槳渦干擾噪聲和槳葉揮舞載荷數(shù)據(jù)有效性判別方法 817     

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本發(fā)明屬直升機旋翼試驗領域，涉及一種槳渦干擾噪聲和槳葉揮舞載荷數(shù)據(jù)有效性判別方法。通過對同步采集得到的槳渦干擾噪聲數(shù)據(jù)和槳葉揮舞載荷數(shù)據(jù)進行整周期平均，提取出槳渦干擾噪聲和槳葉揮舞載荷最大峰值處的相位，換算成距離差，然后和理論計算的距離差進行對比，從而判別出槳渦干擾噪聲數(shù)據(jù)和槳葉揮舞載荷數(shù)據(jù)是否有效，能夠避免某些試驗狀態(tài)下因?qū)崪y數(shù)據(jù)和理論計算有所偏差而認為數(shù)據(jù)失效的誤判。

直升機模型旋翼旋轉(zhuǎn)信號采集裝置 1008     

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本發(fā)明涉及一種直升機模型旋翼旋轉(zhuǎn)信號采集裝置，屬于直升機模型旋翼試驗領域，包括數(shù)據(jù)采集發(fā)射模塊(2)、信號調(diào)理模塊(3)和電池模塊(4)，外界信號經(jīng)由信號調(diào)理模塊(3)放大和濾波，再由數(shù)據(jù)采集發(fā)射模塊(2)進行數(shù)模轉(zhuǎn)換并發(fā)送，三個模塊通過信號導線及電源導線相連，并由長螺栓固定，通過自身完成裝置供電、弱信號調(diào)理和數(shù)據(jù)采集及無線發(fā)射，從而有效的避免了由于滑環(huán)和長導線傳輸存在信號衰減和耦合電容，以及傳輸途中還要受到動力系統(tǒng)強電磁場的干擾造成的數(shù)據(jù)失效的問題，能夠有效提高直升機模型旋翼極弱信號測量的準確性。

具有數(shù)字壓力顯示的螺紋滾壓強化工具 1419     

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本實用新型實施例公開了一種具有數(shù)字壓力顯示的螺紋滾壓強化工具，包括：夾持刀桿、滾輪支撐架、螺紋滾壓滾輪、數(shù)顯壓力測量儀傳感器和數(shù)顯壓力測量儀顯示器；夾持刀桿的連接端設置有中間孔，數(shù)顯壓力測量儀傳感器安裝固定在中間孔的內(nèi)部，且與數(shù)顯壓力測量儀顯示器連接；滾輪支撐架的叉耳結(jié)構上開設有雙耳孔，用于安裝螺紋滾壓滾輪，滑動軸嵌入到中間孔中，臺階軸與夾持刀桿的連接端設置為活動連接，使得滑動軸與中間孔滑動配合；通過螺紋滾壓滾輪滾壓強化螺紋時，通過數(shù)顯壓力測量儀傳感器測量并通過數(shù)顯壓力測量儀顯示器顯示滾壓強化螺紋時的壓力值。本實用新型實施例解決了滾壓強化后的螺栓疲勞提前失效，無法滿足設計要求的問題。

試驗導向的直升機旋翼金屬件疲勞設計方法 1166     

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本發(fā)明公開了一種試驗導向的直升機旋翼金屬件疲勞設計方法，包括：確定目標壽命試驗對應的打樣疲勞極限，以此計算旋翼金屬部件不同材料、擦蝕模式下開展疲勞試驗的最大加載載荷，并試驗載荷下的分析；根據(jù)反算疲勞試驗中旋翼動部件各材料、擦蝕模式狀態(tài)下的試驗打樣疲勞極限；考慮應力比效應進行靜載修正，計算各特征載荷打樣等效動載荷，評估結(jié)構疲勞壽命；確定旋翼動部件危險部位優(yōu)化尺寸并指導設計，滿足疲勞試驗考核目標要求。本方法對特性試驗加速載荷下的試驗件及配套件的強度、剛度及邊界約束是否能夠滿足要求有了提前的預判，避免了試驗方案設計不合理造成提前失效。

汽車防盜方法及裝置 933     

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一種汽車防盜方法及裝置，所述方法包括：檢測汽車的車門的狀態(tài)，所述車門包括汽車的前門、后門、尾門和前艙蓋；當所述汽車的后門、尾門和前艙蓋中至少有一個開啟時，發(fā)出警報；當所述前門開啟，且其他門均未開啟時，監(jiān)測發(fā)動機電子防盜系統(tǒng)；當在第一預設時間內(nèi)未接收到所述發(fā)動機電子防盜系統(tǒng)發(fā)送的防盜認證通過的信息時，發(fā)出警報。本發(fā)明實施例通過延時啟動報警功能和發(fā)動機防盜認證結(jié)果雙重邏輯判斷汽車是否被盜，既能有效的起到報警作用，又能避免在汽車遙控器失效時啟動汽車造成不必要的聲光污染。

直升機系統(tǒng)任務可靠度仿真計算方法 967     

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本發(fā)明屬于直升機可靠性技術領域，涉及一種仿真計算直升機復雜系統(tǒng)任務可靠度的計算方法；步驟如下：根據(jù)直升機系統(tǒng)結(jié)構原理，構建任務可靠度模型，并判別各種連接形式模型的計算方法，所述連接形式模型分為串聯(lián)模型、并聯(lián)模型、旁聯(lián)模型、表決模型；確定所述連接形式模型中單元模塊的失效概率分布并進行抽樣；針對不同的任務剖面，確定系統(tǒng)任務參數(shù)，仿真計算任務時間迭代步長、系統(tǒng)抽樣次數(shù)，計算得到任務時間下的系統(tǒng)可靠度以及系統(tǒng)預計的系統(tǒng)失效時間。本發(fā)明方法有效針對各類復雜系統(tǒng)進行任務可靠度和系統(tǒng)失效時間計算，并分析任務可靠度隨系統(tǒng)任務時間的變化趨勢，從而在直升機研制全周期過程中可以針對任務可靠度進行理論計算。

雙旋翼復合推力試驗臺下旋翼信號遙測裝置 1125     

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本發(fā)明屬于直升機模型旋翼試驗技術領域，公開了一種雙旋翼復合推力試驗臺下旋翼信號遙測裝置，空心圓盤結(jié)構，所述空心圓盤結(jié)構由左右對稱的兩個半圓型結(jié)構組成；左半圓型結(jié)構包含：左半殼體、設置在左半殼體邊緣的接線插頭、設置在左半殼體表面的無線發(fā)射天線，以及設置在左半殼體表面的GPS接收天線；右半圓型結(jié)構包含：右半殼體、設置在右半殼體邊緣的接線插頭、設置在右半殼體表面的無線發(fā)射天線，以及設置在右半殼體表面的GPS接收天線；所述左半圓型結(jié)構和右半圓型結(jié)構互為備份。從而有效的避免了由于滑環(huán)和長導線傳輸存在信號衰減和耦合電容，以及傳輸途中還要受到動力系統(tǒng)強電磁場的干擾造成的數(shù)據(jù)失效的問題。

直升機典型旋轉(zhuǎn)部件的空間多體運動仿真分析方法 785     

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本發(fā)明屬于結(jié)構動力學分析范疇，特別是針對直升機典型旋轉(zhuǎn)部件的空間運動分析。通過多體動力學的建模理論，對直升機典型旋轉(zhuǎn)部件進行建模分析，主要包括旋翼和減速器系統(tǒng)。其動力學方程可應用于分析各類直升機旋轉(zhuǎn)結(jié)構的空間運動問題，可在直升機旋翼系統(tǒng)設計的各階段進行動力學特性的相關研究，得到可靠的運動軌跡和作用力結(jié)果。其需要的各參數(shù)既可以通過有限元計算方法給出，也可以通過實際測量得到。該計算分析可用于初步計算，給出初步的旋轉(zhuǎn)部件空間運動情況及槳根處的作用力大小，由于數(shù)值積分方法的引入，尤其適用于求解單片或多片槳葉失效，以及其他類的故障條件下的運動分析，直接為設計方法、故障類型的判斷及故障條件下的運動情況提供指導性的理論依據(jù)。

無人直升機航線飛行時鏈路失效應急處置方法 995     

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本發(fā)明屬于無人直升機飛行控制技術領域，公開了一種無人直升機航線飛行時鏈路失效應急處置方法。提供三種可選模式：原路返航模式，即自動航線飛行時，當出現(xiàn)測控鏈路失效，直升機立刻調(diào)整航向沿已飛航線反向飛行返回起飛點。直接返航模式，即自動航線飛行時，當出現(xiàn)測控鏈路失效，直升機立刻退出航線飛行，調(diào)整航向以直線最短路徑返回起飛點。任務優(yōu)先模式，即自動航線飛行時，當出現(xiàn)測控鏈路失效，直升機繼續(xù)當前自動航線飛行，不進行處置。