一种氧源压力修正显示方法
本发明源于飞机氧气系统氧源压力显示，也可用于其它领域。涉及一种氧源压力修正显示方法，它由采集、修正、显示等步骤组成，其特征在于，对于多气瓶的氧源系统，通过传感器采集每个气瓶的温度信号和压力信号，传给采集计算机，采集计算机将每个气瓶的压力信号通过温度信号修正为某一规定温度下的压力信号，为了使这组气瓶的剩余压力更直观，采集计算机将多个气瓶的修正压力以平均值形式传给显示系统，显示系统将氧源压力显示到显示屏上。本方法具有较好的工程实用性，可适应气体压力修正和显示领域。
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一种硬式空中受油装置三自由度平移运动模拟装置
本发明属于试验运动模拟领域，尤其涉及一种硬式空中受油装置三自由度平移运动模拟装置。该硬式空中受油装置三自由度平移运动模拟装置采用滚珠丝杠传动和液压驱动相结合的设计方法，基于空间上不同自由度运动机构的叠加设计思路，实现了硬式空中受油装置在试验指标范围内的前后运动模拟、左右运动模拟、上下运动模拟，各自由度运动关系相互独立，可实现硬式空中受油装置的单自由度运动控制和多自由度复合运动控制，适用于硬式空中加油地面试验过程中受油装置直线平移运动过程模拟。
一种小型飞机供油系统
本发明飞机供油系统设计技术领域，涉及一种小型飞机的供油系统。该发明是在左右机翼油箱前后较低位置分别设计两个燃油吸入口，吸入口处设计有集油槽，左右机翼油箱前后燃油供油管路分别汇总后再经过燃油选择器，靠重力输入小型集油箱，再经过辅助燃油泵，燃油切断阀、燃油滤和供油防火软管组件，进入发动机燃油入口。集油箱和发动机燃调之间设置一回油管路，回油管路上设有单向阀，回油管路在火区内采用回油防火软管连接，可以有效减少炎热气候下燃油管内的燃油蒸汽，提高维修性，满足防火设计要求。集油箱上部设有通气管路，与机翼整体油箱1通气管路连接。该发明可以确保在各种飞行姿态下持续可靠地向发动机供给燃油，提高飞机飞行安全性。
一种用于通用类飞机机翼油箱通气系统的双向通气装置
本发明属于通用类飞机机翼油箱通气技术领域，涉及一种用于通用类飞机机翼油箱通气的双向通气装置。本发明装置是一种纯机械结构，主要由壳体、活门组件和弹簧等组成，能够实现飞机爬升排气，下降时油箱出现负压活门打开补气功能。而且飞机在做大角度滚转飞行时，活门组件是关闭的，从而解决了油箱燃油通过通气管大量漏油问题。
一种飞机气瓶航向安装结构
本发明属于飞机机械系统设计技术，涉及一种飞机气瓶航向安装结构，由气瓶(1)、底座(2)、两个底托(3)、两个卡箍(4)、缓冲垫(5)组成，气瓶(1)的颈部及底部由卡箍(4)卡紧防止其位移，气瓶(1)由底座(2)限位防止其在大过载下的轴向位移，卡箍(4)与底托(3)通过铆接的方式连接在一起；在卡箍(4)和底座(2)上分别粘贴有缓冲垫(5)，底座(2)上的支撑面(6)是二维曲面外形，并与气瓶(1)的外形完全贴合。本发明保证飞机在着陆等大过载情况下气瓶能够牢固约束于支座上，解决了飞机气瓶航向安装大过载防护问题，避免了传统卡箍形式在航向安装气瓶时无法保证气瓶稳定的问题，有效提高了气瓶的维修性和安全性。
一种推拉钢索线位移与角位移传动时球关节点的确定方法
本发明属于推拉钢索控制技术领域，涉及一种推拉钢索线位移与角位移传动时球关节点的确定方法。本发明将摇臂理论开位置(1)和理论关位置(2)分别外扩角度β’ ；在反向延长线(13)-(10)-(14)上取使线段(10)-(14)最长的点(14)；推拉钢索自身行程S大于设计行程△；将线段(14)-(11)与切线(14)-(15)之间夹角θ的角平分线(17)定为固定卡(16)轴线。本发明实现简单，快捷方便，既能保证传动比的均匀及高分辨率，又能保证操纵力的均匀及左右摆角相等，同时也充分考虑到了发动机自身制造公差、发动机安装位置公差、钢索推拉时的空行程、公差与变形等因素。
一种飞机热管理系统试验加热器功率调定方法
本发明属于飞机热管理系统实验技术领域，涉及一种飞机热管理系统试验加热器功率调定方法。该方法通过试验的手段对热管理系统试验台上的加热器功率进行逐次调整，实现加热器功率的调定。整个过程中，仅需要对试验中的温度和流量参数进行简单的计算，就能够准确调定加热器所需的实际功率，避免了理论计算输入参数不全，计算不准确的缺点。
一种高T尾翼抗坠落冲击载荷保险系留接头布置的方法
本发明公开了一种高T尾翼抗坠落冲击载荷保险系留接头布置的方法，包括以下步骤：A根据平尾结构的翼展及肋的布置，并结合冲击载荷原理及保险带相关国家标准和力学性能，准确评估接头所承受的坠落冲击载荷；B根据步骤A获得的载荷数据对接头的个数进行合理的布置；C根据保险带接头的尺寸以保证保险带接头容易挂上，最大限度的降低系留接头的开孔尺寸，并尽量降低接头截面尺寸以降低接头重量；D采用catia进行建模，考虑连接、倒角和倒圆等细节设计；E采用PATRAN进行有限元模型的建立并进行优化分析。本方法涉及的保险系留接头布置能有效提高飞机的维护性和保障维护人员的生命安全以及预防结构的损伤。
一种飞机风挡加温系统地面测试装置及测试方法
本发明涉及一种飞机风挡加温系统地面测试装置及测试方法。该装置包含测试主体、显示器、红外热成像仪和支架。其中，所述测试主体包含微处理器和控制面板，所述控制面板上分布玻璃加温电流通/断开关、玻璃温度传感器通/断开关、玻璃温度传感器短接开关以及阻值选择旋钮。支架上端与红外热成像仪连接，支架底端通过电缆与测试主体连接，测试主体和显示器相连。本发明能够快速、直观地进行风挡加温系统地面测试，安装简单，易于操作，适用于试验室、外场的飞机风挡加温系统地面测试。
一种飞机风挡玻璃地面试验系统
本发明属于飞机风挡加温系统试验技术，涉及一种飞机风挡玻璃地面试验系统，是对风挡加温系统地面试验系统的改进。它由环形水槽(1)、水泵(2)、导流片(3)、座舱环境模拟装置(4)、风挡玻璃试验件(5)氯化钠溶液(6)组成。水泵(2)启动后，环形水槽(1)内盛放的氯化钠溶液(6)沿环形水槽(1)流动；同时，座舱环境模拟装置(4)通过模拟座舱内环境，在风挡玻璃试验件(5)内表面上形成自然对流换热。通过同时模拟风挡玻璃试验件(5)外表面强迫对流和内表面自然对流换热过程，模拟风挡玻璃空中的加热过程，实现在地面对风挡玻璃加温控制规律的验证。本发明能够实现在地面对风挡加温控制规律合理性的验证。