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一种直升机次承力结构耐振动疲劳设计方法

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本发明提供了一种直升机次承力结构耐振动疲劳设计方法，所述方法包括：对装机平台施加垂向的单位加速度激励，得到次承力结构件的应力频响曲线；基于所述频响曲线，确定第一个共振主峰，以及对应所述第一共振主峰的第一频率值，并基于所述第一频率值确定危险部位；基于所述危险部位的结构材料S‑N曲线，确定所述结构材料的疲劳极限值；基于所述疲劳极限值和直升机振动环境谱，得到最大的许用传递函数；本发明提出了一种直升机次承力结构的耐振动疲劳设计流程和方法，对次承力件的振动环境下的振动疲劳强度进行分析以及结构优化，以确保结构满足强度和使用要求。

著录项

公开/公告号CN114065397A

专利类型发明专利
公开/公告日2022-02-18

原文格式PDF
申请/专利权人中国直升机设计研究所;
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申请/专利号CN202111391807.9
发明设计人陈英华;李璨;马小艳;王影;
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申请日2021-11-19
分类号G06F30/15(20200101);G06F30/17(20200101);G06F30/20(20200101);G06F119/14(20200101);
代理机构11008 中国航空专利中心;
代理人王世磊
地址 333001 江西省景德镇市航空路6-8号
入库时间 2023-06-19 14:14:25

法律信息

法律状态公告日

法律状态信息

法律状态
2022-03-08

实质审查的生效 IPC(主分类):G06F30/15 专利申请号:2021113918079 申请日:20211119

实质审查的生效

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