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公开(公告)号：CN119475555A
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202411438514.5
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所 , 江西神州六合直升机有限责任公司
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及飞行器部件强度分析领域，涉及一种共轴旋翼传动系统输入锥齿轮轴疲劳强度分析方法。该方法包括：根据共轴旋翼减速器构型、输入锥齿轮轴受载分析以及结构特性，确定危险剖面；根据上、下旋翼啮合载荷，以及啮合载荷输入锥齿轮轴的相对运动关系，确定危险剖面的静、动载荷；根据危险剖面静、动载荷得到静、动应力，进而得到剖面等效动应力；根据材料S‑N曲线及扭矩谱，获得各状态的疲劳损伤；根据Miner线性累积损伤理论，得到输入锥齿轮轴的安全疲劳寿命。
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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：CN118862298A
公开(公告)日：2024-10-29
申请号：CN202411003442.1
申请日：2024-07-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14 , G06F119/04 , G06F111/10
Abstract: 本发明属于直升机旋翼系统强度设计领域，尤其涉及一种多载荷异相位加载下结构特征应力优化计算方法。加载包含确切相位信息的周期载荷，分成包含一定时间间隔点的分析步，采用数值拟合方法找到周期内结构件的最大应力，进而得到结构特征应力。该方法能过够快速准确地提取结构特征应力，避免了因步长设置不合理产生的特征应力偏小现象，对直升机旋翼系统的强度设计有重要意义。相比起传统的异相位载荷加载时，采用所有载荷最大值加载的方法，本方法分析更精准，能够有效模拟结构件在载荷加载周期内的应力变化。
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公开(公告)号：CN110884683B
公开(公告)日：2022-04-29
申请号：CN201911227823.7
申请日：2019-12-04
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明为一种直升机桨叶销飞行载荷测试方法，所述测试方法包括，确定直升机飞行过程中，桨叶销的载荷来源，测得直升机桨叶根部的离心力Fc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt(t)；当挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt(t)的测试数据来自同一片桨叶，采用相同时间点的离心力Fc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt0(t)；并根据所述相同时间点的离心力Fc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt0(t)，计算由桨叶根部传递到单个桨叶销的传递载荷；所述传递载荷包括离心力Fc的传递载荷Fhc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt0(t)分别对应的等效传递挥舞力Fhb(t)和摆振力Fht(t)；根据所述离心力Fc的传递载荷Fhc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt0(t)分别对应的等效传递挥舞力Fhb(t)和摆振力Fht(t)，通过对传递载荷Fhc、挥舞力Fhb(t)和摆振力Fht(t)进行叠加，计算得到桨叶销飞行载荷Fh(t)。
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公开(公告)号：CN114065390A
公开(公告)日：2022-02-18
申请号：CN202111376126.5
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种确定直升机挥舞支臂危险点的方法，所述方法包括：基于挥舞支臂的平衡条件确定静载荷值和周期性载荷；对分析模型施加所述静载荷值和周期性载荷，得到与所述静载荷和周期性载荷对应的应力分布；基于所述应力分布确定危险点；本发明可以分析一个飞行谱内所有飞行状态的挥舞支臂应力变化过程，直观的得到在何种状态何种相位下挥舞支臂的哪些位置为危险点，通过一次计算验证结构的静强度是否满足设计要求；获得疲劳危险部位，为寿命预估、部件结构优化设计和试验验证提供技术支持。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119442461A
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202411434324.6
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F111/04 , G06F119/02 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于直升机旋翼系统强度设计领域，涉及基于寿命‑应力转化的结构抗疲劳优化设计方法。该方法包括：获取直升机某结构的静强度、高低周疲劳设计载荷；将静强度应力约束、周疲劳应力约束、与目标寿命相关的周疲劳应力约束作为周疲劳应力约束来进行结构抗疲劳优化。
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公开(公告)号：CN119416346A
公开(公告)日：2025-02-11
申请号：CN202411434295.3
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所 , 江西神州六合直升机有限责任公司
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及直升机部件强度设计领域，特别涉及一种上下分体式可倾转桨毂强度设计方法。该方法包括：根据上下分体式可倾转桨毂结构和载荷，开展传力路线分析，并确定危险部位；根据上下分体式可倾转桨毂载荷和危险部位，确定所有危险部位的特征载荷集合；根据上下分体式可倾转桨毂结构，采用有限元仿真或工程方法，确定上、下桨毂及其连接结构上，升力方向载荷/弯矩分配关系；步骤四：根据上下分体式可倾转桨毂结构和变总距和变转速操纵过程，确定变距摇臂结构载荷作用范围；根据步骤一至步骤四结果，开展上下分体式可倾转桨毂结构有限元仿真，进行应力计算。
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公开(公告)号：CN112182875B
公开(公告)日：2022-09-06
申请号：CN202011022238.6
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F119/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种试验导向的直升机旋翼金属件疲劳设计方法，包括：确定目标寿命试验对应的打样疲劳极限，以此计算旋翼金属部件不同材料、擦蚀模式下开展疲劳试验的最大加载载荷，并试验载荷下的分析；根据反算疲劳试验中旋翼动部件各材料、擦蚀模式状态下的试验打样疲劳极限；考虑应力比效应进行静载修正，计算各特征载荷打样等效动载荷，评估结构疲劳寿命；确定旋翼动部件危险部位优化尺寸并指导设计，满足疲劳试验考核目标要求。本方法对特性试验加速载荷下的试验件及配套件的强度、刚度及边界约束是否能够满足要求有了提前的预判，避免了试验方案设计不合理造成提前失效。
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公开(公告)号：CN114091177A
公开(公告)日：2022-02-25
申请号：CN202111376513.9
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F119/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种直升机法兰螺栓载荷分析和低周疲劳寿命预测方法，所述方法包括：基于直升机法兰螺栓的分布形式进行载荷分析，计算所述法兰螺栓的最大载荷值；基于所述法兰螺栓的最大载荷值、直升机法兰螺栓的首圈螺纹和螺栓头最小截面，计算直升机法兰螺栓的最大局部应力；基于所述直升机法兰螺栓的最大局部应力得到法兰螺栓的低周疲劳静应力和动应力的表示方法；基于寿命模型、法兰螺栓的低周疲劳静应力和动应力得到直升机法兰螺栓低周疲劳等效动应力表达式，并采用全范围S‑N曲线评估低周疲劳寿命。
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公开(公告)号：CN114088363A
公开(公告)日：2022-02-25
申请号：CN202111103565.9
申请日：2021-09-18
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01M13/00
Abstract: 本发明属于直升机结构疲劳设计领域，涉及一种直升机工程二力杆机构连接件疲劳试验载荷设计方法。本发明通过查取疲劳极限设计疲劳试验轴向力幅值；采用转动角度谱，设计疲劳试验转动角度幅值；采用轴向力和转动角度谱，设计疲劳试验轴向力和转动角度的相位差；根据上述设计结果，确定疲劳试验载荷。本发明针对已有二力杆轴向力和转动角度谱，优化设计直升机工程二力杆机构连接件疲劳试验载荷，提高工程二力杆机构连接件疲劳试验验证的精度。
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