一种用于转输液体的分流器
本发明应用于直升机液压折叠系统当中，是液压折叠系统的重要组成部分。一种用于转输液体的分流器，其特征是，本分流器由折叠环道(1)、展开环道(2)、阻尼器环道(3)三个环道及往复阀(4)组成。本发明集成了三个环路管道和一个往复阀，可以对液压折叠系统的管路进行精简，同时往复阀可以根据压力自动选择压力通道给阻尼器供压，从而可以省略需要使用控制信号的通断阀或者换向阀。
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一种辅助液压组合阀设计
本发明涉及一种辅助液压组合阀设计，是直升机辅助液压系统的重要组成部分。一种辅助液压组合阀设计，其特征是，该辅助组合阀包括第一单向阀(1)、快卸自封阀(2)、压力油滤(3)、压力信号器(4)、安全阀(5)、第二单向阀(6)、第三单向阀组件(7)、第三单向阀(8)组成。该辅助液压组合阀能实现压力传输、超压保护、低压告警、压力指示、液压油液过滤、提供油堵指示，而且具备地面试验使用的快卸接口。
一种直升机旋翼挥舞铰
本发明公开了一种直升机旋翼挥舞铰，涉及直升机技术领域。所述直升机旋翼挥舞铰，安装在旋翼轴(9)上，包含套环(1)、两块夹板(2)及两个滚动轴承(3)，其中，所述套环(1)套设在旋翼轴(9)上，并随旋翼轴(9)转动，套环(1)的圆周外侧相隔180度设置有轴承安装段(11)；所述两块夹板(1)通过滚动轴承(3)设置在所述轴承安装段(11)上，所述滚动轴承(3)的轴线与所述旋翼轴(9)的轴线垂直，两块夹板(2)通过连接件固定连接。本发明的有益效果在于：本发明的两块夹板通过滚动轴承设置在所述轴承安装段上，两块夹板通过连接件固定连接，夹板通过滚动轴承绕套环摆动，套环与夹板不易磨损，挥舞铰使用寿命更长。
一种用于直升机旋翼刹车的蓄压器组件
本发明涉及直升机旋翼刹车液压系统设计，涉及一种用于直升机旋翼刹车的刹车组合阀，是旋翼刹车的重要组成部分。一种用于直升机旋翼刹车的蓄压器组件，包括充气压力表(1)、刹车蓄压器(2)、第一单向阀(3)、第二单向阀(4)、刹车压力信号器(5)、旋翼刹车阀(6)、旋翼刹车安全阀(7)、旋翼刹车供压接口(8)、机轮刹车供压接口(9)、充气接头(10)、辅助电动泵供压接口(11)、手摇泵供压接口(12)。一种用于旋翼刹车的组合阀模块能够满足旋翼刹车的性能需求，作为直升机液压系统附件，在集成度高，体积小的前提下，能够达到旋翼刹车的快速性以及要求。
一种组装式多旋翼飞行器
本发明公开了一种组装式多旋翼飞行器，涉及直升机技术领域。所述组装式多旋翼飞行器包含基础单元模块(1)及支撑臂(2)，其中，所述基础单元模块(1)设置有多个，所述基础单元模块(1)包含中空腔体(15)，所述支撑臂(2)的两端以可拆卸方式与所述中空腔体(15)连接。本发明的有益效果在于：本发明的组装式多旋翼飞行器设置有多个基础单元模块，基础单元模块以可拆卸方式通过支撑臂连接，根据飞行器对不同载荷重量的要求，可以灵活调整飞行器的结构布局及飞行姿态，扩大了飞行器的应用范围。
一种无人直升机飞行试验指挥控制系统
本发明提供了一种无人直升机飞行试验指挥控制系统，属于无人直升机培训设备领域。所述系统包括一个指挥系统以及至少两个地面测控系统，所述指挥系统连接所述地面测控系统，所述任一地面测控系统通过各自的数据链路连接对应的无人直升机，所述指挥系统包括总控系统、助理系统以及空域管理系统；所述任一地面测控系统包括链路管理系统、任务控制系统、操作系统、飞行指挥系统以及飞行控制系统，其中，所述指挥系统下达并协调多个无人直升机目标指令、记录所述多个无人直升机的飞行信息、对飞行状态机飞行环境进行监控与调节，并与地面控制系统交换无人直升机信息及指令。该系统布局合理，在实时性和完整性方面满足无人直升机指挥控制测试要求。
一种快速调节云雾控制系统中水气压力的方法
本发明提供了一种快速调节云雾控制系统中水气压力的方法，属于地面综合试验自动控制技术领域。步骤为：开启空压机，调节所述总气阀的开度，使得出口气压值达到目标气压值的70％～90％；之后，开启水泵，并设定其水压值为目标水压值；实时采集水泵频率值，当所述水泵频率值由峰值开始下降时，将设置在喷水管道上的回水阀开度设置为第一开度值，当所述水泵频率值继续下降时，在第一开度值的基础上逐步增加开度值，直至所述水泵频率值稳定不变或者回水阀开度值到达100％，最后，当所述水泵频率值稳定后，调节总气阀的开度，使得出口气压值达到目标气压值。通过本发明，解决了快速出水，同时又解决了水泵由于频率过低停止工作和时而有水，时而没有水的问题。
一种侧进气直升机尾气导流装置
本发明公开了一种侧进气直升机尾气导流装置，涉及直升机技术领域。所述侧进气直升机尾气导流装置(3)设置在直升机的进气口(1)和出气口(2)之间，用于隔离进入所述进气口(1)的气体与从所述出气口(2)排出的气体，所述导流装置(3)与机身外表面固定连接。本发明的有益效果在于：本发明的侧进气直升机导流装置设置在直升机的进气口与出气口之间，可以隔离直升机进气口处的进气气流和出气口处的尾气，以避免出气口排出的尾气从进气口被发动机吸入。
一种用于起落架落震试验的高低温环境试验装置
本发明提供了一种用于起落架落震试验的高低温环境试验装置，属于直升机起落架落震试验技术领域。所述装置包括液氮瓶(1)、混合罐(4)、加热棒(5)、磁流体密封搅拌器(6)、缓冲器软式包裹(7)以及机轮软式包裹(8)，其中，混合罐(4)用于对来自液氮瓶(1)中的氮气与空气进行混合或者加热，并通过磁流体密封搅拌器(6)搅拌均匀后通过软管输送到缓冲器软式包裹(7)以及机轮软式包裹(8)中，用于对缓冲器以及机轮进行高低温环境下试验。通过在软管处设置温度传感器以及阀门，并将其连接PID控制器，对试验所需的温度进行高精度准确控制，达到了起落架在高低温环境下的落震试验要求。
一种激光制导协同攻击照射安全区设计方法
本发明涉及直升机协同作战任务规划领域，特别涉及一种激光制导协同攻击照射安全区设计方法，以解决现有照射安全区设计方法中存在的至少一个技术问题。激光制导协同攻击照射安全区设计方法如下步骤：根据攻击机上携带的预定导弹的弹道散布以及满足照射机激光的照射角度，确认第一危险区域，第一危险区域以外的区域为所述照射机的第一安全区域；再根据所述预定导弹的导引头的有效作用距离，确认第二危险区域，第二危险区域以外的区域为所述照射机的第二安全区域。本发明综合考虑了预定导弹的弹道散布、满足照射机激光的照射角度、导弹方位方向散布以及导引头的作用距离等因素，更全面、合理，可以增强激光半主动导弹激光捕获概率和照射机的安全性。