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公开(公告)号：CN119714820A
公开(公告)日：2025-03-28
申请号：CN202411434225.8
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技术领域，公开了一种耳片连接转动结构模拟件疲劳性能测试装置及方法，装置包括：转角加载框形组件、连接螺栓试验件、双耳片结构模拟件、轴向力加载组件、安装固定支座；安装固定支座固定于试验台架上，安装固定支座设有两组双耳结构，转角加载框形组件呈U型，转角加载框形组件两端通过转动轴承和圆柱销与两组双耳结构铰接；双耳片结构模拟件一端为矩形块，中部设有固定孔，作为固定端，固定端上方关于固定孔对称设有U型对称双耳，U型对称双耳设有同轴孔；双耳片结构模拟件固定端与转角加载框形组件固定连接，加载端与轴向力加载组件通过连接螺栓试验件连接；转角加载框形侧边中部设有单耳，单耳内设置转动加载轴承。
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公开(公告)号：CN112197947B
公开(公告)日：2022-06-21
申请号：CN202011020404.9
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明公开了一种直升机低寿命区寿命曲线扩展计算的方法，包：针对直升机待进行疲劳评定的金属结构，建立其多种破坏模式下的全范围疲劳特性曲线函数，将每一种破坏模式下的全范围疲劳特性曲线绘制在对数坐标系中；对于每个破坏模式下的全范围疲劳特性曲线，将曲线的起点和各拐点作为特征点，从其中选取纵坐标值最大的特征点，继而确定作为基准函数的疲劳特性曲线函数对应的破坏模式，将其余的破坏模式的疲劳特性曲线函数作为迭代函数；基于所述基准函数和迭代函数，通过迭代的方式计算疲劳寿命折算系数，然后分别采用基准函数和利用所述疲劳寿命折算系数修正过的疲劳极限，通过损伤累积的方法计算寿命曲线，即可得到破坏模式下低寿命区间曲线。
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公开(公告)号：CN104778372A
公开(公告)日：2015-07-15
申请号：CN201510205402.X
申请日：2015-04-27
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 一种直升机蜂窝夹层许用缺陷确定方法，属于直升机结构疲劳设计技术领域，重点涉及具有缺陷的直升机机体蜂窝夹层结构缺陷确定方法,通过在蜂窝夹层试验件上预制内部和外部缺陷，采用模拟真实受载环境下的静强度、疲劳和剩余强度对比试验确定缺陷参数的合理性，为设计处置此类制造偏差提供依据，可减少直升机蜂窝夹层结构制造和使用成本，降低带缺陷结构的使用风险。
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公开(公告)号：CN118839428A
公开(公告)日：2024-10-25
申请号：CN202411003443.6
申请日：2024-07-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14 , G06F111/10 , G06F111/04
Abstract: 本发明属于直升机旋翼系统强度设计领域，尤其涉及双弹性轴承构型桨毂中央件‑支臂双路载荷传递分载方法。首先，将实体模型简化为以物理量为要素的虚拟模型；接着，结合实体模型载荷传递路径特征，结合有限元软件解出各个部位的等效刚度；最后，根据虚拟模型的数量关系解得两路载荷的比值关系。本方法所需算力更小，基于试验结果的分析方法更为精准。同时，本方法可拓展至结构件的多路载荷传递分析，包括但不限于其他直升机的支臂载荷传递分析、桨毂金属件载荷分析、以及弹性轴承载荷传递分析。
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公开(公告)号：CN115796778A
公开(公告)日：2023-03-14
申请号：CN202211496543.8
申请日：2022-11-27
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06Q10/10
Abstract: 本发明属于试飞数据库及综合应用系统技术领域，公开了一种与直升机试飞设计同步的在线校审系统和方法，其中系统包括数据库模块、试飞动态流程设计模块和试飞动态流程运行模块；其中，数据库模块中设有试飞动态流程所需的任务、数据、设计工具、专家库和资源，以及上述的数字模型管理表；试飞动态流程设计模块能够将数据库模块的不同任务按一定逻辑组织起来，并且输入与数据库其他数据的关联关系，形成一个完整的试飞动态流程后再交付给试飞动态流程运行模块运行；试飞动态流程运行模块按照所设计的试飞动态流程运行。通过本发明的系统和方法，使得专家可直接参与试飞任务设计，实时与设计人员互动，共同推进任务执行，提高任务设计的效率和质量。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112197947A
公开(公告)日：2021-01-08
申请号：CN202011020404.9
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明公开了一种直升机低寿命区寿命曲线扩展计算的方法，包：针对直升机待进行疲劳评定的金属结构，建立其多种破坏模式下的全范围疲劳特性曲线函数，将每一种破坏模式下的全范围疲劳特性曲线绘制在对数坐标系中；对于每个破坏模式下的全范围疲劳特性曲线，将曲线的起点和各拐点作为特征点，从其中选取纵坐标值最大的特征点，继而确定作为基准函数的疲劳特性曲线函数对应的破坏模式，将其余的破坏模式的疲劳特性曲线函数作为迭代函数；基于所述基准函数和迭代函数，通过迭代的方式计算疲劳寿命折算系数，然后分别采用基准函数和利用所述疲劳寿命折算系数修正过的疲劳极限，通过损伤累积的方法计算寿命曲线，即可得到破坏模式下低寿命区间曲线。
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公开(公告)号：CN117556985A
公开(公告)日：2024-02-13
申请号：CN202311483732.6
申请日：2023-11-09
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06Q10/063 , G06Q10/20
Abstract: 本发明属于飞机结构强度设计领域，涉及基于腐蚀缺陷的金属结构日历修理周期确定方法及装置。本发明能够获得承受疲劳载荷的飞机金属结构基于腐蚀缺陷容限验证的日历修理周期，结合飞机修理、翻修等维护措施，可用于确定飞机金属结构日历寿命。本发明提供了金属结构日历修理周期的确定方法，实现了金属结构日历修理周期和寿命修理周期的有机结合，使得金属结构日历寿命体系/疲劳寿命评价体系统一。对承受疲劳载荷的其他金属结构，如汽车等也适用于其基于腐蚀缺陷容限验证的日历修理周期的确定。
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公开(公告)号：CN108910081B
公开(公告)日：2021-11-02
申请号：CN201810676634.7
申请日：2018-06-27
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明提供了一种金属结构缺陷容限应力与循环次数关系确定方法，涉及直升机结构疲劳设计领域。所述方法包括过起点作高周缺陷容限平均应力‑循环次数曲线的第一切线，相交于该曲线，并构成第一关系曲线，对所述第一关系曲线的应力乘以金属结构的应力减缩系数，获得第二关系曲线；对所述第一关系曲线的循环次数除以金属结构的寿命分散系数，获得第三关系曲线；取所述第二关系曲线与所述第三关系曲线的包络线作为金属结构缺陷容限应力与循环次数关系曲线。本发明能基于已有的高周缺陷容限应力‑循环次数曲线方程，建立适应安全性指标的全范围缺陷容限安全应力‑循环次数曲线，满足缺陷容限设计与验证的要求。
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公开(公告)号：CN106768904A
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201510822084.1
申请日：2015-11-24
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01M13/00
CPC classification number: G01M13/00
Abstract: 本发明属于直升机结构疲劳设计领域，涉及一种直升机球柔性桨毂中央件试验载荷表征及调试方法。本方法能基于组合力系表征及调试直升机球柔性桨毂中央件疲劳试验载荷，满足高效、准确地进行中央件疲劳验证的要求。
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公开(公告)号：CN104776970A
公开(公告)日：2015-07-15
申请号：CN201510205044.2
申请日：2015-04-27
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01M7/08
Abstract: 一种直升机主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能验证方法，属于直升机结构强度试验领域，主要涉及直升机主桨叶变距拉杆在飞行中发生鸟撞损伤后性能的确定方法。针对直升机主桨叶变距拉杆低空域发生鸟撞概率高、危害大的特点，通过全尺寸结构在模拟真实工作环境下的飞鸟撞击、撞击后的三十分钟疲劳寿命验证及剩余强度试验，准确评估该类结构的抗鸟撞性能，确保直升机即使在最严酷的飞行过程中发生鸟撞也不至于出现灾难性的后果。
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