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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

[发明专利]一种直升机旋翼系统弹击损伤预制方法-CN201911229067.1有效
发明人：崔韦;喻溅鉴;杨昌;陈亚萍;吴堂珍;熊欣 -专利权人：中国直升机设计研究所
申请日： 2019-12-04 - 公布日： 2023-03-28 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明属于直升机旋翼系统强度设计，涉及直升机旋翼系统弹击损伤预制方法。其包括：确定旋翼系统部件的非关重部件和关重部件；将旋翼系统部件的关重部件划分为第一关重部位和第二关重部位，确定第二关重部位的薄弱点及其失效模式，根据第二关重部位的薄弱点及其失效模式确定第二关重部位的弹击点及其弹击角度；根据待验证部件的工作转速、待验证部件的第二关重部位的弹击点，计算待验证部件的第二关重部位的弹击点的叠加线速度；根据抗弹击设计参数和第二关重部位的弹击点的叠加线速度，确定枪弹参数；按照枪弹参数以第二关重部位的弹击点所对应的弹击角度进行弹击试验。能够制定弹击方案完成试验件的弹击损伤制备。
一种直升机系统损伤预制方法

[发明专利]一种直升机结构疲劳寿命曲线计算方法及装置-CN201911227891.3有效
发明人：陈亚萍;曾玖海;喻溅鉴;朱定金;曾本银;吴艳霞;张伟;熊欣 -专利权人：中国直升机设计研究所
申请日： 2019-12-04 - 公布日： 2023-03-24 - 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领域，具体涉及一种直升机结构疲劳寿命曲线计算方法及装置。该方法包括：确定相应结构的全范围S‑N曲线；获取直升机结构的载荷谱并对直升机结构的载荷谱进行处理得到预处理载荷谱；根据全范围S‑N曲线和预处理载荷谱计算疲劳寿命曲线点；根据疲劳寿命曲线点确定直升机结构疲劳寿命曲线。本方法能基于全范围S‑N曲线，得到更精确的直升机结构疲劳寿命曲线。
一种直升机结构疲劳寿命曲线计算方法装置

[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]一种直升机动部件损伤容限简化谱编制方法-CN202011022010.7有效
发明人：崔韦;曾本银;朱定金;喻溅鉴;刘牧东;付裕 -专利权人：中国直升机设计研究所
申请日： 2020-09-25 - 公布日： 2022-11-18 - 主分类号： G01M13/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种直升机动部件损伤容限简化谱编制方法，包括：建立均值‑幅值载荷矩阵，根据典型任务谱对所述均值‑幅值载荷矩阵各级载荷进行排序，得到典型任务剖面的损伤容限原谱；根据动部件材料的裂纹扩展门槛值和动部件结构临界裂纹长度，计算结构的裂纹扩展门槛载荷；以结构裂纹扩展门槛载荷为限，截除所述损伤容限原谱中低于裂纹扩展门槛载荷的小载荷，简化载荷谱；对所述的损伤容限原谱中最大载荷所在状态进行分析，假设状态载荷服从正态分布，外推得到最大载荷，将此最大载荷替换损伤容限原谱中最大载荷；按裂纹扩展增量等效原则，使用材料裂纹扩展速率曲线，将被合并状态的次数等效到目标状态载荷值下的次数，得到损伤容限简化谱。
一种直升机部件损伤容限简化编制方法

[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]一种试验导向的直升机旋翼金属件疲劳设计方法-CN202011022238.6有效
发明人：熊欣;刘牧东;赵凤帅;喻溅鉴;崔韦 -专利权人：中国直升机设计研究所
申请日： 2020-09-25 - 公布日： 2022-09-06 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明公开了一种试验导向的直升机旋翼金属件疲劳设计方法，包括：确定目标寿命试验对应的打样疲劳极限，以此计算旋翼金属部件不同材料、擦蚀模式下开展疲劳试验的最大加载载荷，并试验载荷下的分析；根据反算疲劳试验中旋翼动部件各材料、擦蚀模式状态下的试验打样疲劳极限；考虑应力比效应进行静载修正，计算各特征载荷打样等效动载荷，评估结构疲劳寿命；确定旋翼动部件危险部位优化尺寸并指导设计，满足疲劳试验考核目标要求。本方法对特性试验加速载荷下的试验件及配套件的强度、刚度及边界约束是否能够满足要求有了提前的预判，避免了试验方案设计不合理造成提前失效。
一种试验导向直升机金属件疲劳设计方法

[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]一种基于打样疲劳载荷的直升机旋翼动部件优化方法-CN202011214956.3有效
发明人：刘牧东;崔韦;王建;熊欣;喻溅鉴 -专利权人：中国直升机设计研究所
申请日： 2020-11-03 - 公布日： 2022-05-20 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于打样疲劳载荷的直升机旋翼动部件优化方法，包括：基于直升机旋翼动部件的目标低疲劳寿命，得到目标低周疲劳寿命对应的低周打样等效动应力；考虑应力比效应，获得旋翼动部件低周最大应力，基于此对旋翼动部件危险截面进行优化，满足低周疲劳寿命指标要求；确定直升机结构疲劳寿命，计算直升机结构的目标高周疲劳寿命对应的高周打样疲劳极限；确定满足高周疲劳寿命要求的设计动载荷，并计算对应的高周打样等效动应力；基于旋翼动部件材料安全疲劳极限，确定满足条件的等效动应力，使直升机旋翼动部件满足高周疲劳寿命的要求；优化旋翼动部件危险截面，满足高周疲劳寿命的设计要求。
一种基于打样疲劳载荷直升机旋翼动部件优化方法

[发明专利]一种直升机无轴承尾桨叶弹击后的强度试验设计方法-CN201911227893.2有效
发明人：吴堂珍;曾玖海;杨昌;陶宪斌;喻溅鉴;苑博 -专利权人：中国直升机设计研究所
申请日： 2019-12-04 - 公布日： 2022-04-12 - 主分类号： B64F5/60 文献下载
摘要：本发明为一种直升机无轴承尾桨叶弹击后的强度试验设计方法，包括：按强度试验要求，对尾桨叶进行弹击，并确定弹击的位置；对弹击后的尾桨叶进行夹具夹持；在弹击后尾桨叶的端部进行铰支点连接；尾桨叶的试验载荷加载：选取离心力FC、袖套压力Fx、挥舞弯矩My、摆振弯矩Mz和扭矩Mx作为弹击后尾桨叶疲劳试验的加载载荷；对飞行载荷谱所有状态的最大实测动载荷进行从大到小排序，按载荷级数对飞行载荷谱的时间比例进行切割，选取每级中的最大动载荷覆盖对应每级区间内的所有动载荷，分别对弹击后尾桨叶翼型段和袖套进行疲劳试验；选取飞行载荷谱中的最大使用载荷作为剩余强度试验的限制载荷，分别对弹击后尾桨叶翼型段和袖套进行剩余强度试验。
一种直升机轴承桨叶弹击后强度试验设计方法

[发明专利]一种直升机工程二力杆机构连接件疲劳试验载荷设计方法-CN202111103565.9在审
发明人： 喻溅鉴;胡磊;陈亚萍;刘牧东;崔韦;熊欣;高超干 -专利权人：中国直升机设计研究所
申请日： 2021-09-18 - 公布日： 2022-02-25 - 主分类号： G01M13/00 文献下载
摘要：本发明属于直升机结构疲劳设计领域，涉及一种直升机工程二力杆机构连接件疲劳试验载荷设计方法。本发明通过查取疲劳极限设计疲劳试验轴向力幅值；采用转动角度谱，设计疲劳试验转动角度幅值；采用轴向力和转动角度谱，设计疲劳试验轴向力和转动角度的相位差；根据上述设计结果，确定疲劳试验载荷。本发明针对已有二力杆轴向力和转动角度谱，优化设计直升机工程二力杆机构连接件疲劳试验载荷，提高工程二力杆机构连接件疲劳试验验证的精度。
一种直升机工程二力杆机构连接疲劳试验载荷设计方法

[发明专利]直升机法兰螺栓载荷分析和低周疲劳寿命预测方法-CN202111376513.9在审
发明人：刘牧东;熊欣;崔韦;喻溅鉴;赵凤帅 -专利权人：中国直升机设计研究所
申请日： 2021-11-19 - 公布日： 2022-02-25 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明提供了一种直升机法兰螺栓载荷分析和低周疲劳寿命预测方法，所述方法包括：基于直升机法兰螺栓的分布形式进行载荷分析，计算所述法兰螺栓的最大载荷值；基于所述法兰螺栓的最大载荷值、直升机法兰螺栓的首圈螺纹和螺栓头最小截面，计算直升机法兰螺栓的最大局部应力；基于所述直升机法兰螺栓的最大局部应力得到法兰螺栓的低周疲劳静应力和动应力的表示方法；基于寿命模型、法兰螺栓的低周疲劳静应力和动应力得到直升机法兰螺栓低周疲劳等效动应力表达式，并采用全范围S‑N曲线评估低周疲劳寿命。
直升机法兰螺栓载荷分析疲劳寿命预测方法

[发明专利]一种确定直升机挥舞支臂危险点的方法-CN202111376126.5在审
发明人：高超干;崔韦;喻溅鉴;熊欣 -专利权人：中国直升机设计研究所
申请日： 2021-11-19 - 公布日： 2022-02-18 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明提供了一种确定直升机挥舞支臂危险点的方法，所述方法包括：基于挥舞支臂的平衡条件确定静载荷值和周期性载荷；对分析模型施加所述静载荷值和周期性载荷，得到与所述静载荷和周期性载荷对应的应力分布；基于所述应力分布确定危险点；本发明可以分析一个飞行谱内所有飞行状态的挥舞支臂应力变化过程，直观的得到在何种状态何种相位下挥舞支臂的哪些位置为危险点，通过一次计算验证结构的静强度是否满足设计要求；获得疲劳危险部位，为寿命预估、部件结构优化设计和试验验证提供技术支持。
一种确定直升机挥舞危险方法

[发明专利]一种金属结构缺陷容限应力与循环次数关系确定方法-CN201810676634.7有效
发明人： 喻溅鉴;陈亚萍;张君男;胡磊;邹静;熊欣;高雅;崔韦 -专利权人：中国直升机设计研究所
申请日： 2018-06-27 - 公布日： 2021-11-02 - 主分类号： B64F5/60 文献下载
摘要：本发明提供了一种金属结构缺陷容限应力与循环次数关系确定方法，涉及直升机结构疲劳设计领域。所述方法包括过起点作高周缺陷容限平均应力‑循环次数曲线的第一切线，相交于该曲线，并构成第一关系曲线，对所述第一关系曲线的应力乘以金属结构的应力减缩系数，获得第二关系曲线；对所述第一关系曲线的循环次数除以金属结构的寿命分散系数，获得第三关系曲线；取所述第二关系曲线与所述第三关系曲线的包络线作为金属结构缺陷容限应力与循环次数关系曲线。本发明能基于已有的高周缺陷容限应力‑循环次数曲线方程，建立适应安全性指标的全范围缺陷容限安全应力‑循环次数曲线，满足缺陷容限设计与验证的要求。
一种金属结构缺陷容限应力循环次数关系确定方法

[发明专利]一种直升机低周疲劳载荷谱编制方法-CN201611068462.2有效
发明人： 喻溅鉴;崔韦;汪洋;陈亚萍;王小阳;熊欣;高雅;胡磊;王召勇 -专利权人：中国直升机设计研究所
申请日： 2016-11-29 - 公布日： 2020-02-21 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开了一种直升机低周疲劳载荷谱编制方法。所述直升机低周疲劳载荷谱编制方法包括如下步骤：步骤1：获得各个飞行状态的载荷最大值、载荷最大值作用次数、载荷最小值以及载荷最小值作用次数；步骤2：制作排序结果表；步骤3：根据所述排序结果表各行获得各级载荷历程，从而获得n个直升机低周疲劳载荷谱；步骤4：设定预设条件，从而从n个直升机低周疲劳载荷谱中选择一个直升机低周疲劳载荷谱作为实际使用直升机低周疲劳载荷谱。采用本申请的直升机低周疲劳载荷谱编制方法能基于已有的各飞行状态载荷，系统地处理各飞行状态使用顺序，满足疲劳设计与评定的要求。能够满足直升机使用的要求。
一种直升机疲劳载荷编制方法

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