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[发明专利]一种直升机桨叶实测载荷相位关系的分析方法-CN202111376236.1有效
发明人： 陶宪斌;杨昌;吴堂珍;喻溅鉴;曾玖海;汪振兴 -专利权人：中国直升机设计研究所
申请日： 2021-11-19 - 公布日： 2023-10-27 - 主分类号： G01M13/00 文献下载
摘要：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。
一种直升机桨叶实测载荷相位关系分析方法

[实用新型]一种基于振动台悬臂梁多试样弯曲疲劳试验系统-CN202223058842.1有效
发明人：何丁妮;陈丹丹;崔韦;陶宪斌;王玉合 -专利权人：中国直升机设计研究所
申请日： 2022-11-17 - 公布日： 2023-04-28 - 主分类号： G01N3/32 文献下载
摘要：本实用新型涉及材料级疲劳试验领域，特别涉及一种基于振动台悬臂梁多试样弯曲疲劳试验系统。该系统包括：振动台、水平滑台、加载杆、夹具；振动台用于对试验件施加不同试验加载频率的弯曲载荷，振动台的动圈内安装有多个相互平行的加载杆，加载杆顶端与试验件固定；水平滑台固定于地面，上表面安装有多个夹具，夹具与试验件位置一一对应，用于夹持试验件。
一种基于振动悬臂梁试样弯曲疲劳试验系统

[发明专利]一种直升机飞行测试载荷疲劳累积损伤的计算和监测方法-CN201911232637.2有效
发明人：杨昌;陶宪斌;付裕;曾玖海;吴堂珍 -专利权人：中国直升机设计研究所
申请日： 2019-12-04 - 公布日： 2023-04-07 - 主分类号： B64F5/60 文献下载
摘要：本发明属于直升机结构疲劳设计领域，提供一种直升机飞行测试载荷的疲劳累积损伤计算方法，所述计算方法包括，对所述待监测部件进行载荷测试；采用雨流计数的方法，统计所述待监测部件的载荷测试结果；采用抛物线修正方法，对平均载荷Smi和动载荷Sai进行修正，得到等效动载荷Saei；通过疲劳试验验证所述待监测部件的破坏形式，根据破坏形式确定待监测部件的疲劳S‑N曲线的形状参数和安全疲劳极限；根据所述等效动载荷Saei、所述待监测部件的高周疲劳S‑N曲线的形状参数和安全疲劳极限，及动载荷Sai和平均载荷Smi对待监测部件的作用次数ni，计算得到待监测部件在一个飞行架次的疲劳累积损伤。
一种直升机飞行测试载荷疲劳累积损伤计算监测方法

[发明专利]一种直升机桨叶飞行实测载荷的应变合成疲劳谱计算方法-CN202211439976.X在审
发明人：曾玖海;史斯佃;陶宪斌;杨昌;张学薇 -专利权人：中国直升机设计研究所
申请日： 2022-11-17 - 公布日： 2023-03-28 - 主分类号： G16C60/00 文献下载
摘要：本发明属于直升机疲劳强度领域，涉及一种直升机桨叶飞行实测载荷的应变合成疲劳谱计算方法。该方法包括：对于桨叶每个特征剖面，获得该剖面的剖面坐标系下的挥舞、摆振弯矩时域曲线数据；确定剖面坐标系下的外形特性和刚度特性；对表征该剖面外形特性的翼型坐标分区，离散成一定数量翼型坐标点；对挥舞弯矩时域曲线和摆振弯矩时域曲线，按时间离散成一定数量挥舞和摆振弯矩时域曲线数据点；将该剖面的翼型坐标点、每个时刻点的挥舞、摆振弯矩数据从该剖面的剖面坐标系下转换到形心主惯轴坐标系；通过形心主惯轴坐标系下的翼型坐标点、刚度特性、剖面挥舞和摆振弯矩，同步计算每个时刻下每个翼型坐标点的应变时域曲线。
一种直升机桨叶飞行实测载荷应变合成疲劳计算方法

[发明专利]一种复合材料桨叶疲劳寿命的半解析计算方法-CN202110427339.X有效
发明人：吴堂珍;付裕;汪振兴;陶宪斌;杨昌;曾玖海 -专利权人：中国直升机设计研究所
申请日： 2021-04-20 - 公布日： 2023-03-24 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：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。
一种复合材料桨叶疲劳寿命解析计算方法

[发明专利]一种无轴承旋翼中央件疲劳试验设计方法-CN202211439899.8在审
发明人：陈丹丹;何丁妮;李玮;包名;晏峰;陶宪斌 -专利权人：中国直升机设计研究所
申请日： 2022-11-17 - 公布日： 2023-03-14 - 主分类号： G01M13/00 文献下载
摘要：本发明属于疲劳试验领域，涉及一种无轴承旋翼中央件疲劳试验设计方法。该方法包括：在无轴承旋翼中央件疲劳试验特征载荷选取时，考虑要模拟中央件本体上载荷分布情况，以及对中央件强度影响的重要程度，选取挥舞弯矩和摆振弯矩作为特征载荷，同时将施加的离心力作为环境载荷；将无轴承旋翼中央件与挥舞支臂对接剖面处作为载荷监控位置，其中，该剖面的挥舞弯矩、摆振弯矩以及离心力与试验设计载荷保持一致；将无轴承中央件桨毂中心处作为载荷监测位置，考虑到控制系统精度和可实施性，该载荷监测位置的主轴弯矩和主轴扭矩处于试验设计载荷5％的误差范围内。
一种轴承中央疲劳试验设计方法

[发明专利]一种基于载荷特性比对的直升机旋翼动部件强度设计方法-CN202011020364.8有效
发明人：刘牧东;喻溅鉴;熊欣;陈亚萍;陶宪斌;吴堂珍 -专利权人：中国直升机设计研究所
申请日： 2020-09-25 - 公布日： 2022-12-06 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于载荷特性比对的直升机旋翼动部件强度设计方法，包括：获取直升机旋翼动部件静强度载荷特性影响系数，计算载荷状态更改后部件极限强度裕度；建立直升机旋翼动部件疲劳载荷影响系数模型，绘制疲劳载荷影响系数随寿命的变化曲线，分析载荷更改对疲劳性能影响程度；利用更改前评强度估结果和试验测试数据，评估旋翼动部件静强度和疲劳寿命，并指导设计更改完善。本发明方法充分借助更改前评强度估结果和试验测试数据，能简便有效地评估旋翼动部件静强度和疲劳寿命，并指导设计更改完善。
一种基于载荷特性直升机旋翼动部件强度设计方法

[发明专利]一种旋转部件飞行测试静态载荷、动态载荷分离方法-CN201911227902.8有效
发明人：陈亚萍;曾玖海;喻溅鉴;汪洋;陶宪斌;杨昌;付裕;曾本银 -专利权人：中国直升机设计研究所
申请日： 2019-12-04 - 公布日： 2022-09-30 - 主分类号： B64F5/60 文献下载
摘要：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。
一种旋转部件飞行测试静态载荷动态分离方法

[发明专利]一种直升机矩形复合材料柔性梁高周寿命快速计算方法-CN201911237806.1有效
发明人： 陶宪斌;朱定金;吴堂珍;熊欣;杨昌;陈亚萍;岳巍;曾玖海;孟庆春;吕明月 -专利权人：中国直升机设计研究所
申请日： 2019-12-04 - 公布日： 2022-09-16 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
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。
一种直升机矩形复合材料柔性梁高周寿命快速计算方法

[发明专利]一种桨叶防除冰加热组件粘接强度验证方法-CN202110427337.0有效
发明人：杨昌;奚佳凯;陶宪斌;付裕;汪振兴;孟庆春 -专利权人：中国直升机设计研究所
申请日： 2021-04-20 - 公布日： 2022-09-06 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明属于直升机结构疲劳设计技术领域，具体涉及一种桨叶防除冰加热组件粘接强度验证方法。本发明采用小样件试验结合有限元应力计算对粘接面的静强度和疲劳寿命进行评估，采用小样件试验替代全尺寸性能试验，节省了大量试验资源，并且通过4点弯曲疲劳加载方法，有效地对考核区均匀施加多个试验载荷，有效评定防除冰加热组件脱粘检查周期，本发明为防除冰加热组件粘接强度验证提供了方法，有极大的工程应用价值。
一种桨叶除冰加热组件强度验证方法

[发明专利]基于RBF神经网络的直升机旋翼飞行载荷预测方法-CN201811333269.6有效
发明人：张君男;喻溅鉴;陈亚萍;陶宪斌;曾玖海;李玮;杨昌;吴堂珍 -专利权人：中国直升机设计研究所
申请日： 2018-11-09 - 公布日： 2022-07-15 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本申请提供了一种基于RBF神经网络的直升机旋翼飞行载荷预测方法，包括：获取直升机的飞行数据，并对飞行数据进行预处理，筛选出关键飞行参数；建立基于RBF神经网络的旋翼飞行载荷预测模型；将关键飞行参数作为旋翼飞行载荷预测模型的输入，将旋翼飞行载荷矩阵作为旋翼飞行载荷预测模型的输出，对旋翼飞行载荷预测模型进行优化；通过优化后的旋翼飞行载荷预测模型，对旋翼飞行载荷进行预测。
基于 rbf 神经网络直升机飞行载荷预测方法

[发明专利]一种直升机机身整流罩振动疲劳试验验证方法-CN202011020414.2有效
发明人：何丁妮;崔韦;陶宪斌 -专利权人：中国直升机设计研究所
申请日： 2020-09-25 - 公布日： 2022-06-21 - 主分类号： G01M7/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种直升机机身整流罩振动疲劳试验验证方法，包括在机身整流罩上布设测量设备、机身整流罩支持边界模拟；振动疲劳试验载荷谱编制；试验前检查；进行振动疲劳试验，并在试验过程中保证周期检查；试验终止后检查，确定结构振动疲劳危险部位和振动疲劳寿命。本发明提供了整流罩件振动疲劳试验载荷谱的编制方法、试验加载方法以及试验操作过程。针对直升机机身整流罩结构，根据其动力学特性及复杂振动载荷环境分布特性，通过基于固有频率、振型以及振动响应的多目标参数优化分析，完成支持边界设计；本发明方法能通过试验验证结构件的振动疲劳破坏危险部位和寿命，保证直升机结构振动疲劳安全。
一种直升机机身整流振动疲劳试验验证方法

[发明专利]一种直升机桨叶的载荷监控方法-CN201911231093.8有效
发明人： 陶宪斌;岳巍;余洵;杨昌;吴堂珍;曾玖海;陈亚萍;孟庆春 -专利权人：中国直升机设计研究所
申请日： 2019-12-04 - 公布日： 2022-06-21 - 主分类号： B64F5/60 文献下载
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。
一种直升机桨叶载荷监控方法

[发明专利]一种基于直升机旋翼转速生成方位角信号的方法-CN202011200702.6有效
发明人： 陶宪斌;汪振兴;杨昌;付裕;曾玖海;吴堂珍 -专利权人：中国直升机设计研究所
申请日： 2020-10-30 - 公布日： 2022-05-31 - 主分类号： B64F5/60 文献下载
摘要：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。
一种基于直升机转速生成方位角信号方法

[发明专利]一种无轴承旋翼尾桨柔性梁静力试验载荷表征和调试方法-CN201911227728.7有效
发明人：杨昌;吴堂珍;陶宪斌;王玉合;余洵;付裕 -专利权人：中国直升机设计研究所
申请日： 2019-12-04 - 公布日： 2022-05-06 - 主分类号： B64F5/60 文献下载
摘要：本发明提供一种无轴承旋翼尾桨柔性梁静力试验载荷表征方法，所述载荷表征方法包括，确定柔性梁静力试验的载荷要素：基于确定的载荷要素，计算柔性梁静力试验时柔性梁考核区的挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0，选择挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0中弯曲刚度较小的值所对应的加载方向为静力试验载荷优化后的加载方向；根据所述试验载荷优化后的加载方向，将挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0中弯曲刚度较大的值所对应的弯矩，按照同等应变的方式等效为挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0中弯曲刚度较小的值所对应的弯矩。
一种轴承旋翼尾桨柔性静力试验载荷表征调试方法

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