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公开(公告)号：CN114065393B
公开(公告)日：2024-09-24
申请号：CN202111382044.1
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/04
Abstract: 本申请提供一种主起落架及其与机体连接疲劳试验方法，所述方法包括：构建一体式试验件；根据两型机的两个飞行谱，确定一个针对所述一体式试验件的飞行谱；根据一体式试验件的飞行谱和初步载荷谱，得到一体式试验件的细化载荷谱；一体式试验件的三个考核件中，通过初步寿命计算确定一个寿命最短的考核件；根据寿命最短的考核件，确定一体式试验件的细化载荷谱的缓冲支柱和轮胎压缩量；根据缓冲支柱和轮胎压缩量，计算得到一体式试验件的新节点载荷；根据实际的缓冲支柱和轮胎压缩量的节点载荷与新节点载荷的比例，得到载荷放大系数；根据所述放大系数，调整主起落架的试验加载载荷；在调整主起落架的试验加载载荷之后，确定试验加载方案。
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公开(公告)号：CN119086431A
公开(公告)日：2024-12-06
申请号：CN202411220249.3
申请日：2024-09-02
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本申请提供了一种确定冲击后蜂窝夹层结构脱粘区尺寸的方法和装置，所述方法包括：按照多级冲击能量完成试验件的冲击试验；以试验件承载能力平均值、各个能量级下平均承载能力值为因变量，以对应的能量级数据为变量，按照最小二乘法进行数据拟合；根据进行的数据拟合结果，如果相关系数≥0.95，未受冲击及受冲击后蜂窝夹层结构材料力学性能、蜂窝高度、面板厚度均未发生变化，根据面板起皱许用应力计算方法，其面板起皱临界应力σqzcr相同；当面板工作应力达到面板起皱临界应力，面板发生屈曲，此时所施加的外载荷即为蜂窝夹层结构承载能力；发生起皱剖面弯矩M取值，对于不同冲击能量取值；根据面板起皱临界应力相等得到与冲击能量对应的脱粘尺寸。
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公开(公告)号：CN115859712A
公开(公告)日：2023-03-28
申请号：CN202211459245.1
申请日：2022-11-17
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于综合强度设计领域，涉及确定不同边\端距下挤压孔边缘区应力分布规律的方法。该方法包括：将两个连接板和连接两者螺栓的挤压问题简化为连接板和连接螺栓由连接板受载接触产生的挤压问题；连接螺栓插在连接板的孔内；依据简化后的问题建立连接板和连接螺栓的2D有限元模型，其中，连接板及螺栓二维单元属性为2D‑sloid单元，用以模拟平面应变单元；以孔的边距\端距不变，按照不同端距\边距改变孔的位置，在上述建立的2D有限元模型，得到不同端距\边距的有限元模型；对各个有限元模型施加载荷，使用线性求解器进行求解，求得边界区域不同端距\边距情况下对应的最大主应力。
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公开(公告)号：CN115858991A
公开(公告)日：2023-03-28
申请号：CN202211440005.7
申请日：2022-11-17
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F17/10
Abstract: 本发明属于综合强度设计领域，涉及一种加垫板角材弯曲应力的计算方法。方法适用于角材简支、固支情况下最危险剖面截面弯曲应力的计算，且垫板与角材材料相同，该方法包括：考虑垫板与角材之间的摩擦力产生的横向剪应力，并依据横向剪应力，将垫板、角材作为整体抗弯结构进行强度分析。
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公开(公告)号：CN112173083A
公开(公告)日：2021-01-05
申请号：CN202011028749.9
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64C25/04
Abstract: 本发明属于起落架设计技术领域，公开了一种尾起落架连接接头，包括：两个横向连接板、两个纵向连接板、四个垂向连接板和尾起落架连接件；两个横向连接板、两个纵向连接板组成四边形结构，四个垂向连接板分别对应连接在两个横向连接板和两个纵向连接板上；所述尾起落架连接件位于四个垂向连接板的中心，且尾起落架连接件为中空碗状环形件，所述中空碗状环形件一周通过加强筋与四个垂向连接板连接；两个横向连接板、两个垂向连接板与机身框固定连接，所述两个纵向连接板、两个垂向连接板与机身梁固定连接。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119066931A
公开(公告)日：2024-12-03
申请号：CN202411220246.X
申请日：2024-09-02
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/23 , G06F17/10 , G06F119/14 , G06F113/26
Abstract: 本申请提供了一种基于复合载荷蜂窝夹层结构剪切皱褶处理方法，包括：对蜂窝夹层结构分类，得到金属材料的面板和复合材料的面板；对金属材料的面板进行剪切褶皱失稳的处理，得到第一剪切皱褶临界应力，基于所述第一剪切皱褶临界应力判断结构是否满足强度设计要求；对复合材料的面板进行剪切褶皱失稳的处理，得到第二剪切皱褶临界应力，基于所述第二剪切皱褶临界应力判断结构是否满足强度设计要求；同时，本申请还提供了一种基于复合载荷蜂窝夹层结构剪切皱褶处理装置；本申请通过提出主应力法解决蜂窝夹层结构在复合载荷情况下的剪切皱褶计算问题。
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公开(公告)号：CN119557974A
公开(公告)日：2025-03-04
申请号：CN202411434308.7
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于综合强度设计领域，涉及一种确定梯形平尾载荷分布的方法。该方法包括：根据梯形平尾结构，构建弦载荷和弦长之间的线性关系，设置线性关系系数为k；确定展向上任一位置对应的弦长与该位置的展向坐标的弦长关系；根据弦长关系、线性关系，以及施加在梯形平尾的平尾载荷Fz，计算线性关系系数k，进而得到展向上任一位置的坐标与该位置所在弦对应弦载荷之间的关系；根据展向坐标与弦载荷之间的关系，以及载荷沿弦向分布规律，进而得到平尾任意一点的载荷分布。
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公开(公告)号：CN119416348A
公开(公告)日：2025-02-11
申请号：CN202411434310.4
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于疲劳强度试验设计领域，涉及一种直升机尾段损伤容限试验载荷谱简化方法。该方法包括：以单个试验载荷谱块的任务剖面为单元，基于雨流计数方法得到简化谱；将着陆状态附加到每个任务剖面中，根据单独任务剖面占该试验载荷谱的时间比例和着陆状态总次数计算单独任务剖面在考虑着陆状态后的总循环次数；同时将着陆状态细化分类为各种着陆工况，计算每种着陆工况在该载荷谱块中对应的次数；确定单个任务剖面对应的具体着陆工况，以及，记录该试验谱块第j号飞行状态的总次数mj；j取1至飞行状态总数中任一整数；对附加着陆状态的试验载荷谱块进行任务剖面间的简化合并；对试验载荷谱块进行各飞行、着陆状态的载荷配平，确定加载载荷。
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公开(公告)号：CN119086259A
公开(公告)日：2024-12-06
申请号：CN202411220266.7
申请日：2024-09-02
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本申请提供了一种确定典型搭接连接试验件疲劳试验载荷的方法，所述方法包括：选择多个试验件；其中，所述试验件包括试验件A和试验件B；根据疲劳极限试凑法得到所述试验件B中每件试验件的疲劳极限载荷Pjxs；基于所述每件试验件的疲劳极限载荷Pjxs，确定平均疲劳极限载荷Pjxa；其中，所述试验件B的铆钉连接个数记为n1；基于所述平均疲劳极限载荷Pjxa、铆钉连接个数和铆钉最大载荷比例系数，得到铆钉所受最大挤压载荷和钉截面处旁路载荷；采用应力严重系数法，计算铆钉孔边最大应力，其中，所述铆钉孔边最大应力表征结构的疲劳极限；获取结构的屈服极限，基于所述结构的疲劳极限和所述结构的屈服极限，得到所述试验件A的疲劳加载载荷。
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公开(公告)号：CN112173168B
公开(公告)日：2022-04-05
申请号：CN202011020834.0
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明属于滑撬式起落架设计技术领域，公开了一种滑橇式起落架检查周期计算方法，包括：获取起落架设计的最大着陆速度，以及起落架引起横管产生塑性变形的门槛着陆速度；对起落架着陆过程中的所有着陆速度进行分级，得到三个分级速度及其对应的累积次数；获取三个分级速度分别对应的塑性变形值；三个分级速度按照从小到大顺序依次出现；根据三个分级速度分别对应的塑性变形值，确定初始检查周期；当起落架着陆时间达到初始检查周期后，获取起落架的初始实际塑性变形值G，根据初始实际塑性变形值对初始检查周期进行修正，得到下一个检查周期；解决滑撬式起落架使用中检查周期确定的问题。
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