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本发明涉及一种具有遮阳能力的飞机驾驶舱风挡结构，以传统飞机驾驶舱的风挡结构为基础，根据飞机驾驶舱设计眼位1确定遮阳区域，即以飞机驾驶舱设计眼位1视水平线以上风挡区域为遮阳区域，在紧邻风挡外层透明的ITO导电加热膜2的透明夹层6的外表面上镀有透明的第二ITO导电加热膜3，并在2层ITO导电加热膜2、3之间，插入透明的电致变色遮阳胶膜4，在通电条件下，2层ITO导电加热膜之间形成一定的电势差，使透明的电致变色遮阳胶膜的颜色和透光率发生改变，从而实现飞机驾驶舱风挡的遮挡功能。本发明减轻了飞机的重量，改善了飞机的经济性能；遮阳功能采用电控，且遮阳区域内的风挡颜色和透光率是可逆可调的，便于机组乘员操作。
本发明属于试验用火源发生器技术领域，尤其涉及一种用于飞机构件及材料的耐火、防火和燃烧性能试验专用的大型油喷多截面火源发生器的设计方法，在满足适航标准要求的常规燃烧试验的同时，可以完成大尺寸构件及材料的油喷燃烧试验；采用该二级进气管和螺旋喷油嘴实现充分的二次燃烧，通过两层整流网使得火焰均匀，通过调节二级进气管和喷油嘴的流量可改变火焰温度和热流密度，通过调节活动外套和更换锥形罩可改变火焰形状。
本发明涉及一种适用于高原高空环境的散热器试验台。包括风洞(1)、循环系统(9)、测控系统(12)组成。风洞(1)安装有流量测量装置(2)、前整流器(4)、散热器(6)、换热器组件(10)，散热器(6)前后连接有前风室(5)和后风室(9)；循环系统包括散热器热路循环系统(7)、换热器冷路循环系统(11)、空气循环系统(13)；测控系统(14)包括温度传感器、压力传感器、流量测量装置(2)、进风门(18)、排风门(16)和调节风门(3)组成。本发明的优点是除了可模拟地面环境下的散热器的散热性能，同时也可模拟高原和高空环境的散热器的散热性能，扩大了应用范围，具有很强的实用性和通用性。
本发明涉及一种模拟高原高空环境的散热器试验台。包括高空模拟舱(1)、循环系统(9)、测控系统(12)组成。高空模拟舱(1)安装有流量测量装置(2)、整流器(3)、散热器(5)、换热器组件(11)、整流器(7)和风机组件(9)，散热器(5)前后连接有前风室(4)和后风室(8)；循环系统包括散热器热路循环系统(6)和换热器冷路循环系统(12)；测控系统(10)包括温度传感器、压力传感器、流量测量装置(2)组成。本发明的优点是可模拟地面、高原和高空环境的散热器的散热性能，利用空气循环系统，减少了空气流量，节约能耗，扩大了应用范围，具有很强的实用性和通用性。
本发明属于密闭舱室烟雾探测技术领域，尤其涉及一种适用于密闭舱室的飞机烟雾探测系统。本发明采用抽气装置通过管路从飞机上的不同密闭舱室中抽气，将抽取的空气通过空气过滤装置，去除空气中的杂质、异物并同时保留烟雾颗粒，以减少系统的虚警，再将过滤后的空气通过1个流量调节装置，使空气流速控制在烟雾探测器的最佳探测范围内，最后用管路将调节流速后的空气输送至烟雾探测器的探测腔体内，传感部件布置在腔体内，探测空气中的烟雾，另有一根排气管将腔体内的空气排放至飞机外，烟雾探测器上设置二个电连接器：电连接器一通过电缆连接飞机电源，电连接器二通过总线连接机电管理计算机，用于传送告警、故障和检测信息。
本发明公开了一种优化制造复合材料波纹梁的方法，包括以下步骤：A.根据气动载荷和梁的受载情况对梁结构进行工程计算或有限元计算分析，初步确定梁的受载情况。B.根据梁的受载情况对梁进行初步的厚度分区，设计复合材料铺层。C.优化计算各个厚度分区复合材料的铺层角度、顺序，使之在满足承载要求的情况下达到重量最轻。D.使用CATIA软件CPD模块设计梁的三维结构数模。E.设计制造RTM工艺模具。F.制造RTM波纹梁。本发明使用的设计制造方法可以极大提高设计/工艺协调的效率，减少产品的设计/制造周期，减轻结构重量并同时提高梁的承载能力，降低生产成本。
本发明公开了一种民机流线型机头参数化成型方法，包括以下步骤：第一步、结合民机流线型机头设计要求，对机头纵横向控制线、曲面分块进行规划；第二步、结合第一步中确定的规划提取并确定控制参数；第三步、在CATIA软件中，建立与第二步确定的控制参数有关联关系的参数化机头外形，并赋予控制参数数值；第四步、对控制参数、机头外形、模型内部关联关系进行优化，形成模板。与手工方法相比，采用参数化方法成形，大大提高了生成机头外形的效率(将外形生成时间缩减为原来的1/30左右)，提高了生成的曲面质量。
本发明公开了一种飞机设备耐久性设计方法及飞机设备耐久性设计系统。所述飞机设备耐久性设计方法包括如下步骤：步骤1：确定待设计设备的耐久性指标要求；步骤2：确定待设计设备在全寿命周期内的耗损性失效机理以及每个所述耗损性失效机理的敏感应力；步骤3：判断待设计设备中的各个部件的损耗性失效机理种类；步骤4：分别计算各个部件的理论寿命；步骤5：判断各个部件的理论寿命是否满足所述步骤1中的耐久性指标要求。本发明提供了一种飞机设备耐久性设计方法，该飞机设备耐久性设计方法填补了工程研制中的技术空白，同时为后续型号开展机载设备耐久性设计分析工作提供有力依据。
本发明公开了一种民用飞机构型项划分方法，包括以下步骤：依据民机研制程序，明确各研制阶段工程设计的工作内容；将各研制阶段的工程设计内容规划为不同级别的数字样机进行设计；明确不同级别的数字样机应达到的目标，按照飞机顶层产品结构的分解划分不同级别样机的构型项；划分构型项时按照产品最终满足的使用功能描述每个构型项的特性，使构型项满足功能独立性、粒度适中性、设计重用性、唯一性、数据完整性、方便制造性的特点；最终在构型管理系统中建立产品从上而下、直至构型项的相对独立的构型管理单元的结构树。
本发明公开了一种适用于非标准大气环境的摄像系统，包括密封箱(2)、摄像设备(8)、监控系统(5)与通风系统。其中，密封箱(2)内放置摄像设备(8)，密封箱(2)正面为透明材料制作的摄像窗口(7)，密封箱顶部安装有温度传感器(3)与监控系统(5)相连，密封箱(2)背面设置有气密孔，供与摄像设备(5)相连的电线和信号线穿过。本发明的优点为可保证环境舱室的摄像设备在低气压、低温或高温环境下正常工作，解决了航空航天领域存在的环境有较大温度变化导致的摄像设备的电子元器件故障频发且不稳定的问题，且结构简单、操作可行、效果可靠。