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本发明涉及一种基于自润滑衬套的起落架摇臂接头安装结构及方法，属于直升机安装结构技术领域，其通过重新设计了内外衬套结构，且通过先安装外衬套之后补加工，之后再安装内衬套并补加工两步骤实现摇臂接头的两耳孔的同轴度满足要求。本发明中基于自润滑的装配方法能够实现最终需要与摇臂连接的内衬套内孔和侧壁的润滑，能满足起落架摇臂的高精度装配要求(高同轴度要求)，同时能满足衬套使用寿命期间外场使用免维护。
本发明涉及使用维修保障技术领域，特别涉及一种直升机关重件磨损率预测方法，包括如下步骤：确定直升机关重件磨损影响因素，采集磨损量数据；将直观的磨损量换算成单位时间的磨损率；用磨损影响因素的主效应、二次效应、交互效应组成自变量集合，与因变量集合形成样本数据表，进行相关性分析；提取成分；利用偏最小二乘提取成分，直到回归方程达到预定的精确度；转变为原始数据表中原始自变量和因变量之间的回归方程；模型分析与效果检验。本发明的直升机关重件磨损率预测方法运用正交试验设计方法，减少工作量，而且充分考虑到多因素多水平间的相互作用，真正达到高效率、快速、经济的目的。
本发明公开了一种共轴双旋翼直升机地面共振建模方法，属于直升机地面共振建模技术领域。包括步骤一、首先建立各系统坐标系并确立各坐标系之间的变换关系，在建立的坐标系下描述机体、旋翼桨叶的运动；步骤二、确定起落架对机体运动的约束力，然后建立机体运动方程；步骤三、对上旋翼非线性运动方程的侧向、滚转和偏航自由度镜像处理，同时将上旋翼的桨毂中心离机体重心的距离替换为下旋翼的桨毂中心离机体重心的距离，得到下旋翼非线性运动方程；步骤四、求解旋翼运动平衡点，在旋翼运动平衡点处对旋翼非线性运动方程进行线化；步骤五、进行多桨叶坐标变换，将线化后的旋翼运动方程与机体运动方程组装得到共轴双旋翼直升机地面共振分析模型。
本发明公开了一种杆端弹性轴承径向力加载试验装置。所述杆端弹性轴承径向力加载试验装置包括调节杆、传感器、滑动加载轴、调节杠杆、叉耳、双向调节接头以及固定底板；其中，调节杆一端与固定底板连接；调节杠杆一端与调节杆连接；调节杠杆两端之间设置有调节部；滑动加载轴贯穿固定底板设置，滑动加载轴一端用于与待测试验件连接，滑动加载轴一端与调节部连接；叉耳一端与调节杠杆的另一端连接，另一端与固定底板连接；双向调节接头设置在叉耳与固定底板连接的一端；传感器设置在滑动加载轴与待测试验件之间；双向调节接头能够调节滑动加载轴的升降。采用本申请的杆端弹性轴承径向力加载试验装置能够实现杆端弹性轴承径向力恒定加载。
本发明一种旋翼台升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：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、对旋翼台的升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、对转速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，进而识别出升转速状态下的旋翼模型试验台前置放大器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。
本发明提供了一种模型旋翼试验台旋转放大器，属于直升机模型旋翼试验技术领域。所述放大器包括输入引线，通过输入引线端子连接传感器；输出引线，通过输出引线端子连接采集器；壳体，设置在所述输入引线与所述输出引线之间，所述壳体为环状柱体结构，包括中间贯穿的定位孔以及绕所述定位孔的环腔，所述输入引线与所述输出引线在所述环腔内相互连接，所述壳体外部一端面上设置有凹槽，另一端面对应位置处设置有凸起。本发明提供的放大器以配重片的形式安装在桨叶和桨榖支臂连接的螺栓上，既可以代替常规的配重片，又可以对桨叶上的信号进行就近放大，不需要额外设计安装平台，同时又提高了测试精度，缩短了试验前的准备时间。
本发明提供了一种基于UTD的直升机旋翼运动参数解算方法，涉及直升机旋翼运动参数测量技术领域，通过UTD传感器与桨叶的相对位置，获得计算参数，并据此通过采用三角法原理进行挥舞值的解算，同时，通过UTD传感器获得第j片桨叶与第j+1片桨叶通过UTD的时间间隔计算出各片相邻桨叶的实际夹角，进而计算出摆动值。本发明采用的光学传感器UTD测量旋翼运动参数，省事省力且精度更高，能够实现自动测量，甚至单驾驶操作，且测量精度与操作员水平、天气、直升机的复杂程度无关。
本发明提供了一种跷跷板式无人直升机变距铰，用于轴颈与轴套的转动连接，涉及直升机桨毂设计技术领域。所述结构包括第一螺母(4)、滚柱轴承(6)、滚珠轴承以及第二螺母(9)，其中，所述轴套(3)设置有盲孔，用于容纳轴颈(1)，第一螺母(4)套设在轴颈(1)上，并固定在轴套(3)的盲孔开口处，用于将所述盲孔限制为密闭空腔，所述滚柱轴承(6)及滚珠轴承均设置所述密闭空腔内，其内圈与轴颈(1)接触，其外圈与轴套(3)盲孔内壁接触，第二螺母(9)固定在轴颈(1)端部。本发明提出的跷跷板式无人直升机变距铰，可以提高变距铰的可靠性，减轻轴承磨损，延长寿命。其结构型式具有通用性，适用于所有的直升机桨毂变距铰。
本发明涉及直升机发动机安全领域，涉及一种涡轴发动机功率状态监控方法，包括如下步骤：测量预定时间间隔范围内发动机扭矩、动力涡沦转速、动力涡轮前温度、压气机转速、大气温度以及压力高度各参数的所有数据，以及最大值和最小值的差值，上述所有数据作为准稳态数据段；对准稳态数据段进行估值；计算标准状态下发动机的功率、动力涡轮前温度以及压气机转速；计算求得标准状态发动机的实际功率与预期功率之差；当步骤四中的差值小于预定值时，给出发动机功率异常的告警。本发明涡轴发动机功率状态监控方法，实时显示发动机实际功率与预期功率之差，如果该差值小于预先设定的某一数值，则给出发动机功率异常的告警。