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本发明涉及飞机燃油系统通气箱溢油回收技术，具体涉及一种大型飞机下反机翼燃油系统通气箱溢油回收系统的改进，以解决目前的溢油回收系统结构复杂、重量重、可靠性低、经济性差等问题。大型飞机下反机翼燃油系统通气箱溢油回收系统中，在通气箱内设置回油引射泵，再通过主油箱中的电动供油泵作为回油引射泵的动流源，从而将通气箱中的溢油输送到主油箱中，能够减少飞机不可用油量，避免燃油损失，保证飞行安全，并且整个回收系统结构简单、重量轻且可靠性高。

提供一种飞机刹车接地保护系统和方法。该系统包括刹车指令传感器、刹车电子控制装置、左/右刹车控制阀、左/右主起机轮速度传感器和轮载传感器、飞机惯导装置，其中，左/右刹车控制阀进油口与液压源连接，左/右刹车控制阀的工作口与左/右主起机轮刹车装置连接，左/右主起机轮速度传感器和左/右主起轮载传感器安装在左/右主起机轮刹车装置上；上述各部件与刹车电子控制装置均采用电气连接。本公开内容保证飞机在着陆过程中，驾驶员在误踩刹车时系统不会产生刹车压力，使刹车系统处于松刹车状态；当飞机轮载信号出现故障时，能防止飞机在低速段出现刹车接地保护状态，保证飞机在低速段能使用刹车，提高飞机的着陆安全性。

本发明公开了一种预警雷达及具有其的飞行器。所述预警雷达包括：雷达设备舱，所述雷达设备舱具有骨架；雷达天线罩，所述雷达天线罩与所述骨架密封连接，从而密封连接所述雷达设备舱；其中，在所述雷达天线罩与所述骨架连接时，所述雷达天线罩与所述骨架之间设置有变形补偿位置，所述变形补偿位置用于在所述雷达天线罩与所述骨架连接时形变，从而补偿所述雷达天线罩与所述骨架密封连接时的公差积累；且所述变形补偿位置处填充橡胶板密封。采用这种结构，将公差积累全部设置在变形补偿位置，相对于现有技术，防止了公差的累积，且将其集中后容易通过变形来解决该公差。

本发明涉及飞机弹射救生领域，具体涉及一种穿盖弹射仿真方法，能够对整个穿盖弹射过程进行仿真。本发明的穿盖弹射仿真方法，应用及拓展能切实从微爆索或切割索的药量与被切割目标材料、厚度之间的匹配仿真开始，进行座舱盖破裂情况仿真，再进行整个穿盖弹射过程仿真，从而可以简化和替代切割索的药量与被切割目标材料、厚度之间的匹配物理试验，为穿盖弹射试验状态的确定提供依据，同时简化部分穿盖弹射试验，降低弹射救生系统研制成本和研制风险，缩短系统研制周期。

本发明涉及飞机燃油系统设计，具体涉及一种双层接头鉴定试验方法，能够对双层接头的可靠性、寿命以及性能等进行验证。试验方法包括：气密性试验步骤、检查压力试验步骤、高温试验步骤、低温试验步骤、振动试验步骤、挠曲试验步骤、脉冲试验步骤以及爆破试验步骤；本发明的双层接头鉴定试验方法，模拟了双层接头在飞机上实际使用工况，包括导管内燃油各种压力状态及变化、高温环境、低温环境、振动环境、挠曲变化等，能够有效的验证双层接头在各种工况下的可靠性，以及其性能是否满足相关要求，为双层接头在飞机上的使用提供了依据。