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公开(公告)号：CN119442456A
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202411434227.7
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于结构疲劳技术领域，公开了一种直升机桨毂支臂疲劳损伤评估方法，步骤一：采集评估架次的桨毂支臂挥舞弯矩Mb和摆振弯矩Mt时间历程数据曲线；步骤二：确定桨毂支臂耳片力转换结构几何参数；步骤三：计算桨毂支臂上耳片力F1和下耳片力F2时间历程曲线；步骤四：对上耳片力F1和下耳片力F2时间历程曲线分别进行雨流计数，得到桨毂支臂上耳片力各级交变载荷S1j和载荷频数n1j，下耳片力各级交变载荷S2j和载荷频数n2j；步骤五：确定桨毂支臂挥舞弯矩疲劳极限Mb∞和相对应的摆振弯矩疲劳极限Mt∞步骤六：计算各级疲劳交变载荷S的疲劳寿命循环次数N；步骤七：计算上耳片损伤D1j，计算下耳片损伤D2j，计算桨毂支臂上下耳片总损伤。
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公开(公告)号：CN118961165A
公开(公告)日：2024-11-15
申请号：CN202411003440.2
申请日：2024-07-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01M13/00
Abstract: 本发明涉及直升机高径向粘弹阻尼器领域，涉及一种直升机高径向粘弹阻尼器耐久性验证方法。能通过试验验证阻尼器的平均失效时间和安全检查间隔期，保证直升机粘弹阻尼器的使用安全。相对于现有技术存在能够简单快速施加恒定的侧向力的优势。本发明提供了高径向稳定粘弹阻尼器弹性体耐久性试验载荷谱的编制方法、试验加载方法以及试验操作过程。本发明发还适用于二力杆结构，能够施加侧向载荷等疲劳试验。
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公开(公告)号：CN110702410B
公开(公告)日：2021-08-13
申请号：CN201910980748.5
申请日：2019-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01M13/04
Abstract: 本发明属于直升机结构疲劳设计领域，涉及一种获取关节轴承连接结构疲劳极限的方法。该方法是通过获取回转力矩影响系数，以该系数对疲劳试验得到的疲劳极限进行修正，最终得到回转力矩下的疲劳极限。其中，所述回转力矩影响系数的获取方法首先获取液压阻尼器实测载荷谱；之后确定阻尼器回转力矩分布；最后确定回转力矩影响系数。本发明提出的方法测量精度较高且易于操作实现，可以广泛用于目前国内所有类似的存在回转力矩的关节轴承连接结构，为此类结构的疲劳定寿提供技术支持。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106599405A
公开(公告)日：2017-04-26
申请号：CN201611068516.5
申请日：2016-11-29
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种计算主减速器与机身任意连接点位置实际载荷的方法。所述计算主减速器与机身任意连接点位置实际载荷的方法包括如下步骤:步骤1：通过对直升机的与主减速器连接的机身进行应力标定试验，获取应力试验矩阵方程；步骤2：检测直升机飞行时直升机主减速器的任意连接点的应力，并通过应力试验矩阵方程进行计算，从而获得直升机飞行时主减速器与机身任意连接点位置实际载荷。采用本申请的计算主减速器与机身任意连接点位置实际载荷的方法，可以通过此方法得出飞行实测中各飞行状态下主减支座连接点的3个方向的实测载荷。
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公开(公告)号：CN118839427A
公开(公告)日：2024-10-25
申请号：CN202411003441.7
申请日：2024-07-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/04 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于直升机结构疲劳设计领域，尤其涉及一种直升机实际使用载荷评估方法。通过外场使用故障结构件使用寿命统计、受载频率分析、使用载荷频次计算和使用载荷评估，最终获得外场使用故障结构件的实际使用载荷。本发明提出的方法简单高效，经济性好，易于实施，获得的实际使用载荷工程实用性强，使用便捷，根据其改进设计的多个外场使用故障结构件的后续使用情况良好。本发明提出的方法不仅能应用于直升机的外场使用故障结构件，也能应用于其他受循环载荷作用下出现疲劳裂纹或疲劳破坏的飞行器结构件、汽车结构件、高铁结构件等动力装置结构件，具有很大的工程应用前景。
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公开(公告)号：CN110702410A
公开(公告)日：2020-01-17
申请号：CN201910980748.5
申请日：2019-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01M13/04
Abstract: 本发明属于直升机结构疲劳设计领域，涉及一种获取关节轴承连接结构疲劳极限的方法。该方法是通过获取回转力矩影响系数，以该系数对疲劳试验得到的疲劳极限进行修正，最终得到回转力矩下的疲劳极限。其中，所述回转力矩影响系数的获取方法首先获取液压阻尼器实测载荷谱；之后确定阻尼器回转力矩分布；最后确定回转力矩影响系数。本发明提出的方法测量精度较高且易于操作实现，可以广泛用于目前国内所有类似的存在回转力矩的关节轴承连接结构，为此类结构的疲劳定寿提供技术支持。
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公开(公告)号：CN119475557A
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202411438545.0
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/02
Abstract: 本发明属于直升机疲劳试验设计领域，涉及一种上平台试验载荷谱编制方法。该方法包括：根据直升机任务剖面中任务要求及飞行状态，完成任务段划分；对每个任务段中非确定性状态，按照随机性原则进行排序；对上述排序的状态列入对应计算载荷，并进行雨流，获得初步试验低周载荷谱；根据上平台关键部位实测载荷数据，基于任务剖面编制低周载荷谱，以状态内雨流编制高周载荷谱，获得实测高、低周载荷谱；基于实测高、低周载荷谱，对比上平台寿命要求下高、低周损伤比，获得高、低周载荷比；将上初步低周载荷谱中载荷按此比值进行放大，获得考虑高周损伤的试验载荷谱。
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公开(公告)号：CN106599405B
公开(公告)日：2021-02-26
申请号：CN201611068516.5
申请日：2016-11-29
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F30/23 , G06F113/28 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种计算主减速器与机身任意连接点位置实际载荷的方法。所述计算主减速器与机身任意连接点位置实际载荷的方法包括如下步骤:步骤1：通过对直升机的与主减速器连接的机身进行应力标定试验，获取应力试验矩阵方程；步骤2：检测直升机飞行时直升机主减速器的任意连接点的应力，并通过应力试验矩阵方程进行计算，从而获得直升机飞行时主减速器与机身任意连接点位置实际载荷。采用本申请的计算主减速器与机身任意连接点位置实际载荷的方法，可以通过此方法得出飞行实测中各飞行状态下主减支座连接点的3个方向的实测载荷。
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