尾部、尾桨外部的尾桨防护罩通过连接耳片与直升机尾梁、上下垂尾相连。本发明直升机尾桨防护系统通过在尾桨外加装防护罩以保护直升机起降过程中尾桨附近人员的安全，具有增重小、根据任务特点快速拆卸等特点，在一定程度上在飞行证保护尾桨不被其他外来物（如树梢、电线、飞鸟等）损坏，防止尾桨意外严重触地时尾桨叶飞出伤人，具有较大的实际应用价值。
-
公开(公告)号：CN115859466A
公开(公告)日：2023-03-28
申请号：CN202211531345.0
申请日：2022-12-01
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本方法发明属于航空科学技术领域，涉及一种基于适航审定的金属结构缺陷容限设计的验证方法，包括步骤一：对试验件进行缺陷和损伤的预制；步骤二：进行有限元仿真分析；步骤三：疲劳分析；步骤四：进行疲劳、缺陷容限试验以及剩余强度试验，该方法充分考虑结构在制造、使用过程中的缺陷和损伤后进行充分验证，同时为结构的使用寿命、检查间隔、检查要求等的确定提供依据。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112268799B
公开(公告)日：2022-09-09
申请号：CN202011114429.5
申请日：2020-10-16
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01N3/08 , G01N3/32 , G01M13/00 , G06F30/23 , B64F5/60 , G06F113/26 , G06F119/04 , G06F119/02 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种复合材料结构静强度和疲劳强度一体化试验验证方法，该方法针对复合材料特点以及结构验证“复合材料静强度验证需考虑循环载荷、经过循环载荷后需考虑其剩余承载能力，疲劳验证后应进行剩余强度评估”的要求，结合实际经验，提出了复合材料结构部件静力和疲劳试验在同一个试验件上进行验证的方法，解决了复合材料结构部件验证技术瓶颈，形成了复合材料结构部件“限制载荷静力‑疲劳‑极限载荷静力‑疲劳(损伤容限)‑限制(极限)载荷静力”结构静强度和疲劳强度一体化的验证链，既对复合材料结构部件进行了充分的验证，又能(56)对比文件LijunLi 等.Repeated low-velocityimpact response and damage mechanism ofglass fiber aluminium laminates.《《Aerospace Science and Technology》》.2018,张星光 等.直升机结构件疲劳特性试验载荷计算方法《.无线互联网络》.2019,潘春蛟 等.某型直升机尾段全尺寸结构适航验证技术《.直升机技术》.2022,郑捷 等.模拟飞机梁结构连接件疲劳寿命分析《.机械强度》.2020,顾文标 等.某型直升机全尺寸尾段结构强度试验破坏分析《.直升机技术》.2019,王玉合 等.某大型民用直升机尾段缺陷容限仿真及试验验证技术《.装备制造技术》.2019,夏国旺 等.直升机球柔性尾桨桨毂连接件疲劳试验技术研究《.直升机技术》.2009,邹静 等.直升机蜂窝夹层结构缺陷验收准则验证技术研究《.直升机技术》.2014,Xiaorong Wu 等.Experimental andnumerical investigation of static andfatigue behaviors of composites honeycombsandwich structure《.CompositeStructures》.2019,李真 等.复合材料机身壁板的强度分析与试验验证《.航空学报》.2020,高运生.民用飞机复合材料结构损伤评定及其适航符合性验证研究《.中国优秀博硕士学位论文全文数据库（硕士）工程科技Ⅱ辑》.2019,
-
公开(公告)号：CN103879555B
公开(公告)日：2016-10-26
申请号：CN201210563828.9
申请日：2012-12-21
Applicant: 中国直升机设计研究所
CPC classification number: Y02T50/44
Abstract: 本发明属于航空器设计领域，涉及一种航空器设计时电驱动式直升机尾桨传动系统。本系统包括电动机、电动机动力源以及控制系统；其中，位于直升机尾部的电动机与直升机尾桨相连，电动机为直升机尾桨的动力源，控制系统控制直升机尾桨的转速。本发明电驱动式直升机尾桨传动系统通过电驱动式传动代替机械传动、通过改变尾桨转速代替传统尾桨距拉杆机构，可以降低结构重量、提高发动机的能量利用率、提高尾桨传动系统的装配维护性、降低直升机整体的噪声和振动水平，具有较大的实际应用价值。
-
公开(公告)号：CN114112355B
公开(公告)日：2023-11-28
申请号：CN202111382282.2
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明提供了一种复合材料结构孔隙缺陷预制的替代方法，包括：确定孔隙率样件、冲击损伤样件和分层缺陷样件；基于孔隙率确定所述孔隙率样件的材料结构的力学性能，得到第一分析结果；基于冲击损伤和分层缺陷确定所述冲击损伤样件和分层缺陷样件的力学性能，得到第二分析结果；进行精确的有限元试验仿真分析，得到有限元分析结果；基于所述第一分析结果和所述第二分析结果，筛选出分层或者分层和冲击缺陷的力学性能与孔隙缺陷相接近的；基于所述有限元分析结果结合所述第一分析结果和第二分析结果，选取可替代孔隙率的分层缺陷或者分层和冲击损伤缺陷，在部件结构进行缺陷预制，完成部件试验验证。
-
公开(公告)号：CN112173143B
公开(公告)日：2022-09-13
申请号：CN202011020534.2
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明公开了一种直升机在尾桨失效状态下应急替代装置及控制方法，在单旋翼带尾桨构型的直升机尾梁末端布置气口喷嘴，压缩气瓶布置在尾梁过渡段或者机身内部；控制气瓶的开关布置在驾驶舱，气瓶控制装置与脚蹬位移传感器电气信号联动，可通过脚蹬位移控制气瓶出气量大小；气口喷嘴受控于控制单元，一般情况下，不用打开气瓶控制开关。对于单旋翼带尾桨构型的直升机，在出现尾桨失效故障时，飞行员可打开气瓶开关，通过脚蹬位移控制气瓶出气量大小，依靠尾部气流开口喷射气流，形成反扭矩作用力，从而维持直升机航向稳定，为应急着陆争取时间，减少直升机损伤概率和提升机内乘员生存几率，避免坠毁事故发生。
-
公开(公告)号：CN114112355A
公开(公告)日：2022-03-01
申请号：CN202111382282.2
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明提供了一种复合材料结构孔隙缺陷预制的替代方法，包括：确定孔隙率样件、冲击损伤样件和分层缺陷样件；基于孔隙率确定所述孔隙率样件的材料结构的力学性能，得到第一分析结果；基于冲击损伤和分层缺陷确定所述冲击损伤样件和分层缺陷样件的力学性能，得到第二分析结果；进行精确的有限元试验仿真分析，得到有限元分析结果；基于所述第一分析结果和所述第二分析结果，筛选出分层或者分层和冲击缺陷的力学性能与孔隙缺陷相接近的；基于所述有限元分析结果结合所述第一分析结果和第二分析结果，选取可替代孔隙率的分层缺陷或者分层和冲击损伤缺陷，在部件结构进行缺陷预制，完成部件试验验证。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
11
records
(took 0.027 seconds)
