中国直升机设计研究所

本发明属于直升机人机工程技术领域，尤其涉及一种下肢工作负荷评估方法。所述方法包括：S1，对下肢姿态进行评估，得到下肢姿态负荷值；S2，对下肢所受载荷带来的负荷进行评估，得到下肢载荷带来的负荷值；S3，根据下肢的姿态保持时间和动作频率，如果为静态姿势且姿势保持超过1分钟以上或动作频率超过3次/分钟，则姿态保持负荷值；S4，根据下肢姿态负荷值、下肢载荷带来的负荷值、姿态保持负荷值，得到下肢工作负荷，达到快速评估下肢工作负荷的目标。

本发明属于直升机气动设计技术领域，尤其涉及一种直升机主减速器整流罩气动外形设计方法及气动外形，包括：S1，确定主减速器整流罩的安装位置，以及主减速器整流罩上滑油散热器入口和主桨毂及其附件通道口的位置和尺寸参数；S2，将主减速器整流罩上表面俯视二维外形设计为纺锤形，并确定纺锤形的外形参数；S3，以纺锤形的二维外形为基础，设计主减速器整流罩的三维外形，并确定三维外形的外形参数，将最终得到的三维外形作为整流罩气动外形。

本发明属于液压系统技术领域，公开了一种高效能液压系统，包括：#1液压系统、#2液压系统、主桨舵机、尾桨舵机、通用液压负载；#1液压系统为主桨舵机和尾桨舵机的左作动筒以及通用液压负载供压，#2液压系统为主桨舵机和尾桨舵机的右作动筒供压；#1液压系统中配置智能泵，智能泵由机上电网或高压蓄电池驱动；#2液压系统中配置液压泵，由主减速器驱动。

本发明属于直升机水上漂浮特性设计技术领域，尤其涉及一种直升机应急漂浮系统布置架构及稳定性简化评估方法。S1，根据直升机重量重心确定其浮心和水线位置，计算直升机的静稳定性和直升机的动稳定性；所述直升机的静稳定性表征了恢复力矩随横滚角变化的曲线，所述直升机的动稳定性表征了直升机横滚角随时间变化的曲线；S2，确定直升机缩比模型；S 3，采用所述直升机缩比模型进行静稳定性试验与动稳定性试验，得到试验的恢复力矩随横滚角变化的曲线和直升机横滚角随时间变化的曲线；S4，根据试验的恢复力矩随横滚角变化的曲线对计算的恢复力矩随横滚角变化的曲线进行修正，得到修正后的恢复力矩随横滚角变化的曲线；S5，根据直升机横滚角随时间变化的曲线对计算的直升机横滚角随时间变化的曲线进行修正，得到修正后的横滚角随时间变化的曲线；S6，采用修正后的恢复力矩随横滚角变化的曲线和修正后的横滚角随时间变化的曲线简化评估直升机应急漂浮系统稳定性。

本发明属于直升机救生技术领域，公开一种直升机应急漂浮系统空中充气展开安全着陆方法，S1：进行浮筒放气试验，记录不同条件下的放气效果，获取基础参数；S2：在浮筒放气试验中输入浮筒设计构型、浮筒放气方式，统计充气浮筒设计构型、充气浮筒放气方式对于基础参数的影响，形成基础参数随时间变化曲线集合；S3：统计基础参数的影响，形成直升机应急漂浮系统浮筒空中充气展开安全着陆评估仿真模型实测数据库；S4：依托实测数据库，建立直升机应急漂浮系统浮筒空中充气展开安全着陆评估仿真模型并仿真；从而最终确定空中充气展开安全着陆浮筒放气时序图；S5：据空中充气展开安全着陆浮筒放气动作时序图，在应急漂浮系统空中充气展开空中试飞。

本发明属于直升机气动设计技术领域，尤其涉及一种基于扬沙控制的旋翼桨叶气动外形。所述桨叶具备如下特征：从(0.24±0.01)R剖面到(0.72±0.01)R剖面的弦长为(0.156±0.001)R；从(0.72±0.01)R剖面到(0.87±0.01)R剖面变弦长，前缘前掠8.84°，后缘平齐；从(0.87±0.01)R剖面到(1.00±0.01)R剖面变弦长，后缘后掠15°；12％厚度翼型段的扭转率为(‑16±0.01)°/R，桨尖区域扭转率为(+15±0.01)°/R；其中，R为旋翼桨叶半径。

本发明属于结构设计技术领域，公开了一种L型椅腿直升机座椅快卸式安装锁定结构，包括：椅腿、椅腿后挡块、椅腿后安装座、椅腿前挡块、椅腿前安装座、地板安装座；地板上固定有地板安装座，椅腿前安装座下端固定在地板安装座上；椅腿前安装座上端通过螺钉和椅腿前挡块与椅腿固定，椅腿前挡快用于对椅腿前安装座进行固定和限位；椅腿后安装座下端固定在地板安装座上，椅腿后安装座上端通过螺钉和椅腿后挡块与椅腿固定，椅腿后挡快用于对椅腿后安装座进行固定和限位。

本发明属于直升机结构设计技术领域，特别涉及一种带防火活门的整流罩及运行方法。所述整流罩上设有防火活门，防火活门结构设置如下：活门本体通过铰链与风门壁连接；活门和风门壁之间设有活门弹簧；风门壁上设有插销孔，活门本体上设有插销座；活门作动筒通过支架安装在风门壁外侧；活门作动筒通过管子与灭火瓶连接；正常状态下活门本体打开，活门弹簧处于拉伸状态，活门作动筒伸出穿过插销孔插入插销座中；发动机舱着火，灭火瓶接收到灭火指令，灭火瓶击发产生的压力驱动活门作动筒收缩，活门弹簧收缩带动活门本体关闭。

本发明属于航空技术领域，尤其涉及一种地面低距时操纵限制告警方法。包括：S1，获取直升机飞行参数和操纵参数，所述直升机飞行参数包含：轮载信号和旋翼转速Nr，所述操纵参数包含：总距杆位置CLP、驾驶杆纵向杆位移Lx、驾驶杆横向杆位移Ly、驾驶杆偏离量Lz；S2，若“轮载信号判断直升机在空中”，则不显示“地面驾驶杆操纵限制指示”；若“轮载信号判断直升机在地面”、且“Nr>0.8n”、且“CLP>A”，则不显示“地面驾驶杆操纵限制指示”n为额定旋翼转速，A为直升机起飞时的临界总距；若“轮载信号判断直升机在地面”、且“CLP<＝A”，根据旋翼转速Nr进行不同等级的告警。

本发明属于飞行力学技术领域，尤其涉及一种单旋翼带尾桨直升机尾桨故障处置确定方法。所述方法包括：S1，确定尾桨故障时直升机的飞行状态；S2，确定多个尾桨故障后直升机能够维持配平的飞行状态；S3，判断某个能够维持配平的飞行状态的稳定性；S4，若满足稳定性要求，则计算该能够维持配平的飞行状态直升机的操纵性和机动性；若不满足稳定性要求，则返回S3判断下一个能够维持配平的飞行状态的稳定性，直到判断完所有能够维持配平的飞行状态，并得到所有能够维持配平的飞行状态直升机的操纵性和机动性；S5，判断所有能够维持配平的飞行状态直升机的操纵性和机动性是否具备着陆能力；S6，选择具备着陆能力的飞行状态作为直升机尾桨故障处置程序。

本发明属于旋翼航空器总体设计技术领域，尤其涉及一种旋翼航空器的桨尖灯装置、使用方法及桨叶，所述桨尖灯装置设置在桨叶叶片的尖端的整流罩内，所述桨尖灯装置包括：桨尖罩、右翼肋、左翼肋、安装螺栓、桨尖灯发光主体；桨尖罩采用金属或复合材料的薄壁结构，并在右翼肋、左翼肋外填充泡沫，右翼肋、左翼肋根据桨叶翼型和桨尖灯发光主体的尺寸确定。

本发明属于直升机试验试飞技术领域，公开了一种在飞行试验中调整直升机平尾的方法，S1，选定基准平尾；S2，判断基准平尾是否满足配平准则；S3，若满足，转至S5；若不满足，则在基准平尾上增加平尾面积、增加边条或增加端板，形成新的平尾作为基准平尾；S4，重复S2，直至满足配平准则；S5，在满足配平准则后进行动稳定性飞行试验；S6，若满足动稳定性，则将当前状态的平尾作为直升机最终平尾；若不满足，则在S3中的基准平尾上增加平尾面积、增加边条或增加端板，形成新的平尾作为基准平尾，重复S4‑S5；S7，若无法满足动稳定性，则选择最初满足配平准则的基准平尾作为直升机最终平尾，在增稳模式下对动稳定性进行调整。

本发明属于直升机旋翼试验技术领域，特别涉及一种应用于旋翼动力学试验台的安全保障系统及控制方法。安全保障系统下端与底部台架固定连接，上端与减速器连接，在减速器上端依次安装有旋翼轴、桨毂和旋翼；安全保障系统包括：上连接板、中间连接板、反三角支座、正三角支座、横滚机构、俯仰机构、垂向机构、中心活块；反三角支座和正三角支座通过垂向机构连接并限制两者之间在垂直方向的运动；中间连接板设置在反三角支座上方，正三角支座固定在台架上；俯仰机构固定在中间连接板上，俯仰机构与中心活块连接，横滚机构固定在上连接板下方，横滚机构与中心活块连接。

本发明属于无人机反潜技术领域，尤其涉及一种高速反潜无人机及其飞行操纵方法。所述高速反潜无人机包括：设置在机头位置的共轴双旋翼，设置在机身上方的可折叠机翼，以及十字交叉的尾翼；所述高速反潜无人机还包括：布置在无人机尾部可伸缩的电控鱼叉装置，布置在机翼翼尖的磁异探测器设备，布置在机身腹部的1枚反潜鱼雷。具备更强的作业效率与快速反应能力，可有效提升舰队的态势感知能力和作战能力。

本发明属于铝合金制备技术领域，公开了一种2024铝合金薄板抗晶间腐蚀性能提升方法，包括以下步骤：步骤一：制备2024铝合金铸锭；步骤二：将铸锭进行均匀化处理；步骤三：制备热粗轧板坯；步骤四：将板坯依次经热轧、冷轧、退火、终轧，制备得到2024铝合金薄板；步骤五：进行固溶处理；步骤六：进行淬火；步骤七：将淬火后的板材进行精整处理，横切并自然时效96h至稳定状态。

本发明属于箱体类LED显示器技术领域，尤其涉及一种LED灯板。显示箱体模块通过L形支架固定在LED柱幕圆弧形框架上，显示箱体模块与显示箱体模块间通过连接装置进行连接，所述连接装置与显示箱体模块通过螺牙方式装配，LED灯板通过磁性吸附的方式贴合在显示箱体模块上，本发明技术方案让箱体模块沿着相邻箱体模块方向进行滑动，两模块靠拢后进行位置锁定，从而解决缝隙过大或干涉问题。

本发明属于装甲应用领域，公开了一种基于包线理论的装甲打靶防护能力试验方法及装置，过程如下：第一步，确定试验初始速度v和初始角度θ；第二步，以初始速度和初始角度进行打靶，若击穿，则v＝v‑△v,若未击穿，则v＝v+△v或θ＝θ‑△θ；第三步：进行下一次打靶；下一次打靶数量不小于2；判断下一次打靶结果，若均未击穿，进入第四步，若均击穿，则进入第五步，若至少一个击穿和一个未击穿的叠加状态，则进入第六步。

本发明属于多旋翼或多旋翼类飞行器噪声测试技术领域，特别涉及一种旋翼噪声整周期平均用最优平均分组数计算方法。步骤如下：步骤一：根据采样率和采样数据长度采集多个轮次的不同转速和总距下的各个测点的噪声信号和旋翼转速零脉冲信号；步骤二：对采集到的噪声数据进行定时长倍频程声压级处理；步骤三：对采集的噪声数据进行分组整周期倍频程声压级处理；步骤四：根据定时长倍频程声压级处理和分组整周期倍频程声压级处理后的数据进行段倍频程声压级相关系数计算；步骤五：段倍频程声压级相关系数计算结果选择最优平均分组数。

本发明属于多旋翼或多旋翼类飞行器噪声测试技术领域，特别涉及一种多旋翼耦合声场识别分离最佳噪声试验轮次选择方法，步骤如下：步骤一：根据采样率和采样数据长度采集多个轮次的不同转速和总距下的各个测点的噪声信号和旋翼转速零脉冲信号；步骤二：对采集的数据进行整圈分割以及下插值后的整周期平均；步骤三：计算不同试验轮次、不同总距下各噪声测点的相关系数；步骤四：计算各试验轮次、各总距下各噪声测点的相关系数平均值和标准偏差平均值；步骤五：根据相关系数平均值和标准偏差平均值选择最佳噪声试验轮次。

本发明属于直升机旋翼拉力测试技术领域，尤其涉及一种直升机旋翼拉力测试方法。包括：S1，确定直升机飞行状态下的旋翼挥舞角；S2，根据所述旋翼挥舞角确定旋翼锥度角；S3，根据旋翼锥度角和旋翼拉力系数的关系，计算旋翼拉力系数；S4，根据旋翼拉力系数计算旋翼拉力。通过理论分析和数值测试相结合的手段开展研究，分析、研究影响直升机旋翼拉力的相关参数，及相关参数对旋翼拉力的影响规律，得出相应的旋翼拉力测试方法，为准确的监测直升机旋翼拉力提供理论基础。