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公开(公告)号：CN110920932A
公开(公告)日：2020-03-27
申请号：CN201911231127.3
申请日：2019-12-04
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、试飞技术领域，具体涉及一种确定直升机安定面安装结构的载荷谱的方法及装置。该方法包括:确定直升机的飞行状态；采集所述飞行状态下各个测量点的电压值，根据各个测量点处载荷与电压值的对应关系确定所述飞行状态下各个测量点的载荷；根据直升机安定面的测量点和直升机的飞行状态下各个测量点的动态载荷确定直升机安定面的载荷分布规律；根据载荷分布规律、两个测量点的位置和载荷以及安装点的位置，确定直升机安定面安装结构的安装点的载荷；根据安装点的载荷和直升机的飞行状态确定直升机安定面安装结构的载荷谱。该方法能够通过安装结构实测载荷评定直升机安定面安装结构的寿命。
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公开(公告)号：CN110884681A
公开(公告)日：2020-03-17
申请号：CN201911227728.7
申请日：2019-12-04
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明提供一种无轴承旋翼尾桨柔性梁静力试验载荷表征方法，所述载荷表征方法包括，确定柔性梁静力试验的载荷要素：基于确定的载荷要素，计算柔性梁静力试验时柔性梁考核区的挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0，选择挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0中弯曲刚度较小的值所对应的加载方向为静力试验载荷优化后的加载方向；根据所述试验载荷优化后的加载方向，将挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0中弯曲刚度较大的值所对应的弯矩，按照同等应变的方式等效为挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0中弯曲刚度较小的值所对应的弯矩。
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公开(公告)号：CN110704951A
公开(公告)日：2020-01-17
申请号：CN201910929839.6
申请日：2019-09-29
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/04
Abstract: 本发明公开一种直升机尾段疲劳试验载荷谱编制方法，包括编制直升机的典型任务剖面；确定直升机典型任务剖面各状态的配重方案，分析计算对应飞行载荷；建立直升机全机有限元模型，分析计算全机载荷及应力分布；选择直升机尾段的疲劳危险部位为尾1框，特征载荷为尾1框的弯矩；提取直升机典型任务剖面各状态尾1框的弯矩，编制尾1框弯矩试验载荷谱并对试验载荷谱进行“雨流”计数；剔除动载荷小于最大动载荷预定比例的相应状态，形成最终的尾段疲劳试验状态谱。本发明的方法通过选择尾1框弯矩作为特征载荷，可综合反映尾桨载荷、平尾载荷等多个载荷协调影响，可通过“雨流”计数结果，对试验载荷的状态进行筛选简化，从而可节省试验周期。
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公开(公告)号：CN110929342A
公开(公告)日：2020-03-27
申请号：CN201911228109.X
申请日：2019-12-04
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于直升机振动测试数据处理领域，公开了一种直升机振动响应数据处理方法，通过实测振动数据的预处理及状态划分时间段，得到满足分析要求的数据块；根据部件所处具体位置，获得其主要的影响频率；采用FFT变换得到各主要影响频率下振动幅值；结合直升机飞行谱，采用统计方法得到各主要影响频率下幅值的分布；采用参数估计和假设检验，得到其概率分布，并获得满足一定置信度和可靠性要求的振动响应幅值，解决了直升机振动响应谱编制问题。
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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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110929342B
公开(公告)日：2022-11-22
申请号：CN201911228109.X
申请日：2019-12-04
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于直升机振动测试数据处理领域，公开了一种直升机振动响应数据处理方法，通过实测振动数据的预处理及状态划分时间段，得到满足分析要求的数据块；根据部件所处具体位置，获得其主要的影响频率；采用FFT变换得到各主要影响频率下振动幅值；结合直升机飞行谱，采用统计方法得到各主要影响频率下幅值的分布；采用参数估计和假设检验，得到其概率分布，并获得满足一定置信度和可靠性要求的振动响应幅值，解决了直升机振动响应谱编制问题。
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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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公开(公告)号：CN110884681B
公开(公告)日：2022-05-06
申请号：CN201911227728.7
申请日：2019-12-04
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明提供一种无轴承旋翼尾桨柔性梁静力试验载荷表征方法，所述载荷表征方法包括，确定柔性梁静力试验的载荷要素：基于确定的载荷要素，计算柔性梁静力试验时柔性梁考核区的挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0，选择挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0中弯曲刚度较小的值所对应的加载方向为静力试验载荷优化后的加载方向；根据所述试验载荷优化后的加载方向，将挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0中弯曲刚度较大的值所对应的弯矩，按照同等应变的方式等效为挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0中弯曲刚度较小的值所对应的弯矩。
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