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本发明提供了一种金属结构缺陷容限应力与循环次数关系确定方法，涉及直升机结构疲劳设计领域。所述方法包括过起点作高周缺陷容限平均应力‑循环次数曲线的第一切线，相交于该曲线，并构成第一关系曲线，对所述第一关系曲线的应力乘以金属结构的应力减缩系数，获得第二关系曲线；对所述第一关系曲线的循环次数除以金属结构的寿命分散系数，获得第三关系曲线；取所述第二关系曲线与所述第三关系曲线的包络线作为金属结构缺陷容限应力与循环次数关系曲线。本发明能基于已有的高周缺陷容限应力‑循环次数曲线方程，建立适应安全性指标的全范围缺陷容限安全应力‑循环次数曲线，满足缺陷容限设计与验证的要求。
本发明公开了一种直升机尾桨气动载荷环境模拟试验装置，属于直升机振动环境试验技术领域；尾斜梁整流罩一侧与尾斜梁通过合页连接，另一侧通过快卸螺钉与尾斜梁连接；尾斜梁通过试验夹具与电磁振动台连接，试验夹具能够调节尾斜梁的垂向角度；帆布挂带一端与尾斜梁整流罩连接，另一端穿过固定在调节梁上的开槽定滑轮后与弹性绳一端连接，弹性绳的另一端挂装配重块；支撑立柱通过位于电磁振动台前后的两个固定安装梁及左右两侧的调节梁连接成一个整体框架；调节梁两端调节安装在左右两侧支撑立柱上，能够将调节梁不同倾斜角度安装。本发明可以实现模拟不同振动和气动载荷环境下的试验状态，能够准备找出尾斜梁合页断裂故障原因。
本发明涉及一种直升机反扭矩平衡系统，属于直升机气动部件设计技术领域，其包括：壳体，所述壳体具有一容腔且在所述壳体上设有连通至所述容腔的进气口及排气口，所述进气口的中心线与排气口的中心线呈预设角度；横流风扇，所述横流风扇设置于所述容腔内，用于引导自所述进气口流入的气流从所述排气口流出，以提供用于平衡直升机反扭矩的侧向力；中心轴，所述中心轴设置于所述容腔内且固定于所述壳体上，用于支撑所述横流风扇并使得所述横流风扇绕所述中心轴转动。本发明可以提高直升机起降和低空飞行的安全性、减少该系统的功率消耗、噪声和振动水平下降、可以提供一定大小的垂向分力，从而使得直升机重心容许范围扩大。
本发明一种旋翼试验台动平衡调整相位识别方法，属于直升机模型旋翼试验技术领域，包括以下步骤：步骤一、根据旋翼桨叶片数n、试验转速Speed、可分辨的最小相位角P0以及百分比误差转速Rt，按以下公式计算采样频率Fn：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、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、对旋翼模型试验台动平衡调整相位进行识别判断。本发明可快速得到高精度的基准频率对应的相位，同时可以自适应各种不同转速的旋翼模型试验动平衡调整需要。
本发明涉及直升机复合材料桨叶加工领域，特别涉及一种无人机复合材料桨叶镗孔装置及镗孔方法。镗孔装置包括：底座；共同构成第一夹持部的桨根下固定块和桨根上固定块；共同构成第二夹持部的剖面下固定块和剖面上固定块；桨尖托块，固定在底座上；桨根剖面测量夹具，夹持在待检测桨叶的桨根处。本发明的无人机复合材料桨叶镗孔装置及镗孔方法，能够减少人为因素和装夹不足的影响，结构灵活、可调节性强，而且加工时可靠、稳定，不易发生移位震动等问题，加工完后不用卸下桨叶，就可使用扭角测量装置对其进行扭角的验证和加工前位置的复验，从而保证了镗孔加工的准确性，极大保证了桨叶的质量，提高了工作效率，降低了生产成本。
本发明提供了一种集成飞行控制与导航管理的计算机，涉及飞控技术领域。所述计算机包括：飞行控制模块，包括集成CPU用于运行操作系统、调度控制的核心板，以及与所述核心板连接的接口板，所述接口板用于进行信号采集机处理；导航管理模块，包括用于采集导航数据的惯性传感器，以及用于导航信息解算的传感器处理板；通信底板，至少包括连接所述惯性传感器与核心板的通信总线；以及电源模块，用于向所述惯性传感器、所述核心板以及所述通信底板供电。本发明有效的将导航模块与飞行控制计算机进行集成，节省了机上空间，解决了总线连接的不稳定性。
本发明涉及直升机操纵系统设计领域，特别涉及一种用于操纵运动传递的装置，包括：输入拉杆；导向单元，一端与所述输入拉杆铰接，另一端连接至伺服机构；支座，用于固定支撑所述导向单元；其中，驾驶员的操纵指令依次通过所述输入拉杆以及所述导向单元传递至所述伺服机构。本发明的用于操纵运动传递的装置，能够在线系较长的直升机飞行操纵系统中用于传递拉杆之间的位移，结构简单、占用空间小，尤其适用于多通道操纵系统在有限空间的拉杆位移传递，且适用于输入输出拉杆夹角较小的操纵系统布置。
本发明涉及直升机桨距角测量领域，特别涉及一种直升机桨距角的差分计算方法，包括如下步骤：将第一角度传感器和第二角度传感器分别设置在桨叶安装面A1和中央件平面B1上；建立直角坐标系，建立并简化模型；通过控制桨叶安装面A1和中央件平面B1在直角坐标系X、Y、Z三轴的转动方向，来模拟主旋翼轴不垂直情况，并计算对应情况的桨距角。本发明的直升机桨距角的差分计算方法，可实现在主旋翼轴未进行打垂直的情况下进行桨距角的测量，相对于传统方法精度稳定，保障效率高，也可保证测量人员的人身安全，降低劳动强度。
本发明涉及一种球柔性旋翼桨叶自由度锁定机构，属于直升机结构设计技术领域，其包括：支臂锁，所述支臂锁固定于主桨毂支臂，支臂锁设有可控的支臂锁芯，通过支臂锁芯能够将桨毂支臂与中央件进行限位，用于消除主桨毂支臂的挥舞自由度与摆振自由度；以及变距锁，所述变距锁固定于中央件，变距锁设有可控的变距锁芯，通过变距锁芯能够将主桨毂支臂与中央件进行限位，用于与支臂锁配合消除主桨毂支臂的变距自由度。本发明中球柔性旋翼桨叶自由度锁定方式，以形状记忆合金变形回复力作为驱动力的锁定机构，简化桨毂结构、锁定机构微型化，降低桨毂的重量，提高维护性，提升锁定机构的可靠性。