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本发明涉及航空救生技术领域，具体涉及一种应急出口聚能切割方法，以解决聚能切割索的布置困难的问题。应急出口聚能切割方法包括如下步骤：划分出预切割应急出口形状；将切割索预定布置线路分为多个第一切割段和多个第二切割段；将聚能切割索分段设置成对应的多个第一聚能切割索和多个第二聚能切割索，在每个第二聚能切割索处还设置有聚能切割索保护套；将多个第一聚能切割索和多个第二聚能切割索分别布置在对应的多个第一切割段和多个第二切割段上，进行聚能切割。本发明的应急出口聚能切割方法，可以较为方便对聚能切割索进行布置和安装，提高了在飞机上安装的工艺性，同时也避免了一根聚能切割索多次弯曲影响产品的可靠性。
本发明公开了一种飞机加油系统及具有其的飞机。所述飞机加油系统包括加油接头(1)以及与所述加油接头(1)通过管路(2)连接的油箱总成(3)，所述飞机加油系统进一步包括：切断阀(4)，所述切断阀(4)设置在所述加油接头(1)与所述油箱总成(3)之间的管路(2)中，且所述切断阀(4)与加油控制面板电联，受所述加油控制面板控制；所述切断阀(4)用于通断所述管路(2)。本发明中的飞机加油系统中，切断阀设置在加油接头与油箱总成之间的管路中，且切断阀与加油控制面板电联，受加油控制面板控制；切断阀用于通断管路。本发明通过切断阀来进行控制，减少飞机加油系统元器件较多的问题，相对于现有技术，其控制简单，重量较小。
提供一种刹车余度作动系统。该系统包括刹车触发机构、外侧刹车控制器、左/右外刹车控制阀、左/右外机轮速度传感器、内侧刹车控制器、左/右内刹车控制阀和左/右内机轮速度传感器；其中，刹车触发机构上安装的刹车指令传感器与外、内侧刹车控制器电气连接；左、右内刹车控制阀与内侧刹车控制器电气连接；左、右外刹车控制阀与外侧刹车控制器电气连接；左、右内机轮速度传感器与内侧刹车控制器电气连接；左、右外机轮速度传感器与外侧刹车控制器电气连接；左、右内刹车控制阀以及左、右外刹车控制阀分别采用1号和2号系统进行供压；外、内侧刹车控制器电气连接。根据本公开的刹车余度作动系统维持系统正常防滑刹车能力，避免使用应急刹车出现爆胎风险。
本发明提供了一种配置表文件的生成方法，该方法包括：设置上述配置表文件的表头信息，其中，上述表头信息包括以下至少之一：与上述配置表文件对应的设备的ID，缓冲区信息，子表读取信息，其中，上述子表读取信息用于描述如何读取存储在上述配置表文件中的至少一个子表；设置上述配置表文件中的上述至少一个子表，其中上述至少一个子表用于描述上述设备的接口和功能的相关信息。通过本发明，解决了相关技术中成本较高的问题，进而达到了降低成本的效果。
本发明涉及燃油系统全尺寸模拟试验领域，具体涉及一种飞机飞行姿态模拟台架的控制装置及控制方法，以解决目前的控制装置中伺服阀零偏状态调节困难的问题。控制装置包括：设置在台架上的角度传感器；与角度传感器连接的PID控制器，用于向换向伺服阀输入控制量；换向伺服阀，用于根据控制量控制作动筒驱动台架转动；PID控制器还用于在台架的最终角度与期望转动角度不相等，进行PID运算，以得到换向伺服阀的控制量，直到最终角度与期望转动角度相等。本发明的飞机飞行姿态模拟台架的控制装置通过PID控制器自动控制伺服阀中液压油的进排量，简单方便，避免了人为观察造成的误差，有效解决了台架姿态角控制的安全问题。
本发明公开了一种开关控制电路及具有其的控制系统及飞机。所述开关控制电路包括：多个解算单元；多组开关组，每组开关组用于同时通断四个输入端中的两个；多个异常决策开关，每个异常决策开关用于与一个所述解算单元的一个输出端连接，使一个输出端与异常决策开关连接后其输出端能够形成两个输出信号；其中，根据所述开关组的控制，所述解算单元能够自其输入端收到多组输入信号，多组输入信号分别包括多组冲突信号以及多组可识别信号；每个所述异常决策开关用于使其中的多组冲突信号通过所述异常决策开关的控制，从而转换成能够识别的可识别信号。本发明中的开关控制电路增加了异常决策开关，使得冲突信号通过异常决策开关转换成可识别信号。
本发明涉及飞机燃油系统全模试验领域，具体涉及一种执行机构自适应PID控制方法及控制系统，以解决目前的PID控制方法效果差、精度低的问题。执行机构自适应控制系统包括：专家PID控制器和模糊PID控制器，分别与执行机构连接；状态信息采集器，用于实时监测待控制系统的当前状态信息；处理器，用于根据当前状态信息以及期望状态信息，选择专家PID控制器或模糊PID控制器对执行机构进行控制。本发明的执行机构自适应控制系统中，能够根据需要选择专家PID控制器和模糊PID控制器进行控制，调节速度快、上升时间少，并且超调量小、控制精度高，能够更好地满足伺服系统快速性要求，提高了伺服系统的控制品质。
本发明公开了一种计算待测接头的拉伸承载能力的方法。所述计算待测接头的拉伸承载能力的方法包括如下步骤：步骤1：通过试验获取待测接头拉伸强度Xt；步骤2：为待测接头赋予拉伸载荷，待测接头中与载荷源接触处为接触单元；步骤3：对待测接头建立平面坐标系；步骤4：计算待测接头的等效弹性模量、等效剪切模量，以及待测接头的等效泊松比；步骤5：通过公式获取各个节点的应力集中系数K；并选取最大应力节点的应力集中系数；步骤6：通过公式计算待测接头的最大应力节点所能承受的最大拉伸承载能力P。本发明提出了一种计算待测接头的拉伸承载能力的方法，采用本发明可以方便快捷的得到待测接头的拉伸承载能力。且相对于有限元方法更为准确。
本发明公开了一种舱体外表面压力测试方法。所述舱体外表面压力测试方法包括：通过计算流体力学方法得到待测舱体的外表面的压力数据；通过测压试验对待测舱体的试验模型进行试验，从而获得试验模型的外表面压力数据；判断测压试验中的实验模型中，具有压力突变位置处是否具有布点；如果否，则选取计算流体力学方法中的与测压试验中的压力突变位置处相对应的位置处的压力数据，将该压力数据作为测压试验中的该压力突变位置的压力数据；从而将测压试验中的其他布点处的压力数据以及计算流体力学方法中的具有压力突变位置处的压力数据进行整合，从而得到整个舱体外表面压力数据。采用这种方法得到的舱体外表面压力数据，压力数据准确可靠。