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

Inventor： 李明忠 ,  曹元宝 ,  王碧蓉 ,  查丁平

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。

公开(公告)号：CN114117853A

公开(公告)日：2022-03-01

申请号：CN202111391749.X

申请日：2021-11-19

Applicant: 中国直升机设计研究所

Inventor： 王影 ,  陈英华 ,  王碧蓉

IPC: G06F30/23 ,  G06F30/28 ,  G01M13/00 ,  G01M9/06 ,  B64F5/60 ,  G06F113/08 ,  G06F119/14

Abstract: 本发明的技术方案：一种直升机任意形状气动面分布载荷确定方法,所述方法包括：根据气动载荷分布规律，建立基于局部坐标系的展向分布函数，根据所述展向分布函数计算得到展向分布载荷系数k；根据气动载荷分布规律，建立基于局部坐标系的弦向分布函数，根据所述弦向分布函数计算得到弦向载荷分布参数h；根据展向分布载荷系数k、弦向载荷分布参数h，得到气动载荷的面分布函数；将基于的局部坐标系的面分布函数，转换为基于机体坐标系的面分布函数。

公开(公告)号：CN114065393A

公开(公告)日：2022-02-18

申请号：CN202111382044.1

申请日：2021-11-19

Applicant: 中国直升机设计研究所

Inventor： 王碧蓉 ,  王召勇 ,  吴远飞 ,  王影 ,  李明忠 ,  曾玖海

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。

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

Inventor： 王碧蓉 ,  李周 ,  王召勇 ,  李明忠 ,  明德涵 ,  树德军 ,  曾玖海

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。

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

Inventor： 王碧蓉 ,  王召勇 ,  吴远飞 ,  王影 ,  李明忠 ,  曾玖海

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。

公开(公告)号：CN116108712A

公开(公告)日：2023-05-12

申请号：CN202211439885.6

申请日：2022-11-17

Applicant: 中国直升机设计研究所

Inventor： 王影 ,  王文涛 ,  汪亚龙 ,  王碧蓉

IPC: G06F30/23 ,  G06F30/15 ,  G06F119/04 ,  G06F119/14

Abstract: 本发明公开了一种考虑振动环境的直升机设备安装支架强度设计方法，根据设备在直升机上安装区域，确定设备支架预期经受的主要激励频率以及振动的最大幅值；将相应最大幅值下的振动载荷加载到设备重心处，采用有限元方法，计算设备安装支架的最大静应力，进而得到设备支架在直升机振动环境下的等效动应力；对照材料的S‑N曲线获得疲劳总循环次数，按照频率计算得到设备安装支架简化的高周疲劳寿命。本发明能使设备安装支架更好的适应直升机的振动环境，避免出现结构裂纹。