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公开(公告)号：CN114030604B
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN202111382113.9
申请日：2021-11-19
申请人： 中国直升机设计研究所
摘要： 本发明属于直升机结构部件设计技术，具体涉及一种复合材料缠绕的拉扭条。所述拉扭条包括1个环形大梁(1)、2个衬套(4)；环形大梁(1)的两端缠绕有支撑填块(5)，支撑填块(5)的上下侧分别依次放置A形垫布(2)、环形垫布(3)；支撑填块(5)套设于衬套(4)；所述环形大梁(1)、衬套(4)、支撑填块(5)、A形垫布(2)和环形垫布(3)通过模压固化粘结成型为拉扭条。本发明在保证抗拉能力的同时，扭转刚度足够小，可以降低传递到桨毂的扭转载荷，同时降低结构的重量。
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公开(公告)号：CN112485107B
公开(公告)日：2022-08-02
申请号：CN202011192574.5
申请日：2020-10-30
申请人： 中国直升机设计研究所
摘要： 本发明属于直升机结构强度试验技术领域，具体涉及一种金属桨叶大梁裂纹扩展续航时间验证方法。包括如下步骤：S1：通过进行飞行试验，获得待测金属桨叶实测载荷谱；S2：设计并制作试验件；S3：预制初始缺陷；S4：确定试验载荷要素和试验载荷的相位关系；S5：确定形成贯穿裂纹试验载荷；S6：编制裂纹扩展续航时间试验载荷谱块；S7：在所述试验部(1)上粘贴应变片；S8：进行标定；S9：布置银漆网(7)；S10：加载试验及测量；S11：续航时间验证。本发明通过试验验证金属桨叶大梁出现贯穿性裂纹后至大梁断裂的运行时间，从而估算裂纹产生后允许的续航时间，保证直升机的飞行安全。
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公开(公告)号：CN110884685B
公开(公告)日：2022-06-21
申请号：CN201911231093.8
申请日：2019-12-04
申请人： 中国直升机设计研究所
IPC分类号： B64F5/60
摘要： 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：CN111046547A
公开(公告)日：2020-04-21
申请号：CN201911237806.1
申请日：2019-12-04
申请人： 中国直升机设计研究所
IPC分类号： G06F30/20 , G06F30/15 , G01N3/32 , G06F119/04 , G06F113/26
摘要： 本发明属于直升机结构疲劳设计领域，涉及一种直升机矩形复合材料柔性梁高周寿命快速计算方法。该方法包括：根据直升机矩形复合材料柔性梁的材料参数和载荷谱数据计算等效载荷；根据直升机矩形复合材料柔性梁的结构参数和等效载荷计算危险点的等效应力；根据直升机矩形复合材料柔性梁的材料参数和危险点的等效应力计算直升机矩形复合材料柔性梁的许用循环次数；根据每小时的载荷作用总次数n得到复合材料柔性梁的疲劳寿命。该方法既真实反映直升机矩形复合材料柔性梁的真实寿命情况，又可以最大限度地提高计算效率，减少型号研制周期。
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公开(公告)号：CN110884686A
公开(公告)日：2020-03-17
申请号：CN201911231128.8
申请日：2019-12-04
申请人： 中国直升机设计研究所
IPC分类号： B64F5/60
摘要： 本发明属于直升机结构疲劳设计领域，本发明提供一种直升机桨叶翼型段疲劳试验件的改造方法，包括：将桨叶根部段截断至试验所要求的长度；去除桨叶根部截断部位内的泡沫，并填充短切玻璃纤维混合物，对短切玻璃纤维混合物和桨叶的蒙皮进行加热固化；在桨叶根部截断部位的蒙皮外表面铺设大梁带，并用玻璃布进行包裹；包裹之后，对玻璃布、大梁带和桨叶根部截断部位的蒙皮进行加热固化；在铺设大梁带的区域相对的两侧加装夹板，完成疲劳试验件的改造。
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公开(公告)号：CN112485135B
公开(公告)日：2022-09-13
申请号：CN202011199904.3
申请日：2020-10-30
申请人： 中国直升机设计研究所
摘要： 本发明属于直升机结构强度试验技术领域，重点涉及一种刚性旋翼复合材料长拉杆疲劳试验装置及验证方法。所述疲劳试验装置(100)包括基座(1)、第一支座(2)、径向约束卡环支座(3)、过渡连接支座(4)、力传感器(5)、作动器(6)、第二支座(7)；所述第一支座(2)、径向约束卡环(3)、过渡连接支座(4)、第二支座(7)从左到右依次设置于所述基座(1)的上端面。本发明通过径向卡环约束大大提高长拉杆的失稳临界载荷，避免长拉杆试验时失稳，既解决了复合材料长拉杆试验载荷升级过程中易失稳问题，同时解决不同长度尺寸疲劳试验验证问题，在满足复合材料长拉杆疲劳验证的要求基础上有很高的工程应用价值。
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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
申请人： 中国直升机设计研究所
IPC分类号： B64F5/60
摘要： 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：CN112485107A
公开(公告)日：2021-03-12
申请号：CN202011192574.5
申请日：2020-10-30
申请人： 中国直升机设计研究所
摘要： 本发明属于直升机结构强度试验技术领域，具体涉及一种金属桨叶大梁裂纹扩展续航时间验证方法。包括如下步骤：S1：通过进行飞行试验，获得待测金属桨叶实测载荷谱；S2：设计并制作试验件；S3：预制初始缺陷；S4：确定试验载荷要素和试验载荷的相位关系；S5：确定形成贯穿裂纹试验载荷；S6：编制裂纹扩展续航时间试验载荷谱块；S7：在所述试验部(1)上粘贴应变片；S8：进行标定；S9：布置银漆网(7)；S10：加载试验及测量；S11：续航时间验证。本发明通过试验验证金属桨叶大梁出现贯穿性裂纹后至大梁断裂的运行时间，从而估算裂纹产生后允许的续航时间，保证直升机的飞行安全。
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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
申请人： 中国直升机设计研究所
IPC分类号： B64F5/60
摘要： 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
申请人： 中国直升机设计研究所
摘要： 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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