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公开(公告)号：CN119669670A
公开(公告)日：2025-03-21
申请号：CN202411434326.5
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F18/20 , G01M99/00 , B64F5/60 , G06F18/2131 , G06F18/213 , G06F30/20 , G06F123/02 , G06F119/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于直升机结构疲劳设计领域，涉及一种基于傅里叶变换的实测载荷与振动相关性分析方法。该方法包括：在不同的飞行状态下，采用科研机已知的载荷时频域数据和振动时频域数据，建立振动频域幅值与载荷时域幅值的对应关系；根据建立的对应关系，对在役机进行对应飞行状态下的载荷反演；在役机和科研机为同型号飞机。
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公开(公告)号：CN114112267B
公开(公告)日：2023-12-29
申请号：CN202111391825.7
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明提供一种直升机全动平尾振动疲劳试验方法，包括以下步骤：根据直升机全动平尾组件的实际破坏模式，选择疲劳危险部位设置应变片，并在全动平尾上设置加速度传感器；全动平尾安装在机上接头假件上，机上接头假件利用夹具固定在试验台上，所述机上接头假件满足模拟真实装机边界条件；振动疲劳试验中采用循环加载的方式，编制振动疲劳试验载荷加载过程，其中，每个循环包括：振动载荷持续→常规疲劳载荷施加→常规疲劳载荷稳定→常规疲劳载荷卸载→振动载荷持续；振动疲劳试验前对全动平尾组件初始质量进行检查，同时采用预设幅值进行扫频试验，对试验件安装的初始动特性进行检测；根据编制的振动疲劳试验载荷谱进行全动平尾组件振动疲劳试验。
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公开(公告)号：CN113449375B
公开(公告)日：2023-03-24
申请号：CN202110427339.X
申请日：2021-04-20
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F113/26 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于飞机结构疲劳可靠性技术领域，特别涉及一种复合材料桨叶疲劳寿命的半解析计算方法。具体包括如下步骤：定义复合材料桨叶结构的坐标系及几何外形；复合材料桨叶结构的离散；计算复合材料桨叶结构的各离散点的剖面应力；根据疲劳累积损伤理论计算桨叶疲劳寿命。利用本发明的方法，能够通过桨叶结构的参数直接得到复合材料桨叶结构的疲劳寿命，且能够保证足够的计算精度，能够满足桨叶疲劳设计的快速迭代需求，实现步骤相对简单，容易操作，具有较高的计算精度和较好实际应用价值。
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公开(公告)号：CN110884683B
公开(公告)日：2022-04-29
申请号：CN201911227823.7
申请日：2019-12-04
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明为一种直升机桨叶销飞行载荷测试方法，所述测试方法包括，确定直升机飞行过程中，桨叶销的载荷来源，测得直升机桨叶根部的离心力Fc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt(t)；当挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt(t)的测试数据来自同一片桨叶，采用相同时间点的离心力Fc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt0(t)；并根据所述相同时间点的离心力Fc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt0(t)，计算由桨叶根部传递到单个桨叶销的传递载荷；所述传递载荷包括离心力Fc的传递载荷Fhc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt0(t)分别对应的等效传递挥舞力Fhb(t)和摆振力Fht(t)；根据所述离心力Fc的传递载荷Fhc、挥舞弯矩Mb0(t)和摆振弯矩Mt0(t)分别对应的等效传递挥舞力Fhb(t)和摆振力Fht(t)，通过对传递载荷Fhc、挥舞力Fhb(t)和摆振力Fht(t)进行叠加，计算得到桨叶销飞行载荷Fh(t)。
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公开(公告)号：CN114112267A
公开(公告)日：2022-03-01
申请号：CN202111391825.7
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明提供一种直升机全动平尾振动疲劳试验方法，包括以下步骤：根据直升机全动平尾组件的实际破坏模式，选择疲劳危险部位设置应变片，并在全动平尾上设置加速度传感器；全动平尾安装在机上接头假件上，机上接头假件利用夹具固定在试验台上，所述机上接头假件满足模拟真实装机边界条件；振动疲劳试验中采用循环加载的方式，编制振动疲劳试验载荷加载过程，其中，每个循环包括：振动载荷持续→常规疲劳载荷施加→常规疲劳载荷稳定→常规疲劳载荷卸载→振动载荷持续；振动疲劳试验前对全动平尾组件初始质量进行检查，同时采用预设幅值进行扫频试验，对试验件安装的初始动特性进行检测；根据编制的振动疲劳试验载荷谱进行全动平尾组件振动疲劳试验。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114065400A
公开(公告)日：2022-02-18
申请号：CN202111398099.1
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/27 , G06N3/04 , G06N3/08 , G06F119/04
Abstract: 本申请提供一种基于神经网络的直升机单机寿命预测方法，所述方法包括：确定疲劳寿命监控部件，并根据部件的受载形式确定需要监测的特征数据和通道数；采集疲劳寿命监控部件的飞行数据，对所述飞行数据进行预处理；根据所述飞行参数和载荷数据特征值，基于神经网络建立直升机飞行载荷预测模型，并获得载荷预测值；根据所述载荷预测值，计算部件的累计损伤值；根据所述累计损伤值，预测部件疲劳寿命。
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公开(公告)号：CN112407321A
公开(公告)日：2021-02-26
申请号：CN202011200702.6
申请日：2020-10-30
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技术领域，具体涉及一种基于直升机旋翼转速生成方位角信号的方法。具体包括如下步骤：S1：获取旋翼转速百分比；S2：计算瞬时转速；S3：确定转速数据采样率及载荷数据采样率；S4：建立方位角初始序列；S5：生成方位角信号。本发明是基于直升机旋翼转速生成方位角信号的方法，不需要对直升机进行测试改装，节省了大量的人力、物力，同时也避免了由于测试设备故障造成的方位角信号丢失的现象，本发明为载荷分离、提取特征参数提供了便利，有极大的工程应用价值。
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公开(公告)号：CN110884685A
公开(公告)日：2020-03-17
申请号：CN201911231093.8
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领域，涉及一种直升机桨叶的载荷监控方法。该方法包括：确定直升机桨叶的危险剖面的安全寿命限制线、第一寿命限制线和第二寿命限制线，其中横坐标为挥舞弯矩，纵坐标为摆振弯矩，其中安全寿命大于第一寿命，第一寿命大于第二寿命；计算载荷试飞过程中直升机桨叶的每个旋转周期的挥舞弯矩动值和摆振弯矩动值；以挥舞弯矩动值和摆振弯矩动值分别作为横坐标和纵坐标确定数据点；根据数据点的位置，确定桨叶的寿命范围。该方法综合考虑直升机桨叶挥舞、摆振弯矩关系，避免了载荷试飞中桨叶载荷虚警的发生。
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公开(公告)号：CN119442845A
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202411434312.3
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/27 , G16C60/00 , G06N3/0464 , G06N3/08 , G06N20/00 , G06F113/26 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于直升机复合材料高温疲劳性能预测技术领域，涉及融合机器学习的复合材料疲劳刚度退化预测方法及装置。该方法包括：以纤维方向复合材料层合板为研究对象，利用卷积神经网络算法，实现了不同温度下玻璃纤维复合材料纤维方向拉‑拉疲劳刚度退化规律的准确预测。
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公开(公告)号：CN119442462A
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202411434341.X
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/02 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种主旋翼无轴承柔性梁强度获取方法和装置，该方法包括：获取主旋翼无轴承柔性梁的粗纱缠绕大梁带的应力；粗纱缠绕大梁带包括根部连接区和桨叶连接区；获取主旋翼无轴承柔性梁的厚板大梁带的应力；厚板大梁带包括挥舞变形区；获取主旋翼无轴承柔性梁的十字形典型铺层的应力；十字形典型铺层包括扭转变形区；根据粗纱缠绕大梁带、厚板大梁带和十字形典型铺层的应力，获取主旋翼无轴承柔性梁强度。无轴承旋翼能够通过本发明提供的强度分析方法得到强度及疲劳寿命计算结果，且保障飞行器的研制及使用保障。
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