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公开(公告)号：CN113942657B
公开(公告)日：2023-09-08
申请号：CN202111177058.X
申请日：2021-10-09
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/40 , B64C27/473
Abstract: 本申请属于旋翼桨叶修理领域，公开了一种复合材料桨叶后缘和桨尖后缘磕伤修理方法，包括以下步骤：一：判断损伤类型为桨叶后缘或桨尖后缘磕伤；二：判断损伤区域采用打磨修理还是填充修理，若采用打磨修理，则进入三，若采用填充修理，则进入四～七；三：将桨叶损伤区域打磨并补漆；四：使用胶带隔离修理区域，并对修理区域进行脱漆、去铜网，清洁处理；五：在损伤区域填充填充物，并使用维型工装维持损伤区域外型进行第一次固化；六：第一次固化完成后，打磨胶瘤至填充区域桨叶外型与理论外型一致；七：在填充区域表面铺贴玻璃布和铜网，铺贴完成后进行第二次真空固化；第二次固化完成后打磨清理补漆。
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公开(公告)号：CN112504873B
公开(公告)日：2022-09-13
申请号：CN202011199963.0
申请日：2020-10-30
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明涉及直升机旋翼试验技术领域，具体涉及一种立式旋翼桨叶扭转刚度测量系统及测量方法。包括固定立墙(1)、桨叶销组件(2)、桨叶转动限动夹具(3)、桨叶加载夹具(4)、盘式扭矩加载设备(5)、投影立墙(6)、激光光源(7)、反射镜片(8)。本发明分析已有工程测量方法的缺陷，通过立式固定桨叶，减小桨叶重量、夹具重量、载荷施加等外界因素造成的桨叶弯扭耦合，通过镜面反射原理，将测量微量变化扭角转化为测量放大量级的位移测量，改善了已有测量方法中最容易引入测量误差的关键因素，通过课题桨叶的验证，测量误差满足目前工程测试精度需求。
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公开(公告)号：CN110920933B
公开(公告)日：2022-07-01
申请号：CN201911237574.X
申请日：2019-12-04
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于直升机气动力学，具体涉及一种直升机操纵杆调频设计方法。本发明直升机操纵杆调频设计方法，操纵杆符合装机技术状态下进行安装动特性试验，得到其安装频率特性；根据安装动特性试验结果，如不满足动力学设计要求，制定调频设计方案，并进行安装动特性试验得到调频设计后的安装频率特性；根据动力学设计要求，判定试验结果是否满足其要求，如满足则实施方案，如不满足则重新制定调频设计方案，重复直至满足动力学设计要求。本发明方法可以有效保障操纵杆频率能够有效避开直升机旋翼转速频率，从而避免二者共振，大幅减低振动，提高直升机操纵杆的操纵控制精度，保证驾驶员的实际精准操纵和飞行安全，具有较大的实际应用价值。
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公开(公告)号：CN114065397A
公开(公告)日：2022-02-18
申请号：CN202111391807.9
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种直升机次承力结构耐振动疲劳设计方法，所述方法包括：对装机平台施加垂向的单位加速度激励，得到次承力结构件的应力频响曲线；基于所述频响曲线，确定第一个共振主峰，以及对应所述第一共振主峰的第一频率值，并基于所述第一频率值确定危险部位；基于所述危险部位的结构材料S‑N曲线，确定所述结构材料的疲劳极限值；基于所述疲劳极限值和直升机振动环境谱，得到最大的许用传递函数；本发明提出了一种直升机次承力结构的耐振动疲劳设计流程和方法，对次承力件的振动环境下的振动疲劳强度进行分析以及结构优化，以确保结构满足强度和使用要求。
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公开(公告)号：CN112504873A
公开(公告)日：2021-03-16
申请号：CN202011199963.0
申请日：2020-10-30
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明涉及直升机旋翼试验技术领域，具体涉及一种立式旋翼桨叶扭转刚度测量系统及测量方法。包括固定立墙(1)、桨叶销组件(2)、桨叶转动限动夹具(3)、桨叶加载夹具(4)、盘式扭矩加载设备(5)、投影立墙(6)、激光光源(7)、反射镜片(8)。本发明分析已有工程测量方法的缺陷，通过立式固定桨叶，减小桨叶重量、夹具重量、载荷施加等外界因素造成的桨叶弯扭耦合，通过镜面反射原理，将测量微量变化扭角转化为测量放大量级的位移测量，改善了已有测量方法中最容易引入测量误差的关键因素，通过课题桨叶的验证，测量误差满足目前工程测试精度需求。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110920933A
公开(公告)日：2020-03-27
申请号：CN201911237574.X
申请日：2019-12-04
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于直升机气动力学，具体涉及一种直升机操纵杆调频设计方法。本发明直升机操纵杆调频设计方法，操纵杆符合装机技术状态下进行安装动特性试验，得到其安装频率特性；根据安装动特性试验结果，如不满足动力学设计要求，制定调频设计方案，并进行安装动特性试验得到调频设计后的安装频率特性；根据动力学设计要求，判定试验结果是否满足其要求，如满足则实施方案，如不满足则重新制定调频设计方案，重复直至满足动力学设计要求。本发明方法可以有效保障操纵杆频率能够有效避开直升机旋翼转速频率，从而避免二者共振，大幅减低振动，提高直升机操纵杆的操纵控制精度，保证驾驶员的实际精准操纵和飞行安全，具有较大的实际应用价值。
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公开(公告)号：CN104978450A
公开(公告)日：2015-10-14
申请号：CN201510205423.1
申请日：2015-04-27
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F17/50
CPC classification number: Y02T90/50
Abstract: 本发明涉及一种直升机振动主动控制位置优选方法，通过建立、修正直升机有限元模型，建立传递函数计算模型，之后计算作动器/被动吸振器到评价点的传递函数，优化出作动器/被动吸振器安装位置、作动器安装数量，并给出对应的减振效率，最后采用综合减振效率结合的方法筛选出最优作动器/被动吸振器安装位置和作动器安装数量，该方法使用简单，操作方便，优化出的安装位置准确，优化过程耗时短，并且独立于直升机机体结构，适用于不同的机型而不需做任何修改。
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公开(公告)号：CN114065397B
公开(公告)日：2025-04-22
申请号：CN202111391807.9
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种直升机次承力结构耐振动疲劳设计方法，所述方法包括：对装机平台施加垂向的单位加速度激励，得到次承力结构件的应力频响曲线；基于所述频响曲线，确定第一个共振主峰，以及对应所述第一共振主峰的第一频率值，并基于所述第一频率值确定危险部位；基于所述危险部位的结构材料S‑N曲线，确定所述结构材料的疲劳极限值；基于所述疲劳极限值和直升机振动环境谱，得到最大的许用传递函数；本发明提出了一种直升机次承力结构的耐振动疲劳设计流程和方法，对次承力件的振动环境下的振动疲劳强度进行分析以及结构优化，以确保结构满足强度和使用要求。
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公开(公告)号：CN115906283A
公开(公告)日：2023-04-04
申请号：CN202211439971.7
申请日：2022-11-17
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及直升机结构强度设计领域，特别涉及一种基于直升机结构振动的疲劳应力计算方法。该方法包括：对机体上的振动测点实测时域数据进行频谱分析，得到典型振动测点处的频响结果；根据典型振动测点处的频响结果，确定构成结构主要损伤的主损频率和加速度幅值；基于主损频率，结合机体有限元模态分析结果，确定主损频率最接近的结构固有模态频率，对应的结构固有模态作为该主损频率下的工作模态；以测点处为基准，根据加速度幅值、工作模态振型，进行等效位移分析，在保持工作模态振型的相位角不变情况下将加速度加速度幅值转化为等效位移分布和方向；依据等效位移分布和方向，以及结构的有限元模型进行等效应力计算，得到静应力。
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