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本发明属于飞机设计技术领域，涉及一种飞机螺栓的疲劳寿命设计方法。本发明根据螺栓受力特点，从疲劳损伤容限研究领域给出了螺栓的疲劳寿命设计方法。本发明使用的理论依据正确，分析步骤清晰、简单，计算过程便于计算机自动化迭代计算。本发明的提出解决了螺栓疲劳寿命设计时应同时考虑拉伸应力及剪切应力对螺栓疲劳寿命影响的问题。本发明先根据螺栓的受载特点，计算出螺栓的拉应力及剪切应力；然后采用强度第四理论，将螺栓承受的拉应力、剪切应力折算成当量拉应力；再根据螺栓自身结构特点，计算出螺栓固有性能DFR值；最后采用细节疲劳额定值DFR方法设计螺栓。
本发明属于气动弹性技术领域，涉及一种全机梁架式—减缩刚度组合建模方法。本发明通过减缩方法得到了后机身大开口及翼身连接部位的刚度矩阵，从而解决了这些复杂结构难以通过以往的计算方法得到准确刚度数据的难题，并结合机翼、垂尾、平尾等部件的梁架模型，建立了全机梁架式—减缩刚度组合模型，不仅实现了全机刚度特性的准确模拟，而且大大减小了计算规模，提高了计算效率，方便了全机地面共振试验后模型的调整和变参分析，弥补了当前建模技术的不足，为气动弹性仿真建模开辟了一条新途径。
本发明属于静力试验技术，涉及一种用于静力试验的载荷施加方法，尤其是一种用于载荷施加的真空吸盘。在试验件表面设置一个吸盘装置，吸盘装置包括吸盘、密封圈、吸嘴、吊环，吸盘采用金属材料制成，吸盘的直径与所施加的载荷的大小成正比，吸盘底部与试验件表面相连，吸盘上设有吸嘴，吸盘外表面顶部设置吊环，吸嘴通过真空胶管连接真空系统，对吸盘抽真空使吸盘与试验件之间形成真空空腔，吸盘底部的外缘设置密封圈，吊环与自锁钩一端相连，自锁钩的另一端与钢丝绳相连，钢丝绳与做动筒相连。本发明采用吸盘作为做动筒与试验件的连接件，由于吸盘与试验件表面是通过真空吸附的，安放快速，且对试验件的表面形状要求较低——平面、曲面、球面均可，只要吸盘底部与试验件表面能形成具有较好密封性的真空内腔即可，本发明连接可靠而不易脱落。
本发明属航空技术领域，涉及一种发动机空中试验液压负载模拟装置，尤其涉及一种液压泵壳体回油压力的调整方法。在发动机空中试验中，在有限的条件下，通过一个电磁换向阀的通电和断电，液压泵壳体回油选择不同的管道回到液压油箱的方法，保证液压泵壳体回油压力符合液压泵工作要求的一种液压泵壳体回油压力的调整方法。
本发明属于疲劳试验技术领域，涉及一种疲劳开裂结构等效分析谱的构造方法。本发明基于外场数据，因此，得到的疲劳开裂结构等效分析谱能够反映外场实际，谱型为等幅谱，不需要再做载荷谱简化工作，即可应用于改进分析和对比试验，确定改进方案的有效性，大幅缩短试验周期。本发明解决了外场疲劳裂纹排故中结构疲劳载荷谱数据不全或过于复杂的问题。
本发明属于飞机航电系统技术，涉及一种基于ARINC653标准机载电子设备健康监控体系。本发明对异常事件采用逐级注入，诊断决策、分级处理的方式，从软件任务级到操作系统，从机载电子设备层到全机系统综合诊断，采用分级分层的方式，将故障事件按照健康监控等级分派个不同级别的处理环节，处理权限也按照健康监控等级逐步放大。通过这种分级处理、逐级上报的方式，该方法有效的实现飞机的机载健康管理。不同级别的处理权限保证了故障的处理的安全性，事件的逐级上报提高了对系统故障事件处理效率和飞机对健康状态的感知。有效的增强了飞机故障诊断恢复能力，增强了飞机的测试性、安全性。
本发明属于嵌入式时空分区技术，涉及一种ARINC653标准下的航电系统分区窗口调度方法。通过计算基准时间片Tp，以基准时间片为单位积木式拼接分区的执行窗口时间、主时间框架调度时间、系统空闲时间。分区周期、主时间框架均为基准时间片的整数倍，将分区因周期的不同要求而产生的调度排序问题得到简化。通过该方法每个分区的周期释放点均能落在本分区的时间窗口上。设计了两种分区调度中的周期控制模式以适用于不同类型的嵌入式系统：功能分区控制模式和IO分区进行控制模式。
本发明属于飞机强度试验领域，涉及飞机气动弹性试验范畴，尤其涉及一种飞机地面伺服弹性试验舵面抗积分饱和方法。本发明在飞控传感器与飞控计算机之间串入实时仿真系统，实时仿真系统包括主控计算机与仿真计算机，在主控计算机内完成高通滤波器参数设置与编译后传输至仿真计算机。本发明的高通滤波器参数设计以飞机弹性振动频率范围内的控制律动态特性为约束，在延长舵面积分饱和时间，有效遏制舵面快速积分饱和的同时，最大限度降低对试验结果的影响；滤波器置于外部仿真机中，无需对机载控制系统硬件和软件进行任何调整，且试验中可根据实际情况对滤波器参数进行调整，适应性强，具有较强的实用性。
本发明属于飞机主操纵系统疲劳试验及疲劳定寿技术领域，涉及一种用于飞机全机主操纵系统疲劳试验的监控分析方法。本发明能够对一般飞机全机主操纵系统疲劳试验过程中的系统状态及疲劳加载进行有效监控，提高了飞机全机主操纵系统疲劳试验的进度，确保了试验质量，避免了事后发现疲劳试验无效而补做或重复系统疲劳试验周期或块谱试验的现象。
本发明属航空技术领域，涉及飞机辅助动力装置进气风门加载方法及加载装置。本发明采用减速器和伺服电机加载的方法，输出的力矩可控，加在进气风门上的力可以无级、连续地变化；采用滑块在摇臂内滑动的方法，减速器和伺服电机输出的力矩可直接加载到进气风门上，减少了多余力，使加载到进气风门上载荷和实际载荷更加接近，保证了试验的准确性；通过计算，把进气风门的打开和关闭过程中，受到的气动载荷等效转化成模拟载荷，并通过杠杆原理在加载点上施加力载荷，从而在进气风门上实现模拟载荷的加载，这种方法简单可行，易实现；加载块通过橡胶板与进气风门表面胶接，橡胶板的减震和隔离作用减少了加载块加工误差对进气风门的额外损害。