直升机动部件的疲劳损伤与可靠性分析

针对直升机动部件的载荷特点和疲劳损伤型式,在确定某型直升机旋翼检查周期时, 以Weihull型S-N曲线公式为基础,结合Miner线性累积损伤法则计算安全使用寿命,依据概率断裂力学理论建立具有角裂纹型初始缺陷结构的损伤容限分析模型,由此可获得保证一定可靠度的使用寿命和检查周期,对此型直升机旋翼动部件寿命评定与监控有重要的工程应用价值。     

基于Paris解的直升机动部件损伤容限分析

直升机金属动部件是单路传力结构,承受高周疲劳载荷,一般认为不适合采用损伤容限设计,但对多个螺栓连接的大型接头,有较好的损伤容限特性.文章根据线弹性断裂力学Paris理论,提出了一套适合直升机动部件的损伤容限分析方法,通过对某型机尾桨叶接头进行损伤容限分析,得出了具有高可靠度的较长的裂纹扩展寿命.     

直11型直升机旋翼系统动部件飞行载荷测试技术

直升机旋翼系统动部件飞行载荷测量是全机飞行载荷测量的关键,也是直升机寿命可靠性工作的基础。本文介绍了直11型直升机旋翼系统动部件飞行载荷测量技术及方案。     

现代遥测技术在直八飞行载荷实测中的应用

旋转动部件的飞行载荷实测一直是直升机研究所关注和难以解决的问题,而又是直升机寿命可靠性及疲劳载荷谱编制的重要依据。本文主要叙述研制的YC-24遥测系统原理和特点,以及在直8型机尾桨系统飞行载荷实测应用,为直升机旋转动部件的载荷测试提供了新的成功经验。     

直升机疲劳和静力试验伺服控制系统的研究

本文主要详细的介绍了用于直升机动部件结构的疲劳和静力试验中全数字式的多通道伺服控制系统的总体设计及各功能模块的划分。     

舰载直升机金属动部件寿命控制技术研究

在分析现役老龄化舰载直升机动部件载荷特点的基础上,结合直升机所处的海洋腐蚀环境,讨论了舰载直升机的损伤类型和损伤容限寿命管理方法在其寿命分析中的应用,比较了损伤容限法应用于舰载直升机动部件与应用于固定翼飞机的不同点,重点讨论了损伤容限方法应用于工程实践亟待解决的关键技术。     

直8型直升机旋翼动部件飞行载荷实测

直升机旋翼动部件飞行载荷实测，由于结构紧凑复杂且高速旋转，给加改装和测试为一一定的难度。本文以直８型直升机为便较详细地介绍了旋翼动部件飞行载荷测试技术和方法，为直升机的强度试飞提供参考。     

直升机动部件小子样全尺寸疲劳试验件的x~2检验

本文将X~2检验——“检验一个小子样是否来自已知标准差的母体”方法应用于直升机动部件的疲劳试验数据统计处理中,并与传统方法获得的结论进行了对比。结果表明:同样的小子样试验数据,若运用检验合格的结论,在同样的可靠度下,能较大幅度地提高零件的疲劳寿命。     

直升机动部件安全寿命和破损安全相结合定寿技术

本文主要介绍直升机动部件安全寿命和破损安全相结合定寿技术中安全寿命评定方法和破损安全定寿技术。将结构的S-N曲线根据不同的风险率γ扩展为带存活率的P-S-N曲线，确定结构的裂纹形成寿命与风险率的关系L0-γ0曲线；根据破损安全分析，确定结构的L1-γ1曲线；二者结合进行直升机动部件安全寿命和破损安全相结合定寿分析。     

直升机动部件寿命评定技术

结合直升机动部件承受高周疲劳载荷的特点,介绍了在直升机动部件寿命评定中一种安全寿命和损伤容限相结合的先进评定技术。     

黑鹰直升机旋翼桨叶防/除冰系统研究

旋翼系统是直升机的关键动部件之一,旋翼桨叶结冰会降低直升机性能,危及飞行安全。为了使直升机具备全天候飞行能力,有必要在直升机上安装旋翼桨叶防/除冰系统。黑鹰直升机上装备的电热防除冰系统是美国西科斯基公司最早开发的比较成功的一款旋翼防/除冰系统。详细介绍黑鹰直升机旋翼防/除冰系统的发展历程和设计特点,对比了UH-60A和UH-60M直升机上防/除冰系统的异同。     

直升机结构动特性建模技术研究

在直升机设计阶段通过建模分析进行全机动特性设计，准确地预测全机振动响应是控制和降低直升机振动水平的关键技术，本文以直11型直升机为研究对象，对机体结构的动特性建模技术进行了深入的研究，采用从部件到全机建模的研究策略，把整个机体分成尾段，舱门，机身段，分别进行有限元建模，动特性试验，相关分析，模型修改技术和建模准则的研究，在此基础上，对部件连接界面建模分析，组建修改后的各部件模型，建立全机动特性分析模型，通过对直11型机全机动力学建模，试验相关分析与模型修改，大大增强了分析模型的预测能力，达到了40Hz以内的频率误差小于11％的预测精度，突破了对直升机复杂结构建模关键技术，建立了适用于直升机结构动力学分析的建模准则，在直11型机动特性设计中取得了成功。     

直升机疲劳评定技术的应用与发展

分析了直升机承受高周疲劳载荷的特点及其关键动部件的高周疲劳特性,阐述了直升机使用飞行谱、疲劳载荷谱的编谱思想及疲劳寿命的评定方法。     

基于实测载荷的直升机变距拉杆损伤计算方法研究

变距拉杆作为直升机操纵链系和传力路径上极其重要的关键组件,在飞行过程中受载严重,疲劳问题突出,从试飞安全的角度考虑,有必要对其飞行过程中的结构损伤情况进行监控。本文结合飞行实测得到的变距拉杆载荷,基于结构有限元计算结果,采用名义应力法对直升机不同飞行状态下的变距拉杆疲劳寿命和损伤情况进行计算,得到了较为准确的变距拉杆疲劳损伤计算结果,建立了一种直升机变距拉杆疲劳损伤计算方法,为试飞过程中该部件结构损伤监控提供了方案,同时对于直升机飞行过程中其他动部件的结构完整性监测也有借鉴意义。     

直升机动部件疲劳载荷谱的编制方法研究

直升机由于其特殊的工作特点和使用环境,全机重心处的过载并不能代表部件上应力水平的高低,因而直升机的疲劳评定要针对具体的关键动部件编制载荷谱。且大多数动部件承受高周振动疲劳;应力-时问历程随机性大;飞行状态复杂多变。     

直升机动部件最大飞行载荷确定方法

在直升机动部件飞行载荷确定方法研究中。本文试图用新的结算方法代替传统的结算方法。这种新方法既经济又准确,在Z9机动部件飞行载荷测试中应用,取得了良好的效果。     

直升机飞行实测载荷有效性分析技术

由于直升机以动部件为代表的特殊结构形式以及复杂的振动载荷环境,飞行实测载荷是疲劳设计和评定过程中的关键数据。本文结合某直升机实测载荷数据,介绍了实测载荷有效性分析的工作内容和方法,其中相关性分析和规律性分析等方法可进一步用于获取各结构的状态、重量、重心、高度疲劳载荷的分布规律和相互关系,使其应用到新型号设计中。为我国直升机疲劳设计载荷的获得提供一些可借鉴的思路。     

CGAMEC 稳步提升直升机维修能力

<正>2013年9月,欧洲直升机公司向中信海直通用航空维修工程有限公司(CGAMEC)正式颁发"松鼠"(AS350)直升机动部件大修资质证书。这使CGAMEC成为目前国内唯一具有欧直系列直升机动部件维修资质的企业。创建于2001年的CGAMEC     

中型双发直升机的新星--AB139

AB139是上世纪90年代中期,阿古斯塔公司在进行A129武装直升机"国际型"开发计划时,以为A129"国际型"研发的动部件系统为基础研发的一种6吨级双发通用直升机。当时该机被命名为A139     

复合式直升机过渡飞行功率特性

为研究复合式直升机其特殊飞行方式下的动力系统功率分配问题,建立了由气动部件和机械传动部件数学模型组成的复合式直升机性能综合计算模型.通过对其飞行条件进行约束,建立了该种飞行器的过渡飞行边界,并对边界内不同过渡路线下的功率进行计算,分析了气动部件和传动部件对复合式直升机过渡飞行过程中的功率影响,并通过地面试验模拟该飞行方式下的功率使用状况对计算模型进行数据验证,结果表明虽然计算值与试验值存在6%的误差,但比传统性能计算方法精度提高了4%.通过该方法可建立一种更为有效的复合式直升机性能计算方法.