一种异型剖面型材施加拉伸载荷的方法
本发明涉及一种异型剖面型材施加拉伸载荷的方法，属于飞机结构强试验领域。包括首先设置一拉伸角盒，用于盛放所述异型剖面型材的端部，并采用低熔点的合金进行固定，所述合金熔点低于所述异型剖面型材及所述拉伸角盒的熔点，且所述合金熔点高于拉伸试验过程中的最高温度，最后待所述合金固化后，对所述拉伸角盒施加拉伸载荷。通过本发明提供的拉伸载荷施加方法，不需要再额外设计对接假件，对各种剖面型材均可以施加拉伸载荷，同时选择的低熔点金属合金和设计的拉伸角盒可重复应用，降低试验成本。
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一种雷达模拟器单目标截获方法
本发明公开了一种雷达模拟器单目标截获方法，具体步骤为：S1，雷达模拟器发送目标信息到显示控制分系统；S2，显示控制分系统根据目标信息发送对锁定目标的截获指令及锁定目标的位置信息到雷达模拟器；S3，获取锁定目标的位置信息；S4，获取显示控制分系统中的多功能显示器屏幕的量程范围；S5，计算锁定目标的方位角角度；S6, 计算锁定目标的方位角弧度；S7，计算锁定目标的距离；S8，将锁定目标的方位角和距离依次与雷达模拟器搜索到的目标的方位角和距离进行比较，确定截获目标；S9，将截获目标的属性数据发动给显示控制系统。本发明的有益效果在于：可以在试验室环境下验证单目标截获控制接口的正确性，节省了生产成本，缩短研制时间。
一种控制系统的逻辑转换控制方法
本发明涉及飞机机载系统控制领域，特别涉及一种控制系统的逻辑转换控制方法，以至少解决目前的逻辑转换控制方法导致系统分析、软件设计和测试过程的复杂程度的问题。控制系统的逻辑转换控制方法，包括如下步骤：对控制系统中的多个控制状态以及多个控制状态之间的转换条件进行分析，得到状态转换图；对多个控制状态以及转换条件进行数字化抽象和编码，得到状态转换表；采用二维数组对状态转换表进行建模，得到应数据模型；在数据模型中，通过数组下标直接定位到目标状态，实现多个控制状态之间的相互转换。本发明的控制系统的逻辑转换控制方法使整个系统分析始终在同一层面上进行，不受问题规模和复杂程度影响，可以大大简化系统分析难度。
一种飞机用抽马桶真空系统
本发明涉及飞机真空污水系统，特别涉及一种飞机用抽马桶真空系统，以至少解决目前飞机马桶真空系统的容易造成能源浪费的问题。飞机用抽马桶真空系统，包括：马桶；废水箱，通过管道与马桶的排水口连通；水气分离器，与废水箱顶部的出水口连通；真空泵，入口端通过管道与水气分离器连通，出口端通过管道穿过飞机蒙皮并与外界连通；控制装置，用于当飞机的飞行高度大于预定值时，控制真空泵关闭，否则开启；单向阀，入口端通过管道连接至真空泵入口端的管道处，出口端通过管道连接至真空泵出口端的管道处，单向阀设置为当飞机的飞行高度大于预定值时开启。本发明的飞机用抽马桶真空系统能够根据飞机高度自动地切换抽真空方式，从而降低了能源消耗。
一种集中式座舱温度调节系统
本发明公开了一种集中式座舱温度调节系统，属于飞机环境控制技术领域。包括：座舱温度选择器与温度控制器连接，温度控制器与设置在热气管路中的温度控制活门连接，冷气管路和热气管路与座舱连通，座舱内设置座舱温度传感器，座舱底部设置座舱排气流量装置；温度控制器分别与温度传感器和座舱排气流量装置连接；本发明结合座舱排气量参数变化实现座舱温度的集中式控制。通过座舱温度选择器、座舱排气量实时参数计算出座舱温度指令，再与座舱实时温度比较后经过控制器驱动温度控制活门，实现座舱温度的闭环控制。能够提高座舱温度控制的精度，确保人员的舒适性和设备工作的可靠性。
一种飞行员弹射救生控制系统及具有其的飞机
本发明公开了一种飞行员弹射救生控制系统及具有其的飞机。所述飞行员弹射救生控制系统包括主驾驶座弹射系统、弹射通道清理系统、弹射控制器以及副驾驶座弹射系统，其中，主驾驶座弹射系统与弹射控制器连接；副驾驶座弹射系统与弹射控制器连接；弹射控制器通过信息传输器与所述弹射通道清理系统连接。本发明中的飞行员弹射救生控制系统的部分信号传递采用激光信号，即安装有半导体激光器，从而使飞行员弹射救生控制系统相对于现有技术具有体积小、重量轻，座舱安装布置简单，具有很高的电磁安全性的优点。
一种并列双座飞机飞行员弹射救生控制系统及飞机
本发明公开了一种并列双座飞机飞行员弹射救生控制系统及飞机。所述并列双座飞机飞行员弹射系统包括主驾驶座弹射系统、弹射通道清理系统、状态选择阀以及副驾驶座弹射系统，其中，主驾驶座弹射系统通过管道分别与弹射通道清理系统以及状态选择阀连接；副驾驶座弹射系统通过管道分别与弹射通道清理系统以及状态选择阀连接；状态选择阀具有单态状态以及双态状态；所述主驾驶座弹射系统包括两套独立运行的弹射机构以及一个弹射筒，每套弹射机构均能够触发弹射筒工作。本发明中的并列双座飞机飞行员弹射系统采用双弹射机构(冗余设置)，相对于现有技术，增加了弹射系统的安全性以及可靠性。
一种发动机结构及具有其的飞机
本发明公开了一种发动机结构及具有其的飞机。所述发动机结构包括发动机本体(1)以及隔热层(2)，所述隔热层(2)设置在所述发动机本体(1)的外壁上，所述隔热层(2)包括自近发动机本体向远离发动机本体方向依次连接的含有气凝胶的第一基材(3)以及含有气凝胶的第二基材(4)。本发明中发动机结构采用带有气凝胶的第一基材以及带有气凝胶的第二基材作为隔热层，采用这种隔热层，将轻质、薄型气凝胶柔性隔热降噪材料连接上去，不但能有效阻挡发动机的热量，还能有效抵消因震动引起的噪声，同时，由于气凝胶隔热材料柔韧性好，能适应各种不同曲率的发动机外部结构。并且由于其优异的隔热效果和极低的热传导系数。
一种舰载预警机全机落震试验飞机姿态控制方法及装置
本发明涉及一种舰载预警机全机落震试验飞机姿态控制方法采用三点式起吊法分别起吊所述舰载预警机的前机身吊点及两侧的机翼上相对称的吊点，第一吊绳连接于前机身吊点，第二吊绳的两端连接于机翼测量的对称吊点；第一吊绳用于调节所述舰载预警机的俯仰姿态，第二吊绳用于调节所述舰载预警机的滚转姿态；第一吊绳和第二吊绳均避开所述舰载预警机顶部的雷达罩，通过电机同时控制所述第一吊绳和/或第二吊绳的拉伸。本发明的舰载预警机全机落震试验飞机姿态控制方法无需人工主动干预，可自动实现俯仰和滚转姿态的调整，解决了现有方法效率低，精度差的问题。
一种飞机运行过程中热功率模拟系统
本发明公开了一种飞机运行过程中热功率模拟系统。所述飞机运行过程中热功率模拟系统包括：热源介质储液箱；热交换器，其一个进口与热源介质储液箱出液口连通；一个出口与热源介质储液箱的回液口连通；冷媒系统，其出液口与热交换器的另一个进口连接；回液口与热交换器的另一个出口连接；加热器，其设置在热交换器与热源介质储液箱相连通的管道上；泵，其设置在热交换器与热源介质储液箱连通的管道上；流量调节支路，其支路进口连通热交换器与热源介质储液箱相连通的管道上；支路出口连通热源介质储液箱的回液口；温度检测系统，其分别与热交换器的述热源介质储液箱的出液口连通的进口处以及与热交换器的与热源介质储液箱的回液口连通的进口处。