直升机金属结构缺陷容限验证技术研究 被引量：13

1

作者 顾文标 喻溅鉴 +1 位作者 邹静 潘春蛟 《直升机技术》 2013年第1期20-25,共6页

直升机结构的缺陷容限验证在FAR/CCAR27/29.571条适航条款中有明确的要求。文章提出了全尺寸结构缺陷容限验证思路,对验证的各个环节,包含缺陷的类型及参数、缺陷容限特性曲线基本参数及安全系数、真实缺陷下载荷或应力的修正、结构的... 直升机结构的缺陷容限验证在FAR/CCAR27/29.571条适航条款中有明确的要求。文章提出了全尺寸结构缺陷容限验证思路,对验证的各个环节,包含缺陷的类型及参数、缺陷容限特性曲线基本参数及安全系数、真实缺陷下载荷或应力的修正、结构的缺陷容限性能、检查周期的确定等进行了探讨,为开展直升机结构缺陷容限验证工作提供了技术支持。 展开更多

关键词 直升机 缺陷容限 验证技术 特性曲线

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直升机飞行实测载荷有效性分析技术 被引量：5

2

作者 顾文标 喻溅鉴 +1 位作者 潘春蛟 曾本银 《直升机技术》 2007年第4期19-23,共5页

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... 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。 展开更多

关键词 直升机 载荷 有效性

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某型直升机全尺寸尾段结构强度试验破坏分析 被引量：1

3

作者 顾文标 查丁平 +1 位作者 邹静 虞汉文 《直升机技术》 2019年第1期20-24,共5页

某型民用直升机按照适航FAR/CCAR27/29.571条的要求,进行全尺寸尾段的强度验证,在进行到1.1倍极限载荷静强度试验时提前破坏。从载荷对比、应力分析和制造检查等方面对试验破坏原因进行分析,完善了结构的设计,改进了制造工艺,重新设计... 某型民用直升机按照适航FAR/CCAR27/29.571条的要求,进行全尺寸尾段的强度验证,在进行到1.1倍极限载荷静强度试验时提前破坏。从载荷对比、应力分析和制造检查等方面对试验破坏原因进行分析,完善了结构的设计,改进了制造工艺,重新设计制造后的全尺寸尾段试验达到了验证目标。 展开更多

关键词 直升机 尾段 强度验证试验 破坏分析

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某型直升机导弹挂装疲劳强度分析 被引量：1

4

作者 顾文标 张伟 +1 位作者 邹静 潘春蛟 《直升机技术》 2018年第4期8-11,15,共5页

某型导弹通过滑块挂装在直升机上,直升机任务多样,导弹承受着较复杂的气动、惯性及振动载荷。在缺少飞行载荷测量和疲劳试验的前提下,通过分析导弹的使用环境和载荷形式,结合结构有限元模型分析,建立导弹各关键区域的应力谱,基于全范围... 某型导弹通过滑块挂装在直升机上,直升机任务多样,导弹承受着较复杂的气动、惯性及振动载荷。在缺少飞行载荷测量和疲劳试验的前提下,通过分析导弹的使用环境和载荷形式,结合结构有限元模型分析,建立导弹各关键区域的应力谱,基于全范围疲劳特性S-N曲线和累积损伤理论,分析的导弹疲劳强度满足安全飞行的挂装要求。 展开更多

关键词 直升机 导弹 疲劳分析

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某型直升机新构型尾桨抗侧风能力验证试飞 被引量：1

5

作者 顾文标 陈圆 +1 位作者 陈敏 游洪华 《直升机技术》 2020年第1期38-41,31,共5页

为满足直升机飞行品质规范的要求,更好地适应高原地区使用环境,某型直升机尾桨采用新构型设计,通过尾桨距范围的拓展,获得尾桨最大抗侧风能力的提升。新构型尾桨经过装机适应性检查、地面运转试验、平原地区试飞和高原地区尾桨距放距试... 为满足直升机飞行品质规范的要求,更好地适应高原地区使用环境,某型直升机尾桨采用新构型设计,通过尾桨距范围的拓展,获得尾桨最大抗侧风能力的提升。新构型尾桨经过装机适应性检查、地面运转试验、平原地区试飞和高原地区尾桨距放距试飞,完成了最大抗侧风能力验证,为新构型尾桨的后续设计完善提供依据。 展开更多

关键词 尾桨 新构型 抗侧风能力 飞行验证

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直升机舱内降噪技术研究 被引量：10

6

作者 虞汉文 孙东红 +2 位作者 李明强 顾文标 许宁 《直升机技术》 2012年第4期38-44,共7页

舱内噪声问题是影响直升机竞争力的一个重要因素。以某直升机作为研究对象,将飞行噪声数据作为输入,分别从噪声预计技术、噪声被动控制技术、噪声主动控制技术三个方面开展直升机降噪技术研究,并根据理论分析和试验结果,实施了直升机舱... 舱内噪声问题是影响直升机竞争力的一个重要因素。以某直升机作为研究对象,将飞行噪声数据作为输入,分别从噪声预计技术、噪声被动控制技术、噪声主动控制技术三个方面开展直升机降噪技术研究,并根据理论分析和试验结果,实施了直升机舱内主动、被动综合降噪设计,以较小的重量代价,取得了试验室环境6dBA综合降噪效果,达到了预期目标。 展开更多

关键词 直升机 舱内降噪 主动控制 被动控制 统计能量法

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直升机复合材料主桨叶缺陷容限验证技术 被引量：5

7

作者 潘春蛟 顾文标 +2 位作者 曾玖海 邹静 虞汉文 《直升机技术》 2015年第2期50-57,共8页

目前直升机主桨叶结构多采用复合材料,作为直升机特有的关键性动部件,工作时一直处于复杂的受力环境中,其状况直接影响到直升机的飞行安全。复合材料主桨叶设计与生产工艺复杂,制造中很容易出现如分层、错位、皱褶、夹杂等内部缺陷,而... 目前直升机主桨叶结构多采用复合材料,作为直升机特有的关键性动部件,工作时一直处于复杂的受力环境中,其状况直接影响到直升机的飞行安全。复合材料主桨叶设计与生产工艺复杂,制造中很容易出现如分层、错位、皱褶、夹杂等内部缺陷,而使用时的高速旋转使其很容易受到外物如飞沙、走石等的冲击损伤。按照适航FAR/CCAR27/29.571条的要求,提出复合材料桨叶缺陷容限性能验证的方法并予以实施,降低了用户使用和维护成本,提高了结构的安全可靠性。 展开更多

关键词 直升机 主桨叶 复合材料 缺陷容限 验证技术

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直升机飞行载荷应用探讨 被引量：5

8

作者 潘春蛟 喻溅鉴 +2 位作者 巴唐尧 邹静 顾文标 《直升机技术》 2012年第4期17-21,共5页

直升机载荷在结构设计和验证中起着关键性的作用。90年代以来,直升机的飞行载荷测量技术得到了飞速发展,使全面获得各型号的飞行载荷成为了可能。基于飞行载荷实测数据,从飞行载荷与旋翼构型的关系、影响飞行载荷的因素、状态载荷的分... 直升机载荷在结构设计和验证中起着关键性的作用。90年代以来,直升机的飞行载荷测量技术得到了飞速发展,使全面获得各型号的飞行载荷成为了可能。基于飞行载荷实测数据,从飞行载荷与旋翼构型的关系、影响飞行载荷的因素、状态载荷的分布规律,以及飞行载荷与故障的相关性等几方面对如何拓展飞行载荷的应用范围进行了初步探讨,为充分发挥飞行载荷历史数据在新机研制的设计、试验和试飞验证中的作用提供思路。 展开更多

关键词 直升机 设计载荷 飞行载荷

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直升机蜂窝夹层结构缺陷验收准则验证技术研究 被引量：4

9

作者 邹静 孙朝华 +2 位作者 顾文标 查丁平 潘春蛟 《直升机技术》 2014年第1期50-58,共9页

蜂窝夹层作为一种特殊的复合材料结构,具有比强度、比刚度较高,性能易设计且便于大尺寸整体成型等诸多优点,广泛应用在航空器的结构设计中。但蜂窝夹层结构在制造、使用和维护过程中易出现脱/漏粘、冲击、磕碰等内在缺陷或外来损伤,可... 蜂窝夹层作为一种特殊的复合材料结构,具有比强度、比刚度较高,性能易设计且便于大尺寸整体成型等诸多优点,广泛应用在航空器的结构设计中。但蜂窝夹层结构在制造、使用和维护过程中易出现脱/漏粘、冲击、磕碰等内在缺陷或外来损伤,可能导致结构强度的降低,从而危及结构安全。基于强度理论制定了一种直升机蜂窝夹层结构的静强度、疲劳强度和剩余强度综合验证思路与方法。针对典型结构的构型、缺陷类型和工程可检缺陷参数尺寸,设计了模拟真实蜂窝夹层结构的验证样件和缺陷预制技术,通过强度性能的试验和研究,获得了带有脱/漏粘缺陷、冲击/磕碰损伤等缺陷的结构强度缺陷容限值,为其缺陷验收准则的制定提供了技术依据。 展开更多

关键词 直升机 蜂窝夹层 缺陷验收准则 试验 缺陷容限值

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某型综合试验直升机旋翼试飞测试系统设计 被引量：4

10

作者 虞汉文 朱洪兴 +1 位作者 顾文标 段刚 《直升机技术》 2018年第4期65-68,44,共5页

针对某型综合试验直升机对旋翼系统测试的需求,基于编码正交频分复用调制技术、空心感应线圈供电和光信号传输等技术开展测试技术研究,解决有限安装空间下的旋转部件测试信号高精度实时测量的难题。研制的旋翼、尾桨测试系统通过地面试... 针对某型综合试验直升机对旋翼系统测试的需求,基于编码正交频分复用调制技术、空心感应线圈供电和光信号传输等技术开展测试技术研究,解决有限安装空间下的旋转部件测试信号高精度实时测量的难题。研制的旋翼、尾桨测试系统通过地面试验和飞行试验验证,满足试验机试飞测试的要求,为开展研究性试飞奠定了基础。 展开更多

关键词 直升机旋翼 测试系统 COFDM 感应供电 光信号传输

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直升机主桨变距拉杆鸟撞验证技术 被引量：2

11

作者 潘春蛟 顾文标 +1 位作者 邹静 晏锋 《直升机技术》 2017年第3期14-19,共6页

鸟撞对航空器的破坏往往是灾难性的。作为低空域航空器的直升机发生鸟撞的概率很高,特别是其高速旋转的旋翼系统部件如主桨叶变距拉杆,发生撞击时与鸟的相对速度大,极可能产生导致功能失效的严重危害。按照民用航空器适航条款的规定,采... 鸟撞对航空器的破坏往往是灾难性的。作为低空域航空器的直升机发生鸟撞的概率很高,特别是其高速旋转的旋翼系统部件如主桨叶变距拉杆,发生撞击时与鸟的相对速度大,极可能产生导致功能失效的严重危害。按照民用航空器适航条款的规定,采用鸟撞仿真分析和试验验证相结合的方法,准确评估主桨变距拉杆的抗鸟撞性能。 展开更多

关键词 直升机 主桨变距拉杆 鸟撞

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某型机动力轴微动磨损分析与处理 被引量：2

12

作者 李英明 顾文标 左丽华 《直升机技术》 2009年第1期55-58,共4页

在振动环境下,螺纹、花键等联接形式易产生微动磨损。本文对某型直升机科研试飞过程中出现的动力轴花键微动磨损现象进行了机理分析并给出了处理措施。

关键词 直升机 动力轴 微动磨损

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某型机球柔性桨毂限动装置碰撞机理分析 被引量：1

13

作者 潘春蛟 顾文标 +2 位作者 王建 虞汉文 覃海鹰 《直升机技术》 2013年第3期47-51,共5页

某型直升机在进行小重量发动机喘振试验试飞过程中,主桨毂下限动环出现了断裂故障。从结构断口处的金相分析、操纵和载荷测量数据分析、有限元应力分析等几个方面对故障产生的原因进行了定位,并给出了处理措施。

关键词 直升机 主桨毂下限动环 故障

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球柔性主桨毂中央件疲劳设计研究 被引量：1

14

作者 喻溅鉴 李清蓉 顾文标 《直升机技术》 2006年第4期10-14,共5页

为保证直升机动部件满足疲劳寿命可靠性要求,疲劳强度工作应贯穿于整个设计研制和使用过程中。本文介绍了新型球柔性主桨毂的核心部件中央件设计研制阶段疲劳工作的内容和方法,论述了其中的关键、难点以及解决办法。为我国直升机疲劳设... 为保证直升机动部件满足疲劳寿命可靠性要求,疲劳强度工作应贯穿于整个设计研制和使用过程中。本文介绍了新型球柔性主桨毂的核心部件中央件设计研制阶段疲劳工作的内容和方法,论述了其中的关键、难点以及解决办法。为我国直升机疲劳设计工作提供一些可借鉴的思路。 展开更多

关键词 直升机 疲劳设计 主桨毂 中央件

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基于参数化的直升机试飞任务管理系统设计与实现 被引量：1

15

作者 虞汉文 顾文标 +2 位作者 黄磊 叶新苗 李凯 《直升机技术》 2019年第4期16-22,27,共8页

针对直升机型号大发展对试飞任务精细化管理的需求,提出了基于参数化的直升机试飞任务管理系统。该系统将试飞项目及其试飞方法梳理成试验状态点矩阵,以便于管理和综合优化,结合参数化后的试验样机数据,能够进行一定程度的风险识别。文... 针对直升机型号大发展对试飞任务精细化管理的需求,提出了基于参数化的直升机试飞任务管理系统。该系统将试飞项目及其试飞方法梳理成试验状态点矩阵,以便于管理和综合优化,结合参数化后的试验样机数据,能够进行一定程度的风险识别。文章着重阐述了基于参数化的直升机试飞任务管理系统的建设思路、设计和实现,并在某民机型号上应用该系统,结果表明应用该系统在试飞任务管理效率、信息显性化方面进步较大,满足应用要求。 展开更多

关键词 直升机 参数化 试飞任务 管理系统

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某型直升机尾段全尺寸结构适航验证技术

16

作者 潘春蛟 邹静 +1 位作者 顾文标 查丁平 《直升机技术》 2022年第1期58-62,67,共6页

某型直升机按照适航CCAR29§571等条款的要求,开展尾段全尺寸结构强度试验验证。基于统计和试验结果,确定结构许用缺陷;依据型号任务剖面、飞行实测和受载分析,确定尾段静力试验载荷和疲劳试验载荷谱,设计相关的试验验证和试验监控... 某型直升机按照适航CCAR29§571等条款的要求,开展尾段全尺寸结构强度试验验证。基于统计和试验结果,确定结构许用缺陷;依据型号任务剖面、飞行实测和受载分析,确定尾段静力试验载荷和疲劳试验载荷谱,设计相关的试验验证和试验监控程序;最终通过全尺寸尾段结构静力和疲劳试验完成适航相关条款的符合性验证。 展开更多

关键词 直升机尾段 强度验证试验 任务剖面 载荷谱

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基于飞行载荷分析的直升机动部件故障识别研究 被引量：2

17

作者 张功虎 顾文标 +2 位作者 喻溅鉴 潘春蛟 邹静 《直升机技术》 2011年第1期1-5,共5页

主传力结构故障的发生、发展必然会反映到相关的载荷上来。以某尾桨故障为例,通过飞行载荷的重复性分析,可以及时捕捉到工作异常;通过相关载荷的动力学特性分析,透过载荷异常的表象,揭露其背后的深层次原因,为故障识别及从根源上提出解... 主传力结构故障的发生、发展必然会反映到相关的载荷上来。以某尾桨故障为例,通过飞行载荷的重复性分析,可以及时捕捉到工作异常;通过相关载荷的动力学特性分析,透过载荷异常的表象,揭露其背后的深层次原因,为故障识别及从根源上提出解决措施提供依据;载荷特性分析方法为结构的试飞安全监控提供了思路。 展开更多

关键词 载荷 重复性 动特性

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直8型机动部件疲劳定寿 被引量：1

18

作者 夏千友 干伟民 +2 位作者 曾本银 顾文标 张功仁 《直升机技术》 2000年第4期8-15,共8页

直8型机动部部件结构形式特殊,关键部位众多,主要承受高频率、低幅值的高周振动疲劳载荷,属高周疲劳结构,是直升机疲劳定寿的主体,与定翼机的疲劳定寿有很大差别。本文全面叙述直8型机动部件定寿中采用的所有工程技术关键,重点介绍了全... 直8型机动部部件结构形式特殊,关键部位众多,主要承受高频率、低幅值的高周振动疲劳载荷,属高周疲劳结构,是直升机疲劳定寿的主体,与定翼机的疲劳定寿有很大差别。本文全面叙述直8型机动部件定寿中采用的所有工程技术关键,重点介绍了全尺寸结构的S-N曲线确定方法和实测载荷谱的编制技术。 展开更多

关键词 直升机 动部件 疲劳定寿

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发动机安装损失试验精确测温方法研究

19

作者 金可 万宇 +1 位作者 顾文标 巴唐尧 《直升机技术》 2014年第2期64-66,共3页

直升机发动机装机后,一般都需进行安装损失的飞行试验,通过发动机进气温升与进气压损等数据的测量,利用发动机性能计算软件,分析装机状态下的发动机性能变化。UMA2000数据采集系统预设的量程相对于发动机温升的变化范围过宽,往往导致较... 直升机发动机装机后,一般都需进行安装损失的飞行试验,通过发动机进气温升与进气压损等数据的测量,利用发动机性能计算软件,分析装机状态下的发动机性能变化。UMA2000数据采集系统预设的量程相对于发动机温升的变化范围过宽,往往导致较大的测量误差,直接影响发动机安装损失的分析结论。通过在UMA2000数据采集系统引入偏置电压的方法,实现了发动机进气温升测量精度的大幅提高。 展开更多

关键词 安装损失 UMA2000 PT100 偏置电压

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