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本发明公开了一种机载设备振动环境试验周期振动试验量值计算方法。所述机载设备振动环境试验周期振动试验量值计算方法包括如下步骤：步骤1：获取待测直升机振动环境实测飞行谱；步骤2：为待测机载设备设定截断试验次数；步骤3：为所述待测机载设备所设定的截断试验次数进行时间加速，从而获得机载设备振动环境试验周期振动试验量值。采用本发明的机载设备振动环境试验周期振动试验量值计算方法所获得的机载设备振动环境试验周期振动试验量值进行试验，能够获得性能、重量、成本、可靠性和使用寿命等方面相对于现有技术更具有优势的设备。
一种动力舱气动特性计算方法，适用于直升机动力舱的气动特性计算，属于直升机动力舱设计。包括以下步骤：步骤一：对计算区域进行网格划分；计算区域至少分为三个区域，分别为旋翼子区域、动力舱子区域、远场子区域；步骤二：建立计算模型；步骤三：计算结果：得到真实的动力舱内流场。本发明通过滑移网格技术计算旋翼下洗流场，通过该技术得到的旋翼下洗流场不仅具有非均匀特性，而且能够得精准地捕捉到旋翼桨毂处的混乱流场，获得了更加真实的动力舱的外部流场。另外还考虑了发动机高温喷射流的膨胀特性和发动机外表面的辐射散热特性的计算，使得动力舱内部流场更加真实。通过动力舱内、外流场相互耦合，使直升机动力舱气动特性计算更加准确。
本发明公开了一种直升机低周疲劳载荷谱编制方法。所述直升机低周疲劳载荷谱编制方法包括如下步骤：步骤1：获得各个飞行状态的载荷最大值、载荷最大值作用次数、载荷最小值以及载荷最小值作用次数；步骤2：制作排序结果表；步骤3：根据所述排序结果表各行获得各级载荷历程，从而获得n个直升机低周疲劳载荷谱；步骤4：设定预设条件，从而从n个直升机低周疲劳载荷谱中选择一个直升机低周疲劳载荷谱作为实际使用直升机低周疲劳载荷谱。采用本申请的直升机低周疲劳载荷谱编制方法能基于已有的各飞行状态载荷，系统地处理各飞行状态使用顺序，满足疲劳设计与评定的要求。能够满足直升机使用的要求。
本发明属于结构动力学分析范畴，特别是针对直升机典型旋转部件的空间运动分析。通过多体动力学的建模理论，对直升机典型旋转部件进行建模分析，主要包括旋翼和减速器系统。其动力学方程可应用于分析各类直升机旋转结构的空间运动问题，可在直升机旋翼系统设计的各阶段进行动力学特性的相关研究，得到可靠的运动轨迹和作用力结果。其需要的各参数既可以通过有限元计算方法给出，也可以通过实际测量得到。该计算分析可用于初步计算，给出初步的旋转部件空间运动情况及桨根处的作用力大小，由于数值积分方法的引入，尤其适用于求解单片或多片桨叶失效，以及其他类的故障条件下的运动分析，直接为设计方法、故障类型的判断及故障条件下的运动情况提供指导性的理论依据。
本发明提供了一种航电系统显示软件自动化测试方法，对根据图形设计文件设计的显示软件进行测试，包括：S1、对图形界面设计文件进行解析，读取图形界面设计文件的各元素及其属性，生成测试用例数据表以及图形界面符号库；S2、采集由所述显示软件呈现的显示器界面；S3、通过接口将测试用例数据表中设定的用例数据发送给显示软件；S4、采集所述显示软件执行所述用例数据后的显示器界面；S5、将上述两次采集到的显示器界面进行背景消减，并对消减后的图像进行字符的特征提取或者图符的模板匹配。本发明采用数据驱动的自动化测试框架，能够显著提升航电系统的GUI测试效率，缩短回归测试周期，使得测试工作更好地适应迭代开发工作需求。
本发明属于计算机软件领域，具体涉及一种将接口控制文件自动生成软件开发的头文件数据接口的方法。本发明提出了将接口控制文件自动生成头文件接口数据的思路和方法，改变了由程序员重新组织接口控制文件人工编写头文件数据接口的方式，从而提高效率和标准化程度。在接口控制文件自动生成头文件接口数据过程中，将接口控制文件中的信号和数据块按照程序编码要求组织为结构体的方法和按编码要求对结构体类型和变量名称命名的方法，是实现自动生成头文件接口数据的关键，将信号和数据块的结构体逐行输出头文件接口数据，得到可直接用于软件开发的头文件接口数据。
本发明属于直升机模拟试验技术，涉及一种直升机运输任务的效能评估方法。其特征在于，进行直升机运输任务效能评估的步骤如下：进行直升机运输任务仿真试验；获取直升机运输任务效能评估指标；进行直升机运输任务效能评估指标的标准化处理；确定直升机运输任务的效能评估结果。本发明提出了一种改进的直升机运输任务的效能评估方法，能够进行与同类型直升机的横向对比分析，有利于实现直升机运输效能的优化。
本发明公开了一种尾起落架摇臂安装接头疲劳试验装置。所述尾起落架摇臂安装接头疲劳试验装置包括：主安装台架，尾起落架摇臂安装接头设置在所述主安装台架上；第一作动筒，第一作动筒的筒体安装在所述主安装台架上，第一作动筒的活塞杆与尾起落架摇臂安装接头连接；第二作动筒组件，第二作动筒组件包括第二作动筒，第二作动筒的活塞杆与所述尾起落架摇臂安装接头连接；第三作动筒组件，第三作动筒组件包括第三作动筒，第三作动筒的活塞杆与所述尾起落架摇臂安装接头连接。本申请的疲劳试验装置能准确模拟尾起落架摇臂安装接头在安装及载荷等方面的边界条件，对尾起落架摇臂安装接头进行疲劳试验，并经试验验证和试验数据分析，获得了良好的效果。
本发明属于直升机结构疲劳设计领域，涉及一种直升机球柔性桨毂中央件试验载荷表征及调试方法。本方法能基于组合力系表征及调试直升机球柔性桨毂中央件疲劳试验载荷，满足高效、准确地进行中央件疲劳验证的要求。