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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]一种直升机振动响应数据处理方法-CN201911228109.X有效
发明人：王召勇;曾玖海;崔韦;王玉合 -专利权人：中国直升机设计研究所
申请日： 2019-12-04 - 公布日： 2022-11-22 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明属于直升机振动测试数据处理领域，公开了一种直升机振动响应数据处理方法，通过实测振动数据的预处理及状态划分时间段，得到满足分析要求的数据块；根据部件所处具体位置，获得其主要的影响频率；采用FFT变换得到各主要影响频率下振动幅值；结合直升机飞行谱，采用统计方法得到各主要影响频率下幅值的分布；采用参数估计和假设检验，得到其概率分布，并获得满足一定置信度和可靠性要求的振动响应幅值，解决了直升机振动响应谱编制问题。
一种直升机振动响应数据处理方法

[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]一种主起落架缓冲支柱接头疲劳试验设计方法-CN202011021357.X有效
发明人：杨婵;曾玖海;吕乐丰;王莹;王召勇;王利鹏;简成文 -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： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明属于直升机重要连接接头疲劳试验设计技术领域，公开了一种主起落架缓冲支柱接头疲劳试验设计方法。在开展疲劳试验之前，通过数值仿真方法进行试验陪试件刚度设计、试验件安装和加载设计。本发明提出的一种主起落架缓冲支柱接头疲劳试验设计方法，能够保证机体结构的刚度对试验精度的影响在可接受范围内、疲劳试验结果可靠性和合理性。此外，基于准确、可靠的疲劳试验数据获得主起落架缓冲支柱接头的安全疲劳极限、平均疲劳极限和结构寿命曲线，为其疲劳寿命设计提供数据支撑。
一种起落架缓冲支柱接头疲劳试验设计方法

[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]一种直升机自动倾斜器大轴承飞行载荷测试方法-CN201911227612.3有效
发明人：付裕;晏峰;曾玖海;汪洋;王建;陶宪斌;杨昌;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： 2022-04-29 - 主分类号： B64F5/60 文献下载
摘要：本发明提供一种直升机自动倾斜器大轴承飞行载荷测试方法，所述测试方法包括，直升机飞行过程中，测量自动倾斜器的至少一根变距拉杆的轴向载荷，得到所述至少一根变距拉杆的载荷时间历程数据；根据至少一根变距拉杆的载荷时间历程数据，得到多根变距拉杆的载荷时间历程数据；根据力学平衡原理，计算所述多根变距拉杆的载荷时间历程数据，得到自动倾斜器大轴承合力的载荷时间历程数据；根据所述多根变距拉杆的载荷时间历程数据和变距拉杆距在轴线方向与旋翼轴的垂直距离，根据所述多根变距拉杆在桨叶俯视逆时针旋转方向或桨叶俯视顺时针旋转方向的力矩时间历程数据，计算得到自动倾斜器大轴承合力矩时间历程数据。
一种直升机自动倾斜轴承飞行载荷测试方法

[发明专利]一种直升机桨叶销飞行载荷测试方法-CN201911227823.7有效
发明人：杨昌;岳巍;曾玖海;熊欣;陶宪斌;吴堂珍;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： 2022-04-29 - 主分类号： B64F5/60 文献下载
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)。
一种直升机桨叶飞行载荷测试方法

[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

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