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公开(公告)号：CN110901949B
公开(公告)日：2022-06-03
申请号：CN201910981664.3
申请日：2019-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于旋翼强度试验领域，涉及一种直升机桨叶强度试验方法。本发明直升机桨叶强度试验方法加载时，在桨叶离心力方向施加F离心力，同时在桨叶挥舞方向施加F挥舞力，通过监测桨叶根部固定端的挥舞方向支反力F0的大小，调节F挥舞力，使得挥舞方向支反力F0达到理论挥舞加载值。摆振方向与挥舞方向相同。本发明直升机桨叶强度试验方法规避了结构全寿命周期载荷应变线性变化的假设，通过将间接测量改为直接载荷控制，有效避免了繁琐的试验标定调试工作，降低了劳动强度，提高了试验的简便性，同时也避免了间接控制方法试验件破坏过程中的载荷加载失控风险，并给试验件全寿命周期载荷应变关系提供了分析数据，能够有效提高桨叶静强度试验效率和试验精度。
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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：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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公开(公告)号：CN108225692B
公开(公告)日：2020-02-21
申请号：CN201711250330.6
申请日：2017-12-01
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01M5/00
Abstract: 本发明公开了一种测量桨叶整体扭转刚度试验方法，属于直升机桨叶整体扭转刚度试验技术领域。包括以下步骤：步骤一、根据桨叶翼型剖面设计翼型夹具；步骤二、将桨叶通过翼型夹具安装在桨叶标定台，旋转桨叶标定台使桨叶柔性梁剖面处于水平位置；步骤三、将角度仪放在翼型夹具的水平面上，测量出初始角ψ1；步骤四、在摇臂处施加载荷F，待载荷F稳定后，测量出翼型夹具角度ψ2；步骤五、计算桨叶整体扭转刚度被测剖面在载荷F作用下的扭转角ψ；步骤六、利用扭转角计算桨叶整体扭转刚度；步骤七、对桨叶施加不同等级载荷，计算每级载荷下对应被测剖面的扭转刚度并对进行线性拟合。本发明测出的扭转角线性和重复性好，试验数据真实有效，避免了电磁干扰。
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Patent Agency Ranking
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：CN117302543A
公开(公告)日：2023-12-29
申请号：CN202311485613.4
申请日：2023-11-09
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明属于飞行器试验测试技术领域，公开了一种旋翼飞行器高速移动地面联合试验系统，包括：驱动及控制室、机轮、固定平台、可调平台、机轮固定装置和采集测试器；所述固定平台为试验系统主承力结构，通过机轮承载；所述可调平台通过多组柔性连接装置安装于固定平台上；所述旋翼飞行器通过机轮固定装置固定于可调平台上；所述采集测试器用于采集旋翼飞行器试验数据；所述驱动及控制室设置在固定平台前端，用于控制试验系统运动、控制旋翼飞行器进行测试及控制采集测试器进行数据采集。
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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：CN116443265A
公开(公告)日：2023-07-18
申请号：CN202310246999.7
申请日：2023-03-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明属于航空地面试验技术领域，公开了一种直升机强度试验大吨位动态载荷加载方法及装置，方法是用预压紧弹簧施加轴向预紧力,再通过接触式电磁激励基于惯性共振原理对预压紧弹簧的支撑件进行连续调整，使得预压紧弹簧另一端产生动态放大的载荷，再以该载荷作为疲劳试验的载荷进行加载。本发明针对直升机结构强度疲劳试验大吨位动态载荷加载需求，在电磁阀加载方式基础上增加惯性共振装置和控制装置，基于惯性共振放大原理对电磁阀加载力定频放大，能够高效实现大吨位动态载荷稳定加载，提升直升机结构强度疲劳试验效率，满足加载精度要求。
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公开(公告)号：CN115855369A
公开(公告)日：2023-03-28
申请号：CN202211496488.2
申请日：2022-11-27
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于航空地面测试技术领域，提供了一种旋翼飞行器起飞安全诊断及升力测量装置，包括主起飞平台、测力天平、振动加速度传感器、信息采集系统和装有重量重心计算程序和旋翼动平衡程序和计算机，其中，主起飞平台作为旋翼飞行器的起飞刚性平台与跑道平齐，主起飞平台下固定连接有框式天平结构且能周向测力的测力天平，主起飞平台下表面设有振动加速度传感器，测力天平的每根测力杆上安装有应变计，信息采集系统采集振动加速度传感器和应变计的数据，并发送给计算机进行旋翼飞行器重量重心和旋翼动平衡的计算。本发明的装置能够自动测量旋翼飞行器的重量重心，旋翼飞行器正常开车后能够在起飞前准确评估重量重心、旋翼动平衡水平。
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