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本发明属于航空领域，尤其涉及一种大飞机燃油箱在试验台架上的安装方法。本发明大飞机燃油箱在试验台架上的安装方法在试验台架设计阶段先根据试验台架的构型和试验油箱的构型及姿态，定义虚拟安装平面；然后确定试验油箱的安装支腿和试验台架支架，并分别在试验油箱和试验台架方便测量处上确定测量基准；在试验台架实施阶段，将试验油箱吊置试验台架上，试验油箱支腿落在试验台架支腿上，并准确对接；对接完成后，通过测量基准，验证油箱定位是否准确。本发明操作方便、安装精度高、连接可靠，能够大大缩短飞机燃油箱在安装定位实施过程中所用时间周期，对于单个油箱总重量大于10T，长度大于10000mm的情况提供了较好的解决方案。
本发明属于航空领域，涉及一种飞机重力加油口盖布置方法。该布局方法基于CATIA软件建立油箱三维模型，在确定油箱主通气口后，自主通气口开始向下保证2%的膨胀空间需求。在飞机的每种可能的组合停机角姿态条件下通过切割油箱得出该组合姿态下的重力加油口布置区域，最后考虑所有组合姿态下的重力加油口合理布置区域及油箱满油量要求和重力加油口盖的可安装性与维护性得出重力加油口的位置。本发明给出的重力加油口位置布局合理，方法简单、使用方便，适用于任意机翼油箱，通用性强，具有推广应用价值。
本发明属于飞机附件设计技术，涉及一种用于飞机风冷发电机通风量的计量方法。该方法首先通过实验获取风冷发电机地面通风特性参数，接着引入进风口雷诺数这一气动参数，建立风冷发电机流阻特征函数，然后确定飞机工况及其大气参数，在设定风冷发电机的初始流阻后，应用计算流体力学方法，迭代计算，获取风冷发电机的收敛流阻，最后，计算得到风冷发电机通风量。该计量方法简单快捷，数据处理量小，计算结果与试验数据符合较好，计算效率和准确度高，具有较大的工程应用价值。
本发明属于航空技术，尤其涉及一种飞机机舱建模方法。本发明飞机机舱建模方法先将具有复杂形状的机舱内壁表面转换为点云，并进行有序排列，实现三角化，同时对建模空间进行结构化网格划分，通过设定机舱结构厚度，将三角形拉伸为三角棱柱，并通过调节网格尺寸和机舱机构厚度，将所有与三角形棱柱相交的网格进行标定，将标定后的一个个正六面体单元合并成较少的矩形块，并通过矩形块对机舱结构进行逼近，实现对飞机机舱的建模。本发明不受飞机结构尺寸大小和形状的限制，能够对任意曲面，特别是一些复杂的非等截面曲面进行自动建模，解决了FDS因前处理问题无法应用于航空领域的难题。
本发明属于飞机附件设计技术，涉及一种确定飞机短舱内环境温度上限的方法。本发明首先通过实验获取发动机机匣表面的温度，然后确定飞机工作的大气环境温度，再根据发动机和短舱的数据模型或实物，量取发动机和短舱的截面半径。最后，根据热力学原理以及空气动力学和飞机短舱通风冷却系统的工作特性，结合实际试验和工程经验，数值拟合标定得到经验公式，计算获取短舱环境温度上限值。本发明简单方便，易于实现，且精度较高，能够满足实际工程要求。
本发明属于飞机机载设备安装技术，涉及一种辅助动力装置安装结构布局优化的方法。本发明飞机辅助动力装置安装拉杆布局方法利用工程设计软件进行结构的参数化建模，在优化流程控制程序的调用下，实现参数化实体结构到有限元分析软件的数据传递；在有限元软件中对实体进行网格划分并对安装系统进行材料、约束、载荷等条件的施加，计算杆系的结构受力或变形，由优化流程根据系统重量、工艺性好等优化目标，确定安装系统的最优结构。本发明能够获得最小的结构重量和最优的受力形式的安装结构，减轻了结构重量，减少了振动的传递，提高了安装效率和安装质量，满足了飞机辅助动力装置安装系统布局优化需求。
本发明属于计算机测控技术领域，涉及一种新型数据处理方法。本发明新型数据处理方法工作时，先构建包括能够快速方便完成指定功能的字段参数文件，并将需要用到的硬件驱动程序集合在一起构成驱动池。进入试验系统后，自动从参数文件中提取本次应用的资源信息、数据获取结构、数据公式结构、数据转发结构、数据显示结构和数据存储结构，实现参数文件的加载。最后根据具体需要，功能模块从内部寄存器中提取数据，并调用与其对应的参数文件内的数据结构，进行顶层应用。本发明新型数据处理方法通过参数文件的构建，利用参数文件的字段进行功能模块的调用，大幅简化数据处理量，具有实现简单、执行效率高、通用性好等特点。
本发明涉及航空环控技术领域，特别是涉及到一种气囊除冰系统，包括分配器、控制器，分配器与气囊连接，用于给气囊充放气，控制器用于控制分配器的开关，还包括压缩机和储气罐，压缩机通过导管与储气罐连接，储气罐通过导管与分配器连接，储气罐和压缩机均与控制器电连接。本发明能消除气囊除冰系统对发动机引气的依赖，飞机减少了为满足气囊除冰系统的引气苛刻要求而设置的空气散热器和压力调节装置等设备，有效的减轻了飞机的重量。系统集成性好，便于系统的布置，能有效地避免从发动机引气进行气囊除冰时，布置供气导管所带来的导管多次穿越飞机气密舱的问题，有效地保证飞机蒙皮、结构的完成性。本发明结构简单，操作方便，具有较大实用价值。
本发明属于气体流量测量领域，特别涉及对低流速气体流量的测量。本发明包括主管路1，主管路1安装有接头5与试验装置连接，主管路1中间安装有隔板2以隔断气流，隔板2两侧安装测量管路3，测量管路3的通径视主管路气体流速而定，在测量管路3上安装取压嘴4，其安装距离L不小于10DN。通过取压嘴4测取管路压差ΔP，达到测量气体流量的目的。
本发明涉及飞机环境控制领域，尤其适用于飞机液冷系统和环控系统综合一体化设计。本发明涉及的飞机液冷系统和环控系统共用冲压进气道的结构由液冷系统1、环控系统2和冲压进气道3组成；液冷系统1的空-液热交换器4安装在环控系统2的次级热交换器5前部，环控系统2的初级热交换器6安装在发动机短舱7中，预冷器8之前；液冷系统1的空-液热交换器4和环控系统2的次级热交换器5共用冲压进气道3。本发明可大大减少液冷系统和环控系统所需冲压空气总量，进而使飞机燃油代偿损失减少，续航时间增加。