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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：CN119442456A
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202411434227.7
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于结构疲劳技术领域，公开了一种直升机桨毂支臂疲劳损伤评估方法，步骤一：采集评估架次的桨毂支臂挥舞弯矩Mb和摆振弯矩Mt时间历程数据曲线；步骤二：确定桨毂支臂耳片力转换结构几何参数；步骤三：计算桨毂支臂上耳片力F1和下耳片力F2时间历程曲线；步骤四：对上耳片力F1和下耳片力F2时间历程曲线分别进行雨流计数，得到桨毂支臂上耳片力各级交变载荷S1j和载荷频数n1j，下耳片力各级交变载荷S2j和载荷频数n2j；步骤五：确定桨毂支臂挥舞弯矩疲劳极限Mb∞和相对应的摆振弯矩疲劳极限Mt∞步骤六：计算各级疲劳交变载荷S的疲劳寿命循环次数N；步骤七：计算上耳片损伤D1j，计算下耳片损伤D2j，计算桨毂支臂上下耳片总损伤。
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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：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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Patent Agency Ranking
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：CN118777061A
公开(公告)日：2024-10-15
申请号：CN202411003439.X
申请日：2024-07-25
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，涉及一种直升机复合材料拉扭条疲劳试验载荷谱编制方法。本发明针对直升机复合材料拉扭条载荷传递特点，提供了一种通过间接获取拉扭条实测载荷后编制承受拉、扭载荷的疲劳试验载荷谱编制方法，对直升机旋翼系统强度验证有重要意义。本方法更直接、精准，解决了大变形结构无法有效获取实测载荷的难题，能广泛应用于承受拉、扭载荷新构型结构的低、高周疲劳试验载荷谱编制。
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公开(公告)号：CN114235360B
公开(公告)日：2023-10-27
申请号：CN202111376236.1
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明提供了一种直升机桨叶实测载荷相位关系的分析方法，包括：根据飞行参数识别直升机的飞行姿态；在飞行姿态下，以预设数据量为间隔将直升机桨叶的载荷数据进行分段；其中，所述预设数据量包括2K个，K为大于零的整数；根据傅里叶变换确定所述载荷数据的第一频率；其中，所述第一频率对应的幅值最大；根据所述第一频率获取所述载荷数据的相位角；根据所述相位角确定所述载荷数据的相位差；本发明提出一种基于直升机桨叶实测载荷的相位关系的分析方法，其获得的相位关系可用于桨叶强度计算、制定试验加载方案以及结构减重优化，有很大的工程应用前景。
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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：CN112407321B
公开(公告)日：2022-05-31
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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