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公开(公告)号：CN110889172B
公开(公告)日：2023-03-28
申请号：CN201911229067.1
申请日：2019-12-04
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15
Abstract: 本发明属于直升机旋翼系统强度设计，涉及直升机旋翼系统弹击损伤预制方法。其包括：确定旋翼系统部件的非关重部件和关重部件；将旋翼系统部件的关重部件划分为第一关重部位和第二关重部位，确定第二关重部位的薄弱点及其失效模式，根据第二关重部位的薄弱点及其失效模式确定第二关重部位的弹击点及其弹击角度；根据待验证部件的工作转速、待验证部件的第二关重部位的弹击点，计算待验证部件的第二关重部位的弹击点的叠加线速度；根据抗弹击设计参数和第二关重部位的弹击点的叠加线速度，确定枪弹参数；按照枪弹参数以第二关重部位的弹击点所对应的弹击角度进行弹击试验。能够制定弹击方案完成试验件的弹击损伤制备。
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公开(公告)号：CN110920931B
公开(公告)日：2022-09-30
申请号：CN201911227902.8
申请日：2019-12-04
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于直升机结构疲劳设计领域，具体涉及一种旋转部件飞行测试静态载荷、动态载荷分离方法。该方法包括:同步采集直升机桨叶方位角Pj、旋转部件载荷；对直升机桨叶方位角Pj进行标准化处理，得到标准桨叶方位角信号；根据标准桨叶方位角信号进行计算，得到标准桨叶方位角信号的基频周期和单周期内旋转部件载荷的数据点数；确定第i个基频周期内旋转部件载荷中的静态载荷；确定第i个基频周期内旋转部件载荷中的动态载荷；根据直升机的飞行测试状态确定旋转部件飞行测试静态载荷和旋转部件飞行测试动态载荷。该方法能够基于直升机桨叶方位角信号，分离直升机飞行测试数据，获得部件飞行测试静态和动态载荷。
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公开(公告)号：CN110889172A
公开(公告)日：2020-03-17
申请号：CN201911229067.1
申请日：2019-12-04
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15
Abstract: 本发明属于直升机旋翼系统强度设计，涉及直升机旋翼系统弹击损伤预制方法。其包括：确定旋翼系统部件的非关重部件和关重部件；将旋翼系统部件的关重部件划分为第一关重部位和第二关重部位，确定第二关重部位的薄弱点及其失效模式，根据第二关重部位的薄弱点及其失效模式确定第二关重部位的弹击点及其弹击角度；根据待验证部件的工作转速、待验证部件的第二关重部位的弹击点，计算待验证部件的第二关重部位的弹击点的叠加线速度；根据抗弹击设计参数和第二关重部位的弹击点的叠加线速度，确定枪弹参数；按照枪弹参数以第二关重部位的弹击点所对应的弹击角度进行弹击试验。能够制定弹击方案完成试验件的弹击损伤制备。
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公开(公告)号：CN108910081A
公开(公告)日：2018-11-30
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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119043690A
公开(公告)日：2024-11-29
申请号：CN202411192196.9
申请日：2024-08-28
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明提供一种D形梁复合材料桨叶根部段疲劳试验方法及系统，属于直升机结构强度设计技术领域，所述方法包括：进行D形梁桨叶根部段试验件的贴片与标定；再确定疲劳试验静载荷和动载荷；之后实施D形梁桨叶根部段疲劳试验；本发明提出了在D形梁桨叶疲劳试验中施加挥舞弯矩和摆振弯矩静载荷的方法，通过试验静载荷覆盖理论静载荷，解决了静载修正带来的问题，能够有效考核D形梁桨叶根部段的疲劳性能。
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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：CN112052523B
公开(公告)日：2022-12-06
申请号：CN202011020364.8
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于载荷特性比对的直升机旋翼动部件强度设计方法，包括：获取直升机旋翼动部件静强度载荷特性影响系数，计算载荷状态更改后部件极限强度裕度；建立直升机旋翼动部件疲劳载荷影响系数模型，绘制疲劳载荷影响系数随寿命的变化曲线，分析载荷更改对疲劳性能影响程度；利用更改前评强度估结果和试验测试数据，评估旋翼动部件静强度和疲劳寿命，并指导设计更改完善。本发明方法充分借助更改前评强度估结果和试验测试数据，能简便有效地评估旋翼动部件静强度和疲劳寿命，并指导设计更改完善。
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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：CN111079225A
公开(公告)日：2020-04-28
申请号：CN201911227891.3
申请日：2019-12-04
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/04
Abstract: 本发明属于直升机结构疲劳设计领域，具体涉及一种直升机结构疲劳寿命曲线计算方法及装置。该方法包括：确定相应结构的全范围S-N曲线；获取直升机结构的载荷谱并对直升机结构的载荷谱进行处理得到预处理载荷谱；根据全范围S-N曲线和预处理载荷谱计算疲劳寿命曲线点；根据疲劳寿命曲线点确定直升机结构疲劳寿命曲线。本方法能基于全范围S-N曲线，得到更精确的直升机结构疲劳寿命曲线。
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