槳渦干擾噪聲和槳葉揮舞載荷數(shù)據(jù)有效性判別方法 793     

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本發(fā)明屬直升機(jī)旋翼試驗領(lǐng)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(jìn)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(jìn)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(rèn)為數(shù)據(jù)失效的誤判。

直升機(jī)模型旋翼旋轉(zhuǎn)信號采集裝置 986     

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本發(fā)明涉及一種直升機(jī)模型旋翼旋轉(zhuǎn)信號采集裝置，屬于直升機(jī)模型旋翼試驗領(lǐng)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(jìn)行數(shù)模轉(zhuǎn)換并發(fā)送，三個模塊通過信號導(dǎo)線及電源導(dǎo)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(dǎo)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(qiáng)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(jī)模型旋翼極弱信號測量的準(zhǔn)確性。

具有數(shù)字壓力顯示的螺紋滾壓強(qiáng)化工具 1351     

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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(qiáng)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(shè)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(gòu)上開設(shè)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(shè)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(qiáng)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(qiáng)化螺紋時的壓力值。本實用新型實施例解決了滾壓強(qiáng)化后的螺栓疲勞提前失效，無法滿足設(shè)計要求的問題。

試驗導(dǎo)向的直升機(jī)旋翼金屬件疲勞設(shè)計方法 1147     

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本發(fā)明公開了一種試驗導(dǎo)向的直升機(jī)旋翼金屬件疲勞設(shè)計方法，包括：確定目標(biāo)壽命試驗對應(yīng)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(yīng)力比效應(yīng)進(jìn)行靜載修正，計算各特征載荷打樣等效動載荷，評估結(jié)構(gòu)疲勞壽命；確定旋翼動部件危險部位優(yōu)化尺寸并指導(dǎo)設(shè)計，滿足疲勞試驗考核目標(biāo)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(qiáng)度、剛度及邊界約束是否能夠滿足要求有了提前的預(yù)判，避免了試驗方案設(shè)計不合理造成提前失效。

汽車防盜方法及裝置 883     

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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(dāng)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(dāng)所述前門開啟，且其他門均未開啟時，監(jiān)測發(fā)動機(jī)電子防盜系統(tǒng)；當(dāng)在第一預(yù)設(shè)時間內(nèi)未接收到所述發(fā)動機(jī)電子防盜系統(tǒng)發(fā)送的防盜認(rèn)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(jī)防盜認(rèn)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(jī)系統(tǒng)任務(wù)可靠度仿真計算方法 941     

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本發(fā)明屬于直升機(jī)可靠性技術(shù)領(lǐng)域，涉及一種仿真計算直升機(jī)復(fù)雜系統(tǒng)任務(wù)可靠度的計算方法；步驟如下：根據(jù)直升機(jī)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)原理，構(gòu)建任務(wù)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(jìn)行抽樣；針對不同的任務(wù)剖面，確定系統(tǒng)任務(wù)參數(shù)，仿真計算任務(wù)時間迭代步長、系統(tǒng)抽樣次數(shù)，計算得到任務(wù)時間下的系統(tǒng)可靠度以及系統(tǒng)預(yù)計的系統(tǒng)失效時間。本發(fā)明方法有效針對各類復(fù)雜系統(tǒng)進(jìn)行任務(wù)可靠度和系統(tǒng)失效時間計算，并分析任務(wù)可靠度隨系統(tǒng)任務(wù)時間的變化趨勢，從而在直升機(jī)研制全周期過程中可以針對任務(wù)可靠度進(jìn)行理論計算。

雙旋翼復(fù)合推力試驗臺下旋翼信號遙測裝置 1100     

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本發(fā)明屬于直升機(jī)模型旋翼試驗技術(shù)領(lǐng)域，公開了一種雙旋翼復(fù)合推力試驗臺下旋翼信號遙測裝置，空心圓盤結(jié)構(gòu)，所述空心圓盤結(jié)構(gòu)由左右對稱的兩個半圓型結(jié)構(gòu)組成；左半圓型結(jié)構(gòu)包含：左半殼體、設(shè)置在左半殼體邊緣的接線插頭、設(shè)置在左半殼體表面的無線發(fā)射天線，以及設(shè)置在左半殼體表面的GPS接收天線；右半圓型結(jié)構(gòu)包含：右半殼體、設(shè)置在右半殼體邊緣的接線插頭、設(shè)置在右半殼體表面的無線發(fā)射天線，以及設(shè)置在右半殼體表面的GPS接收天線；所述左半圓型結(jié)構(gòu)和右半圓型結(jié)構(gòu)互為備份。從而有效的避免了由于滑環(huán)和長導(dǎo)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(qiáng)電磁場的干擾造成的數(shù)據(jù)失效的問題。

直升機(jī)典型旋轉(zhuǎn)部件的空間多體運動仿真分析方法 760     

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本發(fā)明屬于結(jié)構(gòu)動力學(xué)分析范疇，特別是針對直升機(jī)典型旋轉(zhuǎn)部件的空間運動分析。通過多體動力學(xué)的建模理論，對直升機(jī)典型旋轉(zhuǎn)部件進(jìn)行建模分析，主要包括旋翼和減速器系統(tǒng)。其動力學(xué)方程可應(yīng)用于分析各類直升機(jī)旋轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)的空間運動問題，可在直升機(jī)旋翼系統(tǒng)設(shè)計的各階段進(jìn)行動力學(xué)特性的相關(guān)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(shè)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(dǎo)性的理論依據(jù)。

無人直升機(jī)航線飛行時鏈路失效應(yīng)急處置方法 973     

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本發(fā)明屬于無人直升機(jī)飛行控制技術(shù)領(lǐng)域，公開了一種無人直升機(jī)航線飛行時鏈路失效應(yīng)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(dāng)出現(xiàn)測控鏈路失效，直升機(jī)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(dāng)出現(xiàn)測控鏈路失效，直升機(jī)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(wù)優(yōu)先模式，即自動航線飛行時，當(dāng)出現(xiàn)測控鏈路失效，直升機(jī)繼續(xù)當(dāng)前自動航線飛行，不進(jìn)行處置。