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公开(公告)号：CN112052530B
公开(公告)日：2022-11-18
申请号：CN202011028706.0
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于航空器结构强度设计领域，公开了一种基于刚度与强度的直升机可折叠斜梁对接接头设计方法。首先设计尾梁斜梁对接接头在对接状态、折叠过程、折叠固定三种状态下的传载路径，根据传载路径计算相应状态严重工况下的连接点载荷，并计算满足相应载荷强度下的耳片厚度和螺栓。为实现载荷传载路径，需要通过设计耳片装配间隙实现，建立尾、斜梁对接的刚度模型，得到满足要求的最小间隙，螺栓强度作为限制条件，计算得到耳片间隙的上限值，最终完成对接接头尺寸信息。
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公开(公告)号：CN119437625A
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202411438538.0
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于风洞试验领域，涉及用于回转颤振分析的短舱风洞试验模型及仿真验证方法。风洞试验模型按照直升机短舱设计，包括：刚性安装于风洞洞壁上的机身模型、机翼模型、短舱模型、旋翼模型、短舱旋翼连接模型、短舱机翼连接模型；机身模型上安装机翼模型；短舱旋翼连接模型用于连接旋翼模型和短舱模型；短舱模型内部设置短舱旋翼连接模型，短舱旋翼连接模型与短舱模型设置为一体或刚性连接；短舱机翼连接模型通过螺栓与机翼模型连接；在短舱旋翼连接模型上设置用来装配旋翼轴的两个轴承座，两个轴承座之间安装质量块。
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公开(公告)号：CN118917086A
公开(公告)日：2024-11-08
申请号：CN202411003437.0
申请日：2024-07-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及材料级性能表征领域，涉及一种金属元件渐进拟合振动疲劳性能表征方法。首先根据各试验件的初始激励应力以及破坏寿命进行拟合获得初始S‑N曲线；根据各个试验件危险剖面的真实应力随试验次数变化的记录值，采用损伤等效原理，结合初始S‑N曲线，获得当量一次真实应力；随后根据各试验件的当量一次真实应力以及破坏寿命进行拟合获得一次迭代S‑N曲线；同样采用损伤等效原理重复获得当量二次真实应力，相比以往振动疲劳性能研究，能提升疲劳性能表征方法描述的准确性，确保更加真实的反映材料的振动疲劳特性。
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公开(公告)号：CN114088274B
公开(公告)日：2023-06-06
申请号：CN202111376267.7
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01L5/00
Abstract: 一种直升机主轴弯矩标识的幅‑相综合相关识别方法，所述方法包括：测量直升机的旋翼主轴截面弯矩原始数据，对所述旋翼主轴截面弯矩原始数据进行谐波分析，得到幅值序列和相位序列；分别计算任意两个测试通道的一阶谐波分量的幅值序列的皮尔逊积矩相关系数，以及相位序列的皮尔逊积矩相关系数；分别对幅值序列的皮尔逊积矩相关系数，和相位序列的皮尔逊积矩相关系数，进行算术平均值计算，得到幅值相关系数算术平均值和相位相关系数算术平均值；将幅值相关系数算术平均值和相位相关系数算术平均值相乘，得到这两个测试通道的幅‑相综合相关系数rFψ；根据幅‑相综合相关系数rFψ的大小，判断这两个测试通道的弯矩标识是否准确。
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公开(公告)号：CN114114913B
公开(公告)日：2023-03-31
申请号：CN202111384345.8
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本申请提供一种振动主动控制系统次级通路建模方法，方法包括：确定振动主动控制系统中作动器的输出力F；根据输出力F，确定输出力频域余弦分量Fc和频域正弦分量Fs；根据控制传感器加速度响应Z0，确定次级通路传递函数初值T0；将初值矩阵T0，带入迭代公式，进行迭代计算；根据输出力F、加速度响应余弦分量Zc0、加速度响应正弦分量Zs0、Tc(n)、Ts(n)，计算加速度响应残差余弦分量ec(n)和加速度响应残差正弦分量es(n)；根据加速度响应残差余弦分量ec(n)和加速度响应残差正弦分量es(n)，计算收敛残差err(n)；根据收敛残差err(n)，计算更新的收敛系数u(n)；当迭代计算到，收敛残差err(n)小于预设数值时，获取当前的Tc(n)和Ts(n)；根据当前的Tc(n)和Ts(n)，获得振动主动控制系统中作动器输出力至控制传感器加速度响应间的传递函数T。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112417600B
公开(公告)日：2022-12-06
申请号：CN202011326434.2
申请日：2020-11-20
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/23 , B64F5/00 , G06F111/04
Abstract: 本发明属于直升机结构静强度设计技术领域，具体涉及一种直升机油箱舱静强度快速计算方法。包括如下步骤：S1：建立油箱舱有限元仿真模型，按照实际情况施加约束；S2：确定油箱舱的工况并筛选出油箱舱的严重工况；S3：模拟油箱舱舱体自身惯性载荷分配；S4：模拟燃油的受载；S5：创建油箱舱前后、左右、上下六个方向上过载为1g的工况，并提交软件计算静强度结果；S6：组合计算出实际各个过载下油箱舱的静强度。本发明不仅全面分析了直升机油箱舱在各直升机任务剖面下的静强度，且节省了时间；给出了油箱舱有限元仿真的建模要点以及分析方法；同时该方法适用于各种形状的油箱舱分析。
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公开(公告)号：CN114115190B
公开(公告)日：2024-04-02
申请号：CN202111391843.5
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 本发明提供了一种直升机复杂振动环境的模拟试验台，所述模拟试验台包括：底座，设置在水平面上；空气弹簧，设置在所述底座上，用于支撑试验台主结构；试验台主结构，设置在所述空气弹簧上；激振器，设置在所述试验台主结构上，用于向所述试验台主结构提供激振力；本申请模拟了直升机复杂振动环境，为振动主动控制系统提供了试验室振动环境，从而实现直升机振动主动控制系统的功能性能验证工作，为直升机振动主动控制系统研制提供了保障。
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公开(公告)号：CN114114913A
公开(公告)日：2022-03-01
申请号：CN202111384345.8
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本申请提供一种振动主动控制系统次级通路建模方法，方法包括：确定振动主动控制系统中作动器的输出力F；根据输出力F，确定输出力频域余弦分量Fc和频域正弦分量Fs；根据控制传感器加速度响应Z0，确定次级通路传递函数初值T0；将初值矩阵T0，带入迭代公式，进行迭代计算；根据输出力F、加速度响应余弦分量Zc0、加速度响应正弦分量Zs0、Tc(n)、Ts(n)，计算加速度响应残差余弦分量ec(n)和加速度响应残差正弦分量es(n)；根据加速度响应残差余弦分量ec(n)和加速度响应残差正弦分量es(n)，计算收敛残差err(n)；根据收敛残差err(n)，计算更新的收敛系数u(n)；当迭代计算到，收敛残差err(n)小于预设数值时，获取当前的Tc(n)和Ts(n)；根据当前的Tc(n)和Ts(n)，获得振动主动控制系统中作动器输出力至控制传感器加速度响应间的传递函数T。
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公开(公告)号：CN112052530A
公开(公告)日：2020-12-08
申请号：CN202011028706.0
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于航空器结构强度设计领域，公开了一种基于刚度与强度的直升机可折叠斜梁对接接头设计方法。首先设计尾梁斜梁对接接头在对接状态、折叠过程、折叠固定三种状态下的传载路径，根据传载路径计算相应状态严重工况下的连接点载荷，并计算满足相应载荷强度下的耳片厚度和螺栓。为实现载荷传载路径，需要通过设计耳片装配间隙实现，建立尾、斜梁对接的刚度模型，得到满足要求的最小间隙，螺栓强度作为限制条件，计算得到耳片间隙的上限值，最终完成对接接头尺寸信息。
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公开(公告)号：CN104791413B
公开(公告)日：2017-06-13
申请号：CN201510206047.8
申请日：2015-04-27
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 一种内嵌弹簧式反共振振动抑制装置，包括支撑框架和与支撑框架轴承连接的弹簧系统，该装置通过四周安装的四个螺栓组件将钢夹板、质量块、弹簧系统进行连接，其中，弹簧系统由一块中间弹簧板和两个侧弹簧板组成，中间弹簧板右侧与支撑框架通过进行连接，左侧与质量块相连，与之相对应的，两个侧弹簧板的左侧与支撑框架连接，右侧与质量块相连。本发明的弹簧系统采用等厚度变截面设计，抑制了质量块的侧向位移，三个弹簧板可以使质量振子具有侧向的减振效果，避免弹簧侧向刚度不足带来的性能下降或减振失效等问题。
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