一种含广布疲劳损伤机身壁板对接结构的剩余强度估算方法
本发明属于飞机结构损伤容限设计技术，涉及一种含广布疲劳损伤机身壁板对接结构的剩余强度估算方法。本发明将修正因子与壁板宽度和裂纹总长度联系起来，在本发明通过引入修正因子时，使机身壁板对接结构的剩余强度计算效率有了很大的提高，大大缩短了工程上的设计周期。另外，该计算方法得到的剩余强度载荷的精度也有所提高，满足工程要求。利用本发明方法，对组件级试验的净截面屈服剩余强度结果进行修正，修正后的剩余强度计算值结果偏安全，且总体误差较小。
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一种膨胀型航空防火复合材料及其制造方法
本发明属于防火材料技术，涉及一种膨胀型航空防火复合材料及其制造方法，用于飞机结构防火。本发明的防火复合材料可单独制造或以成品形式采购，安装、更换相对简单，所需周期仅为涂覆防火涂料的百分之一，大幅度缩短飞机生产和维修周期。制造防火复合材料所用材料均为现有成熟材料，不会大幅度增加材料成本。在起火时防火复合材料可以膨胀发泡，隔绝火焰和热辐射，同时能保持固定的形状。防火复合材料厚度为0.8mm时，1093℃下防火15min以上，0.5mm厚可防火5min以上。
座舱压力控制系统的数字控制器控制参数确定方法
本发明属于飞机环境控制技术，涉及对座舱压力控制系统的数字控制器控制参数确定方法的改进。其特征在于，确定数字控制器控制参数的步骤如下：连接试验装置；确定典型机场下排气活门快速变化区域；选择H1和H2中的最小值；确定数字控制器的参数和参数作用范围；本发明提出了一种座舱压力控制系统的数字控制器控制参数确定方法，消除了飞机迅速爬升时出现的“鼓包”现象，提高了飞行人员与乘员的舒适性。
一种在低空风切变中飞机临界规避参数的确定方法
本发明属于飞行安全设计领域，涉及一种在低空风切变中飞机临界规避参数的确定方法。其特征在于，飞机临界规避低空风切变的步骤如下：计算规避转弯半径R；计算法向过载系数nz；计算飞机转弯时间t；计算飞机转弯角速度ω和飞机坡度φ；计算飞机最小飞行安全高度Hs。本发明提供了一种在低空风切变中飞机临界规避参数的确定方法，大幅度减少了工作量，提高了工作效率。
飞机迎角、侧滑角和舵偏角均为零度时操纵面铰链力矩系数计算方法
本发明属于飞机气动力计算技术，涉及一种飞机迎角、侧滑角和舵偏角均为零度时操纵面铰链力矩系数计算方法。其特征在于，计算操纵面铰链力矩系数的步骤如下：确定计算条件；计算中弧线(3)的相对弯度；计算零升迎角；计算零升俯仰力矩；计算飞机迎角、侧滑角和舵偏角均为零度时操纵面铰链力矩系数。本发明提高了零度迎角、零度侧滑角及零度舵偏角时铰链力矩系数的计算精度，保证了飞机操纵性能和飞行安全。
运输类飞机货物空投时货舱地板载荷的确定方法
本发明属于飞机飞行载荷设计技术领域，涉及对运输类飞机货物空投时货舱地板载荷确定方法的改进。其特征在于，确定货舱地板载荷的步骤如下：飞机空投货物参数初始化；飞机有限元模态分析；飞机非定常气动力计算；飞机空投货物动响应计算；计算货舱地板结构载荷动响应；确定空投时货舱地板的设计载荷。本发明提供了一种改进的运输类飞机货物空投时货舱地板载荷确定方法，提高了货舱地板载荷的确定精度，保证了货舱地板的结构安全性和飞机的飞行安全。
运输类飞机货物空投时机翼结构载荷的确定方法
本发明属于飞机飞行载荷设计技术领域，涉及对运输类飞机货物空投时机翼结构载荷确定方法的改进。其特征在于，确定机翼结构载荷的步骤如下：飞机空投货物参数初始化；飞机有限元模态分析；飞机非定常气动力系数矩阵计算；飞机空投货物动响应计算；计算机翼结构载荷动响应；确定空投时机翼结构的设计载荷。本发明提供了一种改进的运输类飞机货物空投时机翼结构载荷的确定方法，提高了机翼结构载荷的确定精度，保证了机翼结构的安全性和飞机的飞行安全。
一种飞机尾喷流场的外场测试装置
本发明属于飞机测试技术，涉及一种飞机尾喷流场的外场测试装置。其特征在于：有一个由轨道(3)、轨道车(4)、钢缆(5)、指针(6)、卷扬机(7)、地面标尺(8)、定滑轮(10)和测试装置控制器组成的外场测量耙安装机构。本发明提出了一种飞机尾喷流场的外场测试装置，满足了外场飞机发动机喷流测试的需要。
一种飞机多状态快速称重方法
本发明属于飞机设计技术，涉及对大型运输类飞机的多态称重方法的改进。布置铅垂线及地面标尺；布置位移传感器单元；尺寸测量计算；第一次重量测量；第一次计算飞机的重量和重心；对飞机进行操作；测量记录变更飞机重量状态后的位移变化量；测量记录飞机重量状态变更后全机重量；第二次计算变更飞机重量状态后飞机的重量和重心。本发明提出了一种实时、多态、高效、快速的大型运输类飞机的称重方法，提高了大型运输类飞机的全机称重及燃油加/放油试验称重的效率。
涡桨飞机在静止状态下尾喷流速度场的计算方法
本发明属于飞机尾喷流速度场计算技术，涉及一种涡桨飞机在静止状态下尾喷速度场计算的方法。其特征在于，计算涡桨飞机尾喷速度场的步骤如下：建立坐标系；定义；计算特征角α; 确定喷流核心区边界线方程；计算特征角β；确定滑流主流区边界线方程；计算特征角γ；确定滑流过渡区边界线方程；确定特征角θ；确定滑流区边界线方程；确定喷流减速区边界线方程；计算涡桨飞机尾喷流区域任意坐标点(xa, ya)的速度。本发明简化了计算过程，缩短了计算周期。