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公开(公告)号：CN104897394B
公开(公告)日：2018-06-05
申请号：CN201510204830.0
申请日：2015-04-27
申请人： 中国直升机设计研究所
摘要： 本发明涉及一种直升机传动链扭振特性飞行试验验证方法，首先通过直升机传动链扭特性飞行试验测试技术，根据旋翼转速、机体旋翼轴扭矩、主减机匣应变等测试参数确认动力传动链扭振特性状态，其次根据动力传动链扭振响应状态识别结果对直升机飞行谱进行更改并编制载荷谱，最后进行主要部件寿命分析处理等相关内容，能有效评估传动链扭振特性响应对直升机飞行安全影响，有利于提高直升机试飞安全性。
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公开(公告)号：CN104776970A
公开(公告)日：2015-07-15
申请号：CN201510205044.2
申请日：2015-04-27
申请人： 中国直升机设计研究所
IPC分类号： G01M7/08
摘要： 一种直升机主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能验证方法，属于直升机结构强度试验领域，主要涉及直升机主桨叶变距拉杆在飞行中发生鸟撞损伤后性能的确定方法。针对直升机主桨叶变距拉杆低空域发生鸟撞概率高、危害大的特点，通过全尺寸结构在模拟真实工作环境下的飞鸟撞击、撞击后的三十分钟疲劳寿命验证及剩余强度试验，准确评估该类结构的抗鸟撞性能，确保直升机即使在最严酷的飞行过程中发生鸟撞也不至于出现灾难性的后果。
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公开(公告)号：CN118839428A
公开(公告)日：2024-10-25
申请号：CN202411003443.6
申请日：2024-07-25
申请人： 中国直升机设计研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14 , G06F111/10 , G06F111/04
摘要： 本发明属于直升机旋翼系统强度设计领域，尤其涉及双弹性轴承构型桨毂中央件‑支臂双路载荷传递分载方法。首先，将实体模型简化为以物理量为要素的虚拟模型；接着，结合实体模型载荷传递路径特征，结合有限元软件解出各个部位的等效刚度；最后，根据虚拟模型的数量关系解得两路载荷的比值关系。本方法所需算力更小，基于试验结果的分析方法更为精准。同时，本方法可拓展至结构件的多路载荷传递分析，包括但不限于其他直升机的支臂载荷传递分析、桨毂金属件载荷分析、以及弹性轴承载荷传递分析。
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公开(公告)号：CN115796778A
公开(公告)日：2023-03-14
申请号：CN202211496543.8
申请日：2022-11-27
申请人： 中国直升机设计研究所
IPC分类号： G06Q10/10
摘要： 本发明属于试飞数据库及综合应用系统技术领域，公开了一种与直升机试飞设计同步的在线校审系统和方法，其中系统包括数据库模块、试飞动态流程设计模块和试飞动态流程运行模块；其中，数据库模块中设有试飞动态流程所需的任务、数据、设计工具、专家库和资源，以及上述的数字模型管理表；试飞动态流程设计模块能够将数据库模块的不同任务按一定逻辑组织起来，并且输入与数据库其他数据的关联关系，形成一个完整的试飞动态流程后再交付给试飞动态流程运行模块运行；试飞动态流程运行模块按照所设计的试飞动态流程运行。通过本发明的系统和方法，使得专家可直接参与试飞任务设计，实时与设计人员互动，共同推进任务执行，提高任务设计的效率和质量。
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公开(公告)号：CN112197947A
公开(公告)日：2021-01-08
申请号：CN202011020404.9
申请日：2020-09-25
申请人： 中国直升机设计研究所
摘要： 本发明公开了一种直升机低寿命区寿命曲线扩展计算的方法，包：针对直升机待进行疲劳评定的金属结构，建立其多种破坏模式下的全范围疲劳特性曲线函数，将每一种破坏模式下的全范围疲劳特性曲线绘制在对数坐标系中；对于每个破坏模式下的全范围疲劳特性曲线，将曲线的起点和各拐点作为特征点，从其中选取纵坐标值最大的特征点，继而确定作为基准函数的疲劳特性曲线函数对应的破坏模式，将其余的破坏模式的疲劳特性曲线函数作为迭代函数；基于所述基准函数和迭代函数，通过迭代的方式计算疲劳寿命折算系数，然后分别采用基准函数和利用所述疲劳寿命折算系数修正过的疲劳极限，通过损伤累积的方法计算寿命曲线，即可得到破坏模式下低寿命区间曲线。
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公开(公告)号：CN112197947B
公开(公告)日：2022-06-21
申请号：CN202011020404.9
申请日：2020-09-25
申请人： 中国直升机设计研究所
摘要： 本发明公开了一种直升机低寿命区寿命曲线扩展计算的方法，包：针对直升机待进行疲劳评定的金属结构，建立其多种破坏模式下的全范围疲劳特性曲线函数，将每一种破坏模式下的全范围疲劳特性曲线绘制在对数坐标系中；对于每个破坏模式下的全范围疲劳特性曲线，将曲线的起点和各拐点作为特征点，从其中选取纵坐标值最大的特征点，继而确定作为基准函数的疲劳特性曲线函数对应的破坏模式，将其余的破坏模式的疲劳特性曲线函数作为迭代函数；基于所述基准函数和迭代函数，通过迭代的方式计算疲劳寿命折算系数，然后分别采用基准函数和利用所述疲劳寿命折算系数修正过的疲劳极限，通过损伤累积的方法计算寿命曲线，即可得到破坏模式下低寿命区间曲线。
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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
申请人： 中国直升机设计研究所
摘要： 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：CN103884610A
公开(公告)日：2014-06-25
申请号：CN201210563048.4
申请日：2012-12-21
申请人： 中国直升机设计研究所
摘要： 本发明涉及复合材料疲劳性能测定方法，特别是复合材料II型开裂门槛值的测定。本方法采用恒载增K控制下的单端缺口弯曲(ENF)试样，并在若干应力水平下进行。试验过程中每隔一定循环记录试样的裂纹开裂长度a、试样挠度值δmax及对应的载荷循环次数N。采用双增长指数函数拟合得到试样的a-N曲线，并进一步得到其da/dN-ΔGII散点图，将不同应力水平下的da/dN-ΔGII散点图叠加并拟合，即可得到全范围裂纹扩展da/dN-ΔGII曲线，进而得到开裂门槛值。由于同组应力水平下层间最大应力恒定，因此本试验还可同时用于测定疲劳S-N曲线。同以往载荷控制下的降G法相比，该测定方法操作简便，获得的材料疲劳性能信息更多。
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公开(公告)号：CN118839426A
公开(公告)日：2024-10-25
申请号：CN202411003434.7
申请日：2024-07-25
申请人： 中国直升机设计研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14 , G06F111/10
摘要： 本发明属于直升机结构强度领域，涉及一种用于自动倾斜器载荷传递分析的方法。考虑自动倾斜器姿态变化和子结构的运动关系，提高了载荷计算的精度，所获得的子结构载荷为自动倾斜器结构的强度分析、优化设计提供了重要的输入。相比自动倾斜器的传统载荷计算解析法，不受自动倾斜器构型限制，适用于直升机任何构型自动倾斜器载荷传递计算和谐波分析，在已知载荷输入的情况下，可以用于自动倾斜器输出端的载荷预测。该方法同时也为类似运动机构结构的载荷传递分析提供参考。
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公开(公告)号：CN106596301A
公开(公告)日：2017-04-26
申请号：CN201611083605.7
申请日：2016-11-30
申请人： 中国直升机设计研究所
CPC分类号： G01N3/32 , G01N1/28 , G01N1/286 , G01N1/32 , G01N2203/0073
摘要： 本发明提供了一种直升机金属结构缺陷检查周期确定方法，属于直升机结构疲劳设计技术领域。包括首先根据结构材料、制造、使用情况选择缺陷类型及参数，以及通过应力分析和疲劳试验确定结构的危险区域；之后预制各种缺陷，并基于实测载荷和破坏应力分析，确定金属结构缺陷容限试验的动、静载荷；最后确定结构安全缺陷容限S‑N曲线，并计算带缺陷结构的安全寿命，不同缺陷分别计算，取计算结果中的最小值作为带缺陷结构的检查周期，本发明基于危险性分析，采用带缺陷试件的试验确定带缺陷结构的疲劳极限，结合飞行载荷谱给出的可检结构缺陷的安全检查周期和所允许的最大损伤，可保证直升机使用的安全，并满足适航条款的缺陷容限验证要求。
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