-
公开(公告)号：CN112213061B
公开(公告)日：2022-11-04
申请号：CN202011020515.X
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于振动主动控制技术领域，公开了一种用于直升机振动主动控制系统的多向激励装置及系统。包括：激振器本体、固定环、固定台架和一组弹簧；固定台架的四根支撑柱两端分别与上固定面和下固定面边缘连接；激振器本体设置在固定台架内，激振器本体上端通过激振杆与上固定面相连；固定环与激振器本体侧壁中部通过螺栓连接；固定环上端面和下端面分别通过一组弹簧连接上固定面和下固定面。使用市面上常见的电磁式激振器作为激励源，便可实现大于电磁激振器最大输出力的激励输出，并通过激励装置直接与受载面连接，从而避免产生机械耦合的复杂情况，可更好地实现直升机振动主动控制系统多向减振效率地面试验环境中的直升机载荷模拟。
-
公开(公告)号：CN114115190A
公开(公告)日：2022-03-01
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。
-
公开(公告)号：CN110789733A
公开(公告)日：2020-02-14
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。
-
公开(公告)号：CN119249793A
公开(公告)日：2025-01-03
申请号：CN202411220251.0
申请日：2024-09-02
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/23 , G01H17/00 , G01M13/00 , G06F30/15 , G06F111/10 , G06F113/28 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供了一种共轴直升机振动响应预测方法，所述方法包括：测试小速度范围内共轴直升机机体振动和旋翼载荷数据；计算不同速度下直升机上、下旋翼桨毂中心处高阶动载荷；对比小速度范围内共轴直升机机体振动和旋翼载荷数据与理论计算的桨毂中心处高阶动载荷，得到高阶动载荷修正系数；采用所述高阶动载荷修正系数，对理论计算得到的桨毂中心处高阶动载荷进行修正；基于修正后的桨毂中心处高阶动载荷，进行共轴直升机全速度包线范围内的振动响应预测；同时，本申请还提供了一种共轴直升机振动响应预测装置；本申请能够进行振动响应预测，避免出现过度振动风险。
-
公开(公告)号：CN110884684B
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN201911227893.2
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无轴承尾桨叶弹击后的强度试验设计方法，包括：按强度试验要求，对尾桨叶进行弹击，并确定弹击的位置；对弹击后的尾桨叶进行夹具夹持；在弹击后尾桨叶的端部进行铰支点连接；尾桨叶的试验载荷加载：选取离心力FC、袖套压力Fx、挥舞弯矩My、摆振弯矩Mz和扭矩Mx作为弹击后尾桨叶疲劳试验的加载载荷；对飞行载荷谱所有状态的最大实测动载荷进行从大到小排序，按载荷级数对飞行载荷谱的时间比例进行切割，选取每级中的最大动载荷覆盖对应每级区间内的所有动载荷，分别对弹击后尾桨叶翼型段和袖套进行疲劳试验；选取飞行载荷谱中的最大使用载荷作为剩余强度试验的限制载荷，分别对弹击后尾桨叶翼型段和袖套进行剩余强度试验。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110884684A
公开(公告)日：2020-03-17
申请号：CN201911227893.2
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无轴承尾桨叶弹击后的强度试验设计方法，包括：按强度试验要求，对尾桨叶进行弹击，并确定弹击的位置；对弹击后的尾桨叶进行夹具夹持；在弹击后尾桨叶的端部进行铰支点连接；尾桨叶的试验载荷加载：选取离心力FC、袖套压力Fx、挥舞弯矩My、摆振弯矩Mz和扭矩Mx作为弹击后尾桨叶疲劳试验的加载载荷；对飞行载荷谱所有状态的最大实测动载荷进行从大到小排序，按载荷级数对飞行载荷谱的时间比例进行切割，选取每级中的最大动载荷覆盖对应每级区间内的所有动载荷，分别对弹击后尾桨叶翼型段和袖套进行疲劳试验；选取飞行载荷谱中的最大使用载荷作为剩余强度试验的限制载荷，分别对弹击后尾桨叶翼型段和袖套进行剩余强度试验。
-
公开(公告)号：CN110789727A
公开(公告)日：2020-02-14
申请号：CN201910965702.6
申请日：2019-10-11
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于直升机强度试验技术领域，具体涉及一种直升机尾桨柔性梁扭转变形段疲劳试验设计方法，该方法包括以下步骤，第一步设计尾桨柔性梁扭转变形段疲劳试验件加载接头；第二步，设计能够模拟直升机上下盖板与柔性梁中央连接区真实连接方式的试验夹具将柔性梁固定在试验台上；第三步，设计能够在柔性梁扭转变形段疲劳试验件改造接头处对试验件施加扭矩载荷的加载夹具；第四步，根据结构疲劳载荷谱确定试验载荷，第五步，确定试验环境，第六步，对试验件的刚度变化进行定期测量，并检查试验件的损伤情况。本发明提出的试验方法简单易行。
-
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。
-
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。
-
公开(公告)号：CN112179596B
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN202011020832.1
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于直升机耐久性试验技术领域，具体涉及一种振动主动控制作动器耐久性试验方法和装置。步骤一：启动空气发生器，并通过空气发生器将试验箱温度调节至‑40℃；步骤二：设置试验台振动加速度；步骤三：将试验箱放置在试验台上，并将振动主动控制作动器安装在试验箱底部，开始时长72h的单循环试验；步骤四：重复步骤三进行循环试验直至完成10000h耐久性试验。本方法不仅可以验证振动主动控制作动器满足寿命设计要求，确保产品质量；同时包含了高温工作试验和低温工作试验的试验内容，可以缩短产品研制的试验周期，节约试验成本。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
15
records
(took 0.022 seconds)
