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本发明公开了一种集装箱固定装置，涉及航空运输技术领域。所述集装箱固定装置包含下底板、上底板、锁定旋柄、锁定块、锁定螺杆及两个平行设置的侧向导轨；侧向导轨与飞机地板接口固定连接；下底板通过接口与侧向导轨连接；上底板与下底板固定连接，下底板与上底板连接的相对面之间设置有凹槽，锁定块及锁定螺杆置于所述凹槽内，锁定螺杆的一端与锁定块连接；锁定旋柄中心设置有内螺纹，锁定旋柄套设在锁定螺杆上；通过旋转锁定旋柄能够拉动锁定螺杆，使得锁定块旋转锁定集装箱。本发明的有益效果在于：侧向导轨与飞机地板上的现有接口对接，下底板通过接口与侧向导轨连接，通过改变下底板上锁定块的位置，可以实现对不同集装箱的固定，通用性好。
本发明公开了一种平尾固定飞机的平尾安装角度确定方法。所述方法包括如下步骤：步骤1：确定第一设计优化点；步骤2：获取第一设计优化点下的飞机参数，并通过公式计算该第一设计优化点的第一平尾安装角度；步骤3：将该第一平尾安装角度带入整个平尾固定飞机飞行过程中，验证升降舵在该所述第一平尾安装角度下，所述升降舵的在其自身的偏转角度范围内是否能够保证所述平尾固定飞机的正常飞行；步骤4：根据平尾固定飞机的纵向机动能力计算第二平尾安装角度；步骤5：在第一平尾安装角度与第二平尾安装角度之间选择一个作为平尾固定飞机的实际平尾安装角度。本发明中的平尾固定飞机的平尾安装角度确定方法能够确定出合适的平尾安装角。
本发明涉及一种预制复合材料层压板异形分层缺陷的方法，属于飞机结构强试验领域。首先根据所述复合材料层压板结构的铺层性能和制造工艺，选择薄膜，所述薄膜的玻璃转变温度高于复合材料层压板结构制造过程中的最高温度，所述薄膜的厚度不大于复合材料铺层单层厚度的一半；之后，根据需要引入分层缺陷的形状和大小，剪裁两片符合形状和大小要求的薄膜单片，并将所述两片薄膜单片封边，形成密闭中空的双层薄膜结构；最后，在复合材料层压板结构铺贴过程中，在需要预制分层缺陷的部位放置所述双层薄膜结构，与复合材料铺层粘贴为一体。通过本发明能够在复合材料层压板结构中有效预制不同形状和大小的各种分层缺陷，适用性强，成功率高。
本发明涉及一种翼面前缘曲面结构的承载试验方法，属于飞机结构强度试验领域。首先沿机翼的展向方向将所述翼面前缘曲面结构划分为若干段；其次，对任一段翼面前缘曲面结构，按梁(3)将所述翼面前缘曲面结构沿机翼弦向方向分为平直段(1)及圆滑段(2)，沿机翼弦向方向将所述平直段(1)等效为具有曲板状蒙皮覆盖的第一试验件，将所述圆滑段(2)等效为具有半圆筒状蒙皮覆盖的第二试验件；最后，在两个试验件两端均设置过渡段，并分别连接夹具，对所述第一试验件及第二试验件进行承载试验。本发明对任一分段的结构，针对不同的弦向曲率变化，应用圆筒、曲板去拟合外形，满足了弯曲、扭转、轴压的组合载荷作用方式，试验准确可行，实用性好。
本发明公开了一种飞行器参数显示结果测试方法及测试系统，所述测试方法包含以下步骤：S1, 编辑或加载测试用例；S2，执行步骤S1中的测试用例，形成测试用例内的数据的源；S3，从机载总线中抓取与测试用例对应的数据与测试用例中的数据的源进行比较；S4，识别航电系统显示画面上的显示数据，比较识别结果和测试用例内的数据的源；S5，将测试用例内的数据的源、机载总线解析数据、显示画面识别数据列表输出。所述测试系统包含测试计算机、机载显示器、显控计算机、机载总线、机载惯导计算机、惯导激励器、反射内存网、大气机激励器、机载大气计算机。本发明的测试方法及测试系统提高了对航电系统参数显示结果的测试效率，降低了测试人员的工作量。
本发明公开了一种多机会和下的飞机碰撞方法，包含以下步骤：S1, 根据飞机性能边界，以飞机当前状态为基础，给出增量式策略；S2，每架飞机周期获取本机周围所有飞机的飞行数据，以时间为尺度，计算飞机两两之间的碰撞概率；S3，利用碰撞概率，构造碰撞矩阵；S4，利用碰撞矩阵的行列式值表征碰撞态势值；S5，遍历步骤S1中的策略，依据步骤S4计算步骤S1中每一策略对应的态势值；S6，从S5中选取态势值最大的策略，交给自动飞行控制系统，完成策略的自动跟踪；S7，周期计算态势值，直到态势值达到最大，停止计算，此时实现所有飞机的安全避撞。本发明的多机会和下的飞机防撞方法在兼容原有垂直避撞方法的同时，扩展了避撞选择空间，增强了飞机避撞能力。
本发明公开了一种大气数据传感器自动加温系统，涉及飞行控制技术领域。所述大气数据传感器自动加温系统包含大气数据计算机、加温监控盒及加温控制盒；加温监控盒的一端与大气数据传感器电连，另一端与大气数据计算机电连；加温控制盒的一端与大气数据传感器电连，另一端与大气数据计算机电连；加温监控盒与加温控制盒并联；大气数据计算机用于生成加温指令，并发送至所述加温监控盒、加温控制盒；所述加温监控盒和加温控制盒接收到大气数据计算机输出的加温指令后，向各大气数据传感器输出加温电源，启动大气数据传感器的加温功能，进行加热。本发明的有益效果在于：不需要飞行员手动操作，减少了飞行员的工作量，有利于更好的驾驶飞行。
本发明涉及一种机翼撑杆轴向受压时表面分布力的等效处理方法，属于飞机结构强度试验领域。包括首先建立所述机翼撑杆及其两端连接接头的整体有限元模型，其次将所述机翼撑杆沿其轴向等长划分为若干段，任一段上取一有限元节点，将所述机翼撑杆在表面分布力情况下的弯曲方向作为集中力的施加方向；将所述等效变形对应的有限元节点作为集中力施加点；最后根据表面分布力情况的节点侧向位移与集中力情况的节点侧向位移的比值用于调整集中力大小，通过多次迭代确定最终集中力大小。在强度试验中，可以通过施加撑杆的轴向压缩载荷和该集中力来确定撑杆是否满足强度设计，简化了试验加载。
本发明公开了一种载具相对目标运动的测距方法，包含以下步骤：S1, 图像采集，形成连续的视频图像M；S2，从第一帧开始，对视频M中的第一帧画面M1采用不同的滤波算子进行滤波，获得图像M11和图像M12；S3，分别获取图像M11、M12中的所需直线端点的集合D1、D2；S4，将D1与D2中具有相同位置的点进行组合，选择所述待识别目标，获取所述待识别目标在所述第一帧画面M1中的像素尺寸P1；S5，分析视频M的第二帧画面M2，重复步骤S2到步骤S4，得到所述参考目标在画面中的像素尺寸P2；S6，计算载具相对所述待识别的目标的距离。本发明的一种载具相对目标运动的测距方法中只需配置一个光学摄像设备，即可完成信息的采集，硬件使用成本较低；抗干扰能力强。
本发明公开了一种飞机表面温度检测系统，涉及飞机温度检测技术领域。所述机表面温度检测系统包含蒙皮、单模光纤、多模光纤、中空管、激光器及光电偶合器；其中，单模光纤的一端连接激光器；多模光纤的一端连接光电偶合器；中空管埋置在所述蒙皮内部，所述单模光纤的另一端与多模光纤的另一端设置在所述中空管内，所述单模光纤与多模光纤的端面与中空管形成封闭空腔，在所述封闭空腔内，所述单模光纤与多模光纤的端面平行，且端面贴有高反射膜；所述激光器发射的光信号经过单模光纤后，先经过所述封闭空腔，再经过多模光纤进入光电偶合器。本发明的优点在于：有助于减轻飞行器重量，节省空间，简化设计；有利于飞机的隐身与抗电磁干扰。