-
公开(公告)号：CN109376449A
公开(公告)日：2019-02-22
申请号：CN201811333291.0
申请日：2018-11-09
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本申请提供了一种直升机机体振动水平评价方法，包括：获取多个单频振动指数；根据多个单频振动指数，构建垂向振动指数阵、航向振动指数阵以及横向振动指数阵；将垂向振动指数阵在垂向方向进行系数加权，将航向振动指数阵在航向方向进行系数加权，将横向振动指数阵在横向方向进行系数加权，获得综合振动指数值；将综合振动指数值置于振源-振动指数阵列，得到机体的综合振动指数阵列。
-
公开(公告)号：CN114088274B
公开(公告)日：2023-06-06
申请号：CN202111376267.7
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01L5/00
Abstract: 一种直升机主轴弯矩标识的幅‑相综合相关识别方法，所述方法包括：测量直升机的旋翼主轴截面弯矩原始数据，对所述旋翼主轴截面弯矩原始数据进行谐波分析，得到幅值序列和相位序列；分别计算任意两个测试通道的一阶谐波分量的幅值序列的皮尔逊积矩相关系数，以及相位序列的皮尔逊积矩相关系数；分别对幅值序列的皮尔逊积矩相关系数，和相位序列的皮尔逊积矩相关系数，进行算术平均值计算，得到幅值相关系数算术平均值和相位相关系数算术平均值；将幅值相关系数算术平均值和相位相关系数算术平均值相乘，得到这两个测试通道的幅‑相综合相关系数rFψ；根据幅‑相综合相关系数rFψ的大小，判断这两个测试通道的弯矩标识是否准确。
-
公开(公告)号：CN106777578A
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201611084628.X
申请日：2016-11-30
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明公开了一种机载设备振动环境试验周期振动试验量值计算方法。所述机载设备振动环境试验周期振动试验量值计算方法包括如下步骤：步骤1：获取待测直升机振动环境实测飞行谱；步骤2：为待测机载设备设定截断试验次数；步骤3：为所述待测机载设备所设定的截断试验次数进行时间加速，从而获得机载设备振动环境试验周期振动试验量值。采用本发明的机载设备振动环境试验周期振动试验量值计算方法所获得的机载设备振动环境试验周期振动试验量值进行试验，能够获得性能、重量、成本、可靠性和使用寿命等方面相对于现有技术更具有优势的设备。
-
公开(公告)号：CN117592181A
公开(公告)日：2024-02-23
申请号：CN202311504015.7
申请日：2023-11-13
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明公开一种直升机桨叶挥舞弯矩的信道无效数据修复方法和系统，包括：步骤1，确定测试设备损坏信道为目标信道；步骤2，选择备份测试桨叶中相同展向站位的测试信道的有序、离散的数据作为基样本数组；并同步选择主测试桨叶和备份测试桨叶相同展现站位的测试信道，计算线性因子数组；步骤3，对步骤2中的基样本数组进行物理孪生处理，生成子样本数组，并对子样本数组乘以线性因子数组，执行对子样本行数组的固有偏差的动态修正，得到目标样本行数组，将目标样本行数组的元素按序赋予目标信道。本发明解决了直升机桨叶的现有载荷测量过程中，由于不同桨叶挥舞弯矩的测试数值存在偏差，难以应用于旋翼桨叶动力学响应计算中问题。
-
公开(公告)号：CN108809146A
公开(公告)日：2018-11-13
申请号：CN201810678105.0
申请日：2018-06-27
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于直升机动力学技术领域，旨在解决现有的直升机振动控制系统功耗高并且作动器体积大的问题。为此，本发明提供了一种直升机舱内振动装置，该振动装置包括控制主路，该控制主路包括串联连接的能量采集部件、整流电路、储能装置、电源转换器以及作动部件，其中，储能装置用于储存能量采集装置与作动部件采集的能量并为作动部件的主动振动提供能量。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119442460A
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202411434316.1
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于直升机强度设计领域，涉及直升机旋翼轴不同横截面弯矩时域相关性图谱分析方法。该方法包括：提取特定工况下所有横截面上旋翼轴弯矩测量应变片的实测数据，根据旋翼轴弯矩测量应变片几何布置，构建各横截面的弯矩数据矩阵Mm；其中，每个横截面具有两信道正交的实测数据；将不同横截面的同方向信道的两组实测数据中同一时刻的数据组成笛卡尔坐标系的测点横坐标和纵坐标，或，将不同横截面的不同方向信道的两组实测数据中同一时刻的数据组成笛卡尔坐标系的测点横坐标和纵坐标；绘制时域上所有测点的位置，得到时域相关性图形；获取同一工况且旋翼支臂数量相同的直升机旋翼轴弯矩正确测量数据时域相关性图形范式；将时域相关性图形与上述时域相关性图形范式进行比对。
-
公开(公告)号：CN117688797A
公开(公告)日：2024-03-12
申请号：CN202311571207.X
申请日：2023-11-23
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明实施例公开了一种大变距多旋翼直升机的动力传动链扭振分析方法，包括：步骤1，对大变距多旋翼直升机进行旋翼摆振动力学分析，得到旋翼的摆振固有特性；步骤2，将大变距多旋翼直升机的动力传动链划分为旋翼子系统和动力‑传动子系统，对其中的动力‑传动子系统进行扭振动力学分析，得到动力‑传动子系统的扭振固有特性；步骤3，通过将旋翼子系统摆振模态与动力‑传动子系统扭振模态进行模态综合，以对大变距多旋翼直升机动力传动链进行扭振动力学分析，得到动力传动链的扭振固有特性和分析结论。本发明实施例提供的技术方案解决了现有直升机动力传动链扭振分析方式不适用于大变距多旋翼直升机的动力传动链扭振分析的问题。
-
公开(公告)号：CN119475558A
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202411438548.4
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于直升机动力学领域，涉及一种无轴承旋翼无人直升机传动链扭振系统扭振分析方法。该方法包括：分析无轴承旋翼结构型式及其结构连接方式，建立无轴承旋翼无人直升机桨叶有限元分析模型，从而定义当量摆振铰位置；基于有限元分析模型和当量摆振铰位置，获取孤立桨叶的摆振模态频率和振型；分析无轴承旋翼无人直升机动力/传动系统的方案，建立的动力/传动系统有限元分析模型，从而获得动力/传动系统扭振频率和振型；将几片无轴承旋翼无人直升机桨叶组成的旋翼系统作为一个子系统，将动力/传动系统作为一个子系统作为一个子系统，将两个子系统的有限元分析模型在主桨毂处耦合，得到耦合状态旋翼/动力/传动系统固有特性，即传动链扭振系统扭振计算结果。
-
公开(公告)号：CN109376449B
公开(公告)日：2022-07-01
申请号：CN201811333291.0
申请日：2018-11-09
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15
Abstract: 本申请提供了一种直升机机体振动水平评价方法，包括：获取多个单频振动指数；根据多个单频振动指数，构建垂向振动指数阵、航向振动指数阵以及横向振动指数阵；将垂向振动指数阵在垂向方向进行系数加权，将航向振动指数阵在航向方向进行系数加权，将横向振动指数阵在横向方向进行系数加权，获得综合振动指数值；将综合振动指数值置于振源‑振动指数阵列，得到机体的综合振动指数阵列。
-
公开(公告)号：CN114088274A
公开(公告)日：2022-02-25
申请号：CN202111376267.7
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01L5/00
Abstract: 一种直升机主轴弯矩标识的幅‑相综合相关识别方法，所述方法包括：测量直升机的旋翼主轴截面弯矩原始数据，对所述旋翼主轴截面弯矩原始数据进行谐波分析，得到幅值序列和相位序列；分别计算任意两个测试通道的一阶谐波分量的幅值序列的皮尔逊积矩相关系数，以及相位序列的皮尔逊积矩相关系数；分别对幅值序列的皮尔逊积矩相关系数，和相位序列的皮尔逊积矩相关系数，进行算术平均值计算，得到幅值相关系数算术平均值和相位相关系数算术平均值；将幅值相关系数算术平均值和相位相关系数算术平均值相乘，得到这两个测试通道的幅‑相综合相关系数rFψ；根据幅‑相综合相关系数rFψ的大小，判断这两个测试通道的弯矩标识是否准确。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
13
records
(took 0.018 seconds)
