本發(fā)明提供一種目標(biāo)碼比對方法和裝置，包括：生成文件的特征碼；特征碼為N位的M進(jìn)制數(shù)值；將N位的特征碼分為n組在預(yù)設(shè)詞庫中進(jìn)行映射，得到n個單詞，用于進(jìn)行目標(biāo)碼對比；其中，N為2的冪次數(shù)，N的取值大于4，n的取值為2的冪次數(shù)，n的取值大于...

本發(fā)明提出一種直升機機身飛行載荷分配方法和裝置，該方法包括：S1、獲取預(yù)設(shè)的機身飛行載荷合力F、迎角和側(cè)滑角；S2、根據(jù)預(yù)設(shè)的迎角和側(cè)滑角，在初始蒙皮合力矩陣中確定直升機機身各區(qū)域蒙皮在預(yù)設(shè)的迎角α和側(cè)滑角β取值下各自對應(yīng)的初始蒙皮合力...

本發(fā)明提供一種支柱式起落架結(jié)構(gòu)有限元建模方法和裝置，該方法包括：步驟一、在預(yù)設(shè)坐標(biāo)系內(nèi)，采用四面體實體單元TET10建立起落架的輪叉、內(nèi)筒、外筒、防扭臂的有限元模型；步驟二、采用有限元剛體元連接輪叉、內(nèi)筒、外筒、防扭臂的有限元模型，并設(shè)...

本申請?zhí)峁┝艘环N帶軸承的后緣襟翼驅(qū)動機構(gòu)摩擦力辨識方法，通過對驅(qū)動器施加一系列不同速度的改進(jìn)的三角波并進(jìn)行閉環(huán)控制，然后對采集的襟翼角度信號進(jìn)行零相位數(shù)字濾波抑制隨機噪聲對信號的干擾，調(diào)整求導(dǎo)步長抑制速度的抖振現(xiàn)象得到襟翼角速度，然后截...

本發(fā)明屬于綜合強度設(shè)計領(lǐng)域，涉及一種確定梯形平尾載荷分布的方法。該方法包括：根據(jù)梯形平尾結(jié)構(gòu)，構(gòu)建弦載荷和弦長之間的線性關(guān)系，設(shè)置線性關(guān)系系數(shù)為k；確定展向上任一位置對應(yīng)的弦長與該位置的展向坐標(biāo)的弦長關(guān)系；根據(jù)弦長關(guān)系、線性關(guān)系，以及施...

本發(fā)明提供一種基于轉(zhuǎn)速的結(jié)構(gòu)響應(yīng)頻率時間歷程的獲取方法和裝置，通過跟蹤旋翼系統(tǒng)轉(zhuǎn)速在整個飛行過程中的變化特性，動態(tài)修正關(guān)心頻率數(shù)值及其變化區(qū)間，確保與旋翼轉(zhuǎn)速相關(guān)的頻率成分被完整提取，為直升機地面運轉(zhuǎn)和空中飛行時的頻響特性精準(zhǔn)分析奠定了...

本發(fā)明屬于飛行器飛行試驗技術(shù)領(lǐng)域，公開了基于激光測距儀的無線電高度表測高精度試飛校驗方法，包括以下步驟：步驟一：測量無線電高度表與激光測距儀的位置差值；步驟二：測量激光測距儀的安裝橫滾角L<subgt;θ1</subgt;和...

本發(fā)明屬于航空器適航驗證技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種民用直升機儀表縱向靜穩(wěn)定性驗證試飛方法。包括：S1，確定駕駛桿的縱向操縱桿力與縱向操縱位置之間的關(guān)系；S2，通過飛行試驗驗證直升機加速段的縱向操縱桿力梯度；S3，通過飛行試驗驗證直升機減速段...

本發(fā)明屬于無人機技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉一種高速單體飛行器及組合式無人飛行器。所述飛行器由前機身、支架、涵道體、機翼、副翼、尾翼、舵面、螺旋槳、電動機、導(dǎo)流片、后機身組成；前機身通過支架連接在涵道體上，機翼安裝在涵道體兩側(cè)，機翼上設(shè)置有副翼，電...

本發(fā)明公開一種反射率可變的電磁屏蔽進(jìn)氣格柵及其控制方法，電磁屏蔽進(jìn)氣格柵包括：雙層格柵；該雙層格柵設(shè)置于發(fā)動機進(jìn)氣道的進(jìn)氣口，雙層格柵包括：整體外形設(shè)置為圓形的固定格柵和轉(zhuǎn)動格柵，固定格柵由外固定圈和內(nèi)固定格柵組成，內(nèi)固定格柵內(nèi)布置有平...

本申請?zhí)峁┝艘环N變截面斜梁前整流罩試驗裝置和方法，所述裝置包括：膠布帶，均勻粘貼在變截面斜梁前整流罩的單側(cè)表面；鋁棒，穿在所述膠布帶中；彈簧夾，用于將所述鋁棒夾緊在所述膠布帶中；調(diào)節(jié)拉環(huán)，所述調(diào)節(jié)拉環(huán)的一端與所述鋁棒連接；聯(lián)合杠桿，所述...

本發(fā)明屬于槳轂構(gòu)型總體設(shè)計領(lǐng)域，具體涉及一種內(nèi)操縱旋翼可變距的電推進(jìn)旋翼系統(tǒng)。包括：槳葉(1)、變距舵機(2)、直驅(qū)電機(3)、槳轂(4)、舵機連接螺栓(5)，其中，槳轂(4)、直驅(qū)電機(3)、變距舵機(2)自上而下布置，槳轂(4)的槳...

本發(fā)明屬于直升機狀態(tài)識別技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種多傳感器融合的空地識別方法。在直升機中機身前部機腹的左側(cè)/右側(cè)蒙皮外部均安裝激光高度表、超聲波高度表，在直升機尾斜梁左側(cè)/右側(cè)蒙皮外部也均安裝激光高度表、超聲波高度表，形成左前激光高度表/左...

本發(fā)明提供一種帶應(yīng)急出口的滑動門結(jié)構(gòu)及其應(yīng)急拋放方法，該結(jié)構(gòu)中上滑軌、中滑軌、下滑軌固定在機身結(jié)構(gòu)上，滑動門通過滑輪和擺臂在上滑軌、中滑軌和下滑軌中滑動，滑動門在水線位置以上設(shè)置有應(yīng)急出口通道；球窩支座、第一鎖座、第二鎖座和滑塊安裝在滑...

本發(fā)明屬于健康監(jiān)測技術(shù)領(lǐng)域，特別涉及一種基于時頻分析與特征遷移結(jié)合的跨工況軸承故障診斷方法，S1：采集振動樣本數(shù)據(jù)，將振動樣本數(shù)據(jù)分為訓(xùn)練集和測試集；S2：對訓(xùn)練集和測試集中的每一個樣本數(shù)據(jù)均進(jìn)行小波包分解，獲得每一個樣本數(shù)據(jù)的四層小波...

本發(fā)明提供一種自平衡直升機模擬器油門環(huán)聯(lián)動機構(gòu)和調(diào)試安裝方法，該機構(gòu)包括：總距扭管(1)、油門環(huán)(2)、聯(lián)動拉桿(5)、拉伸彈簧(6)、調(diào)節(jié)螺柱(7)、限位叉臂(8)和螺母；其中，總距扭管(1)兩端分別設(shè)置有一個油門環(huán)(2)，聯(lián)動拉桿(...

本發(fā)明公開一種基于駕駛艙音頻數(shù)據(jù)分析的飛行狀態(tài)信息判斷方法和系統(tǒng)，包括：步驟1，使用駕駛艙錄音機或/和防護(hù)記錄器，獲取駕駛艙內(nèi)音頻數(shù)據(jù)；步驟2，對駕駛艙內(nèi)音頻數(shù)據(jù)進(jìn)行數(shù)據(jù)預(yù)處理和噪聲抑制處理，以將非語言信息轉(zhuǎn)換成具有指定取樣速度的采樣點...

本發(fā)明提供一種多通道直流轉(zhuǎn)換供電與保護(hù)裝置及方法，該裝置中第一供電轉(zhuǎn)換及隔離保護(hù)模塊在第二供電通道模塊不處于工作狀態(tài)時，將第一供電通道模塊的電能供給第二供電通道模塊，在第二供電通道模塊處于短路狀態(tài)時，對第二供電通道模塊進(jìn)行隔離；直流地面...

本申請?zhí)峁┝艘环N外部操作平臺，所述外部操作平臺包括：通信模塊，與無人直升機的HUMS系統(tǒng)連接，所述HUMS系統(tǒng)分別與飛行控制與管理系統(tǒng)、綜合任務(wù)處理系統(tǒng)連接；所述通信模塊用于向所述HUMS系統(tǒng)發(fā)送指令信號；所述通信模塊，還用于接收所述H...

本申請?zhí)峁┝艘环N有機玻璃用聚氨酯膠粘劑的粘接方法，所述方法對粘接基材打磨清洗、底涂涂覆、粘接以及固化條件作出規(guī)定；同時，本申請還提供了一種有機玻璃用聚氨酯膠粘劑的拉伸剪切強度試樣，所述試樣采用帶有鋼片底板和補償墊塊的結(jié)構(gòu)，防止因有機玻璃...