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本发明公开了一种直升机燃油系统抗坠毁设计方法。所述直升机燃油系统抗坠毁设计方法包括如下步骤：步骤1：建立燃油系统仿真模型，所述燃油系统包括油箱舱、软油箱、燃油或者水、易断连接件、附件板以及保护泡沫；步骤2：对各单元材料参数依据材料实际参数进行设置；步骤3：边界及接触定义；步骤4：通过计算结果与试验结果对比，修正燃油系统抗坠毁仿真分析有限元模型的基本参数。本申请的直升机燃油系统抗坠毁设计方法可大大减少直升机燃油系统抗坠毁试验的工作量，缩短设计周期，产生巨大的经济效益。
本发明公开了一种接头约束载荷的分析方法。所述接头约束载荷的分析方法包括如下步骤：步骤1：建立接头及其周边结构的有限元模型；步骤2：模型装配，其中，在装配时需把所有存在接触的面之间施加空间上的位置约束，使面与面之间不存在间隙；步骤3：创建分析步，生成边界条件及加载条件；步骤4：边界及接触定义，实时模拟接触状态；步骤5：进行计算，从而获取接头约束载荷。本申请的接头约束载荷的分析方法对接头及其周边结构(包括螺栓)一起建模，相对于现有技术仅对接头本身建模二忽略周边结构对接头的支撑刚度而言，具有计算结果更为准确的优点。采用本申请的接头约束载荷的分析方法可获得更准确的接头应力和约束载荷。
本发明提供了一种直升机数字式大气系统空速修正方法，涉及直升机数字式大气系统领域。首先计算出对应的空速误差；之后，根据指示空速与空速误差的关系，得到基于速度的误差函数；通过求解评价函数的最小化获得误差函数的系数；最后通过总压和静压解算出未经修正的指示空速为，通过误差函数计算出空速对应的误差为，并用所述误差对空速进行误差修正，计算得出经数字修正后的空速。对大气机系统的空速进行数字修正，可以大大减小数字式大气系统的空速误差，使提供给飞行员的空速更加精准，保证了飞行安全，降低了空速系统的本身的设计安装要求。
本发明涉及软件测试技术领域，特别涉及一种基于形式化语言Event‑B的需求检索库的软件测试方法，包括如下步骤：将软件开发需求分解成原子需求；使用Event‑B语言建立了一套标准的用于描述原子需求的句式；当获取到新的软件测试需求时，将新的需求改写成抽象机和上下文的范式，在需求关系库中进行搜索；梳理测试用例，建立测试用例与需求多对一的需求关系库。本发明的基于形式化语言Event‑B的需求检索库的软件测试方法，将软件开发需求分解成原子需求，直接使用在需求关系库中搜索到的需求的测试用例，从而达成测试用例的复用；减轻了测试工作的强度；使得随着测试工作的开展，不仅测试人员的测试能力得到了提高，测试经验也得到了积累。
本发明涉及一种无人直升机航向补偿航线过渡的方法，在无人直升机进行偏转过程中，横向通道采用侧向零速度保持控制，航向通道采用偏航角速率保持控制，以及由包含航向补偿量的航向偏差产生偏航角速率指令，根据实时侧偏、当前飞行速度对应的偏航角速率上限和航向补偿量门限确定航向补偿量，进而得到偏航角速度指令和滚转角指令，使得当直升机由于扰动导致转弯时转动过快，航向补偿机制将给以一个减缓转动的补偿作用，当直升机由于扰动导致转弯时转动过慢，航向补偿机制会持续给出航向补偿指令，直升机继续完成转弯，直到飞机航向偏差及其侧偏满足要求。通过侧偏对航向进行修正，使得无人直升机能准确跟踪目标航线，实现航线的精确跟踪控制。
本发明提供了一种直升机空速测试用快速连接装置，涉及直升机现场空速计量技术领域，快速固定组件由以下部分组成：内筒(1)，外筒(2)，第一台阶(3), 第二台阶(4)，第三台阶(5)，弹簧(6)，钢珠(7)，通孔(8)。双重密封组件由以下部分组成：第一锥形壁(9)，第一环槽(10)。本发明针对几种不同直径的空速管采取一种阶梯形斜壁面，固定采取收缩弹珠，达到针对不同直径空速管，实现快速固定，双重密封的效果。
本发明提供了一种阻尼器耐久性疲劳试验装置，属于疲劳试验技术领域，所示装置包括：侧向载荷加载装置，包括第一加载执行机构(3)与侧向加载组件(5)，所述侧向加载组件(5)的一端通过卡箍连接所述阻尼器，另一端连接所述第一加载执行机构(3)；轴向载荷加载装置，包括第二加载执行机构(15)与加载叉耳(8)，所述加载叉耳(8)的一端与所述阻尼器轴向延伸的单耳连接，另一端与所述第二加载执行机构(15)连接。本发明所述阻尼器耐久性疲劳试验装置可用于同时受轴向动载荷和侧向静载荷作用的包括筒式液压/粘弹阻尼器在内的耐久性/疲劳/动态试验。
本发明提供了一种机身蒙皮着水试验装置，涉及直升机着水试验技术领域。所述装置包括平台框架(1)、电动葫芦(2)、电磁释放抓钩(3)、试验吊篮(4)、导轨(5)、水箱(6)，其中，所述电动葫芦(2)设置在所述平台框架(1)顶端，所述水箱(6)设置在所述平台框架(1)底端，平台框架(1)上设置有导轨(5)用于引导所述试验吊篮(4)落入所述水箱(6)的姿态，所述试验吊篮(4)顶端通过所述电磁释放抓钩(3)与所述电动葫芦(2)连接，所述蒙皮固定安装在所述试验吊篮(4)的底端。本发明属可以实现不同重量、不同着水速度的试验状态，可以精确控制试验件的着水姿态，具有较高的试验精度和工作效率。
本发明公开了一种直升机电磁作动器输出力变化特性测试方法。所述直升机电磁作动器输出力测试方法包括如下步骤：步骤1：在振动主动控制系统中的直升机电磁作动器上安装力传感器；步骤2：将信号接收端与信号发送端相互连接；步骤3：控制数据采集发送设备发送不同电压下的多个正弦扫描信号f到振动主动控制系统中的直升机电磁作动器；步骤4：数据采集发送设备采集各个不同电压下的所述力传感器的各个力值F；步骤5：分析不同电压下的幅频率响应曲线和输出力，得出振动主动控制的共振式电磁作动器输出力随频率和输入电压的变化特性。本申请的直升机电磁作动器输出力变化特性测试方法可以为直升机振动主动控制系统设计提供指导方向。
本发明一种旋翼台工作转速状态下放大器端子松脱识别方法，属于直升机模型旋翼试验技术领域，包括以下步骤：步骤一、根据旋翼台的工作转速百分比误差Rt进行采样频率Fn计算；步骤二、对旋翼台的工作转速状态下的转速信号和振动信号进行同步采集；步骤三、对转速数据数组中存在的转速峰值进行位置搜索；步骤四、利用步骤三获得的峰值位置进行整周期振动信号截取；步骤五、对截取的整周期振动信号阶次分析；步骤六、对旋翼模型试验台升转速状态下前置放大器接线及接线端子松脱进行识别及判断。本发明能够提取到接线或接线端子松脱的典型特征，从而识别出接线或接线端子已经松脱，从而消除应其松脱可能产生的试验台和试验件损坏的潜在风险。