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公开(公告)号：CN114065394B
公开(公告)日：2024-07-19
申请号：CN202111382048.X
申请日：2021-11-19
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种直升机机体主承力结构应力分析方法，包括：在直升机机体坐标系下，对直升机机体主承力结构进行网格离散化，选取对应的单元类型模拟相应的结构；依据直升机机体主承力结构的材料属性与截面几何属性，来定义用以模拟相应结构的单元的属性；将直升机上各个部件分别离散成质量点，然后以各质量点的重心的位置为几何坐标的输入，批量创建质量点的参照点，以单个参照点为单位，批量创建参照点组，并将单元中的结点加入到组中；计算直升机全机单个参照点的重心处的惯性载荷并分配到结点上；计算不同载荷工况下结点的位移与结点力。本方法有效地提高直升机机身主承力结构的应力分析精度与计算效率。
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公开(公告)号：CN111222268B
公开(公告)日：2022-10-18
申请号：CN201911227854.2
申请日：2019-12-04
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于直升机水上迫降机体强度设计领域，公开了一种安装应急漂浮系统的直升机短翼水上迫降强度计算方法，包括：确定直升机短翼的主承力结构；建立主承力结构的有限元仿真模型；根据水上迫降顺序确定主承力结构的多个着水状态；确定每个着水状态下主承力结构的载荷；将每个着水状态下主承力结构的载荷加载到主承力结构的有限元仿真模型上；依次计算直升机短翼水上迫降时多个着水状态下主承力结构的静强度，满足静强度设计要求。
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公开(公告)号：CN104778372A
公开(公告)日：2015-07-15
申请号：CN201510205402.X
申请日：2015-04-27
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 一种直升机蜂窝夹层许用缺陷确定方法，属于直升机结构疲劳设计技术领域，重点涉及具有缺陷的直升机机体蜂窝夹层结构缺陷确定方法,通过在蜂窝夹层试验件上预制内部和外部缺陷，采用模拟真实受载环境下的静强度、疲劳和剩余强度对比试验确定缺陷参数的合理性，为设计处置此类制造偏差提供依据，可减少直升机蜂窝夹层结构制造和使用成本，降低带缺陷结构的使用风险。
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公开(公告)号：CN112173168A
公开(公告)日：2021-01-05
申请号：CN202011020834.0
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明属于滑撬式起落架设计技术领域，公开了一种滑橇式起落架检查周期计算方法，包括：获取起落架设计的最大着陆速度，以及起落架引起横管产生塑性变形的门槛着陆速度；对起落架着陆过程中的所有着陆速度进行分级，得到三个分级速度及其对应的累积次数；获取三个分级速度分别对应的塑性变形值；三个分级速度按照从小到大顺序依次出现；根据三个分级速度分别对应的塑性变形值，确定初始检查周期；当起落架着陆时间达到初始检查周期后，获取起落架的初始实际塑性变形值G，根据初始实际塑性变形值对初始检查周期进行修正，得到下一个检查周期；解决滑撬式起落架使用中检查周期确定的问题。
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公开(公告)号：CN112173159A
公开(公告)日：2021-01-05
申请号：CN202011021481.6
申请日：2020-09-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/00
Abstract: 本发明属于直升机机身结构强度设计领域，公开了一种尾部结构的强度设计方法，高置平尾非对称载荷与垂尾气动载荷分布存在多种组合状态。尾部结构包含尾梁和垂尾，在垂尾和尾梁的强度设计时，与传统的设计思路不同的是考虑平尾非对称载荷产生的力矩对垂尾及尾梁强度的影响，排除由于平尾非对称载荷影响导致尾梁及垂尾在飞行过程中存在的安全隐患。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115859712A
公开(公告)日：2023-03-28
申请号：CN202211459245.1
申请日：2022-11-17
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于综合强度设计领域，涉及确定不同边\端距下挤压孔边缘区应力分布规律的方法。该方法包括：将两个连接板和连接两者螺栓的挤压问题简化为连接板和连接螺栓由连接板受载接触产生的挤压问题；连接螺栓插在连接板的孔内；依据简化后的问题建立连接板和连接螺栓的2D有限元模型，其中，连接板及螺栓二维单元属性为2D‑sloid单元，用以模拟平面应变单元；以孔的边距\端距不变，按照不同端距\边距改变孔的位置，在上述建立的2D有限元模型，得到不同端距\边距的有限元模型；对各个有限元模型施加载荷，使用线性求解器进行求解，求得边界区域不同端距\边距情况下对应的最大主应力。
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公开(公告)号：CN115858991A
公开(公告)日：2023-03-28
申请号：CN202211440005.7
申请日：2022-11-17
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F17/10
Abstract: 本发明属于综合强度设计领域，涉及一种加垫板角材弯曲应力的计算方法。方法适用于角材简支、固支情况下最危险剖面截面弯曲应力的计算，且垫板与角材材料相同，该方法包括：考虑垫板与角材之间的摩擦力产生的横向剪应力，并依据横向剪应力，将垫板、角材作为整体抗弯结构进行强度分析。
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公开(公告)号：CN112268799A
公开(公告)日：2021-01-26
申请号：CN202011114429.5
申请日：2020-10-16
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01N3/08 , G01N3/32 , G01M13/00 , G06F30/23 , B64F5/60 , G06F113/26 , G06F119/04 , G06F119/02 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种复合材料结构静强度和疲劳强度一体化试验验证方法，该方法针对复合材料特点以及结构验证“复合材料静强度验证需考虑循环载荷、经过循环载荷后需考虑其剩余承载能力，疲劳验证后应进行剩余强度评估”的要求，结合实际经验，提出了复合材料结构部件静力和疲劳试验在同一个试验件上进行验证的方法，解决了复合材料结构部件验证技术瓶颈，形成了复合材料结构部件“限制载荷静力‑疲劳‑极限载荷静力‑疲劳(损伤容限)‑限制(极限)载荷静力”结构静强度和疲劳强度一体化的验证链，既对复合材料结构部件进行了充分的验证，又能缩短研制周期，减少试验件数量，节约成本,进一步提高了航空器的飞行安全水平。
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公开(公告)号：CN119557974A
公开(公告)日：2025-03-04
申请号：CN202411434308.7
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于综合强度设计领域，涉及一种确定梯形平尾载荷分布的方法。该方法包括：根据梯形平尾结构，构建弦载荷和弦长之间的线性关系，设置线性关系系数为k；确定展向上任一位置对应的弦长与该位置的展向坐标的弦长关系；根据弦长关系、线性关系，以及施加在梯形平尾的平尾载荷Fz，计算线性关系系数k，进而得到展向上任一位置的坐标与该位置所在弦对应弦载荷之间的关系；根据展向坐标与弦载荷之间的关系，以及载荷沿弦向分布规律，进而得到平尾任意一点的载荷分布。
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公开(公告)号：CN116374200A
公开(公告)日：2023-07-04
申请号：CN202310437235.6
申请日：2023-04-21
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/60 , B64F5/00 , G06F30/15 , G06F30/23 , G06F111/04 , G06F111/10
Abstract: 本发明属于直升机重要接头疲劳试验设计领域，涉及一种尾起摇臂接头疲劳试验件结构设计方法，包括步骤1：将尾起落架摇臂通过左右侧两个接头与机身结构连接，选取左侧或右侧接头与机身连接结构作为尾起摇臂接头疲劳试验件；步骤2：确定尾起摇臂接头疲劳试验件技术状态；步骤3：确定尾起摇臂接头疲劳试验件安装方式；步骤4：创建尾起摇臂接头疲劳试验件的有限元模型；步骤5：确定尾起摇臂接头疲劳试验件与试验夹具连接区域的厚度、试尾起摇臂接头疲劳试验件与夹具连接螺栓个数和直径；步骤6：根据步骤5，优化步骤4中的有限元模型，进行损伤计算，保证尾起摇臂接头在达到考核寿命前，机身连接结构及与试验夹具的连接部位不会发生疲劳破坏。
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