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公开(公告)号：CN110654569A
公开(公告)日：2020-01-07
申请号：CN201910937662.4
申请日：2019-09-29
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明公开一种直升机尾段疲劳试验载荷模拟简化方法，包括：确定尾13框区域和尾1框区域作为载荷简化的关键控制区；选择尾段疲劳试验施加的载荷为3个加载点5个加载要素；提取直升机各状态下，尾1框和尾13框的理论计算弯矩；确定影响尾13框和尾1框载荷的试验载荷；根据力的平衡，计算确定尾桨试验载荷和尾梁试验载荷；将确定的试验载荷作用在尾段有限元模型上，分析试验载荷下的应力分布情况，并和尾段理论载荷下的应力分布情况进行对比。本发明的方法选择尾段疲劳试验施加的载荷为尾桨毂中心、平尾气动中心和尾梁中心等3个加载点，和平尾试验载荷、尾桨试验载荷和尾梁试验载荷等5个载荷要素，大大简化了加载方案，适用于尾段疲劳试验。
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公开(公告)号：CN110654569B
公开(公告)日：2022-01-07
申请号：CN201910937662.4
申请日：2019-09-29
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明公开一种直升机尾段疲劳试验载荷模拟简化方法，包括：确定尾13框区域和尾1框区域作为载荷简化的关键控制区；选择尾段疲劳试验施加的载荷为3个加载点5个加载要素；提取直升机各状态下，尾1框和尾13框的理论计算弯矩；确定影响尾13框和尾1框载荷的试验载荷；根据力的平衡，计算确定尾桨试验载荷和尾梁试验载荷；将确定的试验载荷作用在尾段有限元模型上，分析试验载荷下的应力分布情况，并和尾段理论载荷下的应力分布情况进行对比。本发明的方法选择尾段疲劳试验施加的载荷为尾桨毂中心、平尾气动中心和尾梁中心等3个加载点，和平尾试验载荷、尾桨试验载荷和尾梁试验载荷等5个载荷要素，大大简化了加载方案，适用于尾段疲劳试验。
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公开(公告)号：CN112485107A
公开(公告)日：2021-03-12
申请号：CN202011192574.5
申请日：2020-10-30
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于直升机结构强度试验技术领域，具体涉及一种金属桨叶大梁裂纹扩展续航时间验证方法。包括如下步骤：S1：通过进行飞行试验，获得待测金属桨叶实测载荷谱；S2：设计并制作试验件；S3：预制初始缺陷；S4：确定试验载荷要素和试验载荷的相位关系；S5：确定形成贯穿裂纹试验载荷；S6：编制裂纹扩展续航时间试验载荷谱块；S7：在所述试验部(1)上粘贴应变片；S8：进行标定；S9：布置银漆网(7)；S10：加载试验及测量；S11：续航时间验证。本发明通过试验验证金属桨叶大梁出现贯穿性裂纹后至大梁断裂的运行时间，从而估算裂纹产生后允许的续航时间，保证直升机的飞行安全。
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公开(公告)号：CN110789733A
公开(公告)日：2020-02-14
申请号：CN201910965713.4
申请日：2019-10-11
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明属于直升机结构疲劳设计领域，涉及一种直升机尾桨柔性梁疲劳寿命评定方法，该方法第一步，施加离心力和挥舞弯矩对尾桨柔性梁挥舞变形段进行疲劳试验；第二步测量疲劳试验过程中特征剖面的动态应变，第三步，根据尾桨柔性梁挥舞变形段疲劳试验结果分析确定柔性梁挥舞变形段特征剖面的应变安全疲劳极限；第四步，确定柔性梁挥舞变形段特征剖面实测载荷谱等效动应变；第五步，根据柔性梁挥舞变形段特征剖面的应变安全疲劳极限和实测载荷谱等效动应变，对柔性梁挥舞变形段进行损伤计算和寿命评定。采用本发明提出的评定方法，评定结果与真实值更为接近，同时，将多个载荷变量统一为一个特征载荷，便于工程应用。
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公开(公告)号：CN111079225B
公开(公告)日：2023-03-24
申请号：CN201911227891.3
申请日：2019-12-04
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/04
Abstract: 本发明属于直升机结构疲劳设计领域，具体涉及一种直升机结构疲劳寿命曲线计算方法及装置。该方法包括：确定相应结构的全范围S‑N曲线；获取直升机结构的载荷谱并对直升机结构的载荷谱进行处理得到预处理载荷谱；根据全范围S‑N曲线和预处理载荷谱计算疲劳寿命曲线点；根据疲劳寿命曲线点确定直升机结构疲劳寿命曲线。本方法能基于全范围S‑N曲线，得到更精确的直升机结构疲劳寿命曲线。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112213090B
公开(公告)日：2022-11-18
申请号：CN202011022010.7
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动部件损伤容限简化谱编制方法，包括：建立均值‑幅值载荷矩阵，根据典型任务谱对所述均值‑幅值载荷矩阵各级载荷进行排序，得到典型任务剖面的损伤容限原谱；根据动部件材料的裂纹扩展门槛值和动部件结构临界裂纹长度，计算结构的裂纹扩展门槛载荷；以结构裂纹扩展门槛载荷为限，截除所述损伤容限原谱中低于裂纹扩展门槛载荷的小载荷，简化载荷谱；对所述的损伤容限原谱中最大载荷所在状态进行分析，假设状态载荷服从正态分布，外推得到最大载荷，将此最大载荷替换损伤容限原谱中最大载荷；按裂纹扩展增量等效原则，使用材料裂纹扩展速率曲线，将被合并状态的次数等效到目标状态载荷值下的次数，得到损伤容限简化谱。
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公开(公告)号：CN111046547B
公开(公告)日：2022-09-16
申请号：CN201911237806.1
申请日：2019-12-04
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G01N3/32 , G06F119/04 , G06F113/26
Abstract: 本发明属于直升机结构疲劳设计领域，涉及一种直升机矩形复合材料柔性梁高周寿命快速计算方法。该方法包括：根据直升机矩形复合材料柔性梁的材料参数和载荷谱数据计算等效载荷；根据直升机矩形复合材料柔性梁的结构参数和等效载荷计算危险点的等效应力；根据直升机矩形复合材料柔性梁的材料参数和危险点的等效应力计算直升机矩形复合材料柔性梁的许用循环次数；根据每小时的载荷作用总次数n得到复合材料柔性梁的疲劳寿命。该方法既真实反映直升机矩形复合材料柔性梁的真实寿命情况，又可以最大限度地提高计算效率，减少型号研制周期。
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公开(公告)号：CN110789733B
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN201910965713.4
申请日：2019-10-11
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明属于直升机结构疲劳设计领域，涉及一种直升机尾桨柔性梁疲劳寿命评定方法，该方法第一步，施加离心力和挥舞弯矩对尾桨柔性梁挥舞变形段进行疲劳试验；第二步测量疲劳试验过程中特征剖面的动态应变，第三步，根据尾桨柔性梁挥舞变形段疲劳试验结果分析确定柔性梁挥舞变形段特征剖面的应变安全疲劳极限；第四步，确定柔性梁挥舞变形段特征剖面实测载荷谱等效动应变；第五步，根据柔性梁挥舞变形段特征剖面的应变安全疲劳极限和实测载荷谱等效动应变，对柔性梁挥舞变形段进行损伤计算和寿命评定。采用本发明提出的评定方法，评定结果与真实值更为接近，同时，将多个载荷变量统一为一个特征载荷，便于工程应用。
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公开(公告)号：CN114112348A
公开(公告)日：2022-03-01
申请号：CN202111376169.3
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明提供了一种直升机复合材料尾段缺陷容限试验验证方法，包括：模拟复合材料尾段在制造过程产生的不可检测制造缺陷；模拟复合材料尾段在使用过程中产生的低能量冲击损伤；在复合材料尾段贴应变片；将复合材料尾段安装在过渡段假件上；在复合材料尾段的尾梁上选择应力小的位置施加侧向和垂向载荷；在复合材料尾段的平尾气动中心位置施加平尾气动载荷；在复合材料尾段的尾桨毂中心施加侧向和垂向载荷；开展第一阶段疲劳试验和极限载荷验证试验；基于第二冲击能量对复合材料尾段各框连接区的蒙皮进行冲击损伤；开展第二阶段疲劳试验和剩余强度验证试验。
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公开(公告)号：CN119469696A
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202411438564.3
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于直升机疲劳设计领域，涉及一种旋翼摆式吸振器疲劳试验方法。该方法包括：改造试验件，得到试验改造件；安装试验改造件；施加特征载荷，特征载荷包括：受离心力、挥舞弯矩、摆振弯矩；按照疲劳试验要求及终止条件对试验改造件进行疲劳试验，其中，根据摆式吸振器不同结构件的受载特点，采用不同的疲劳试验。
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