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本发明属于飞机疲劳损伤容限试验技术，涉及一种飞机整体翼梁损 伤容限试验方法。(一)选择整体翼梁中载荷大的部位做为试验件考核 段；(二)依照考核段生产两件相同的试验件；(三)将两件试验件背靠 背相距20～30mm且上、下各加一块蒙皮，蒙皮与上、下梁缘条连接， 构成一个盒段；(四)将组合完成的试验盒段根部固定在承力墙上；(五) 在试验件的一端施加集中载荷模拟试验段梁的弯矩和梁腹板的剪力，不 考虑蒙皮剪流的影响；(六)用有限元方法对试验件进行损伤容限分析 并与试验结果对比。本发明解决了目前飞机整体翼梁结构裂纹扩展和剩 余强度缺乏理论依据的难题，试验件设计采用背靠背2件试验件同时进 行试验的方法，消除了单梁扭曲现象。
本发明属于试验技术领域，涉及一种用于高温空气活门试验的高温 空气活门寿命试验台。包括气源、流量调节、电加热器组、被试高温空 气活门台位、压力调节和温度调节，在流量调节与电加热器组之间加装 换热器，气流经流量调节后，先进入换热器冷边入口，再从换热器的冷 边出口进入电加热器组的入口，电加热器组的出口的热气流经被试高温 空气活门后，到达换热器热边入口，从换热器热边出口再到达压力调节。 本发明取消了原系统中的水冷换热器，利用试验活门出口的高温气流通 过换热器预热进入电加热器的常温气流，将进入电加热器的常温气流预 热后再进入电加热器组，从而降低了电加热功耗，使电加热耗能降低30％ ～80％。
本发明属于“发动机试验设备和试验技术”领域。涉及一种飞机发 动机动态仿真试验台。飞机发动机动态仿真试验台由接口定义50针、 左右发全权限数字电子控制器、发动机电气控制单元、发动机振动检测 仪、试验件及测控系统组成。测控系统包括模拟/离散输入接口卡、内 嵌发动机仿真模型的测控软件、传感器模拟单元及输出接口卡。本发明 的优点是功能完整，智能化高、响应时间快，在没有真实发动机的情况 下，通过发动机仿真模型、电子模拟技术及动态仿真技术，准确模拟飞 机整个飞行包线内动力装置系统的动态和稳态工作过程及故障监测结 果。本发明也可用于飞机整机系统的动力装置综合控制系统的试验研究 及机载试验件的功能研究。
本发明涉及一种内腔式几何量测量方法， 本发明工字形滑轨(3)悬空安装在截面为长方形的内腔(1)内，并可在内 腔(1)内运动。为了验证工字形滑轨(3)没有与内腔内壁相接摩擦，确保飞行 安全，需要对滑轨与内腔(1)之间的间隙进行测量。本发明把内窥镜探测头(6) 和平直刚性导引杆(7)经由内腔(1)上的通孔(2)伸入到内腔(1)内。然后 利用探测头(6)对导引杆(7)及工字形滑轨(3)以及测量对象进行拍照并分 析相互比例关系。最后根据已知的工字形滑轨尺寸以及与测量对象的比例关系计 算工字形滑轨(3)到内腔壁的距离。该方法能方便测量封闭空间内的工字形滑 轨(3)与内腔壁间的距离，能验证二者之间是否发生接触，从而确保飞行安全， 具有较强的实际应用价值。
本发明属于机械结构设计，涉及一种舱门拉杆式开锁机构。本发明 的外筒套接在内筒外，外筒内壁下部开有滚珠槽，内筒下部与外筒的滚 珠槽相对应的位置开有滚珠孔；内筒的下部置有内筒塞子，内筒塞子的 上部与内筒间装有弹簧，内筒塞子下端有两个对称分布的滚珠球槽，两 个滚珠对称卡在内筒的滚珠孔与外筒的滚珠槽内，内筒的下端安装有堵 盖，销针穿过防尘盖的中心孔顶在内筒塞子下端，销针连接轴与堵盖之 间套接压簧，手柄的转轴铰接在外筒上，手柄的一个端头与销针铰接。 本发明舱门地面开锁机构使得地面维护简单、快捷、安全、易操作，并 提高了重要零部件的可靠性。为地勤人员和维修工的检查工作提供便捷 的拆卸和安装。
本发明属于驾驶舱通风窗设计，涉及一种多功能抗鸟撞通风窗。手 柄上设置锁键与锁舌，锁键与锁舌一端贴合，锁舌上表面与扭簧贴合， 锁舌的另一端与锁盘上的锁孔贴合；手柄与前下锁钩固连，前下锁钩外 端与锁柱贴合，前下锁钩的中间点与后下锁钩的中间点通过连杆组件连 接，前下锁钩的内端与滚轮组件连接，滚轮组件卡入下滑轨内，后下锁钩 转轴与摇臂通过扭力管连接，后下锁钩外端与锁柱贴合，后下锁钩的内 端与滚轮组件固连，滚轮组件卡入下滑轨内，后上摇臂与摇臂通过连杆 组件连接，后上锁钩内端与上滚轮组件固连，上滚轮组件卡入上滑轨内。 本发明将手柄中增加一套机构，在通风窗抗鸟撞基础上增加了机外开锁 功能，使机构更加安全可靠。
本发明属于民用飞机客舱门机构技术，涉及一种外开式舱门的提升机 构。提升机构安装座与舱门固连，提升摇臂的一端与手柄转轴固连，提 升摇臂的另一端与提升杆上端铰接，提升杆的下端的杆端接头与上提升 臂的中部铰接，上提升臂的一端安装在机构安装座上，上提升臂的另一 端与导向轴上的止动块铰接；主铰链的外端设置有上双耳和下双耳，导 向轴置于主铰链的外端上、下双耳的通孔内，主铰链的上双耳两片和下 双耳两片之间的导向轴上均设置有止动块，主铰链与舱门门框铰接，下 提升臂的一端安装在机构安装座上，另一端与导向轴上的止动块铰接。 本发明机构简单，性能安全可靠，制造安装成本低，适于民用飞机客舱 门使用。
本发明属于电子信号转换技术，涉及一种PWM扫频信号转换电路。 该转换电路由加法器[1]、反相器[2]、比较器[3]和跟随器[4]组成；加 法器[1]由运算放大器U1和电阻R1～R4组成，反相器[2]由运算放大器 U2和电阻R5～R7组成，比较器[3]由运算放大器U3和电阻R8和可变电 阻W组成，跟随器[4]由运算放大器U4组成。本发明的设计周期短，通 用性强，无须滤波网络，电路简单实用，生产成本低，设计调试方便。 实现了正弦波、三角波及斜波扫频信号到PWM扫频信号的转换，满足了 小型舵机等相关设备频率响应测试的需要。
本发明属于航空试验技术、气象试验、计量测试领域，涉及一种基 于流量测量的风速实验装置及试验方法。装置包括气源、测量单元、控 制单元及风洞，气源气流通过风速测量单元及控制单元到达风洞，其中， 风速测量通过标准孔板或音速喷嘴或其它形式的流量计经控制器或计 算机将流量转换为风洞测量段的风速。利用基于流量测量的风速实验装 置进行风速试验的方法是，气源产生的气流在风洞测量段形成的气流的 风速是通过控制器或计算机用公式v＝G/ρS将经标准孔板或音速喷嘴或其 它形式的流量计测量到的气流流量转换为风洞测量段的风速。本发明基 于流量测量的风速实验装置以空气质量流量为控制参数，解决了低风速 下测量与控制准确的问题。
本发明属于流体测量技术，涉及一种闭环系统等压差式流量分配试 验方法。本发明采用在各支路设备中加装限流环，测量总路流量动态， 调整支路流量的方法，系统的所有支路设备流量分配在计算的基础上统 一进行匹配，避免了单一设备流量调整对其它设备支路的影响，计算采 用的留足匹配方法，采用半物理方针的计算测量，对设备所在系统支路 的测量精度要求不高，另外，可以在很大程度上消除单个支路设备调节 所带来的反复调节次数，很大程度上节约试验的时间和经费。 采用半物理仿真计算的思想，将系统的设计和计算结合进行，极大 程度上解决了目前单一的试验和计算均不能完全满足工程设计要求的 缺陷，将实验结果和计算仿真有机结合的理论试验方法。