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本发明涉及一种螺旋桨飞机螺旋颤振分析方法，包括第一步：建立机翼有限元模型，进行动力学特性分析；第二步：计算短舱/螺旋桨系统的动力学特性；第三步：计算机翼气动网格间的非定常气动力影响系数矩阵以及机翼气动网格对螺旋桨轮毂点的侧洗w和下洗v的气动影响系数矩阵；第四步：计算螺旋桨在不同飞行状态下的气动导数，组装气动矩阵；第五步：基于机翼/短舱/螺旋桨的安装关系，推导螺旋桨有效俯仰角和偏航角的数学表达形式；第六步：得到螺旋桨施加到机翼安装点处的非定常气动力矩阵，得到螺旋颤振运动方程；第七步：求解螺旋颤振运动方程，分析螺旋颤振特性。本发明的螺旋桨飞机螺旋颤振分析方法具分析有精度高、应用范围广等优点。
本发明涉及一种飞机动力学缩比模型起落架缓冲器弹簧设计方法，包括步骤一：预估地面载荷，并计算出起落架载荷，包括前起落架载荷Fn和主起落架载荷Fm；步骤二：按预定比例将起落架缓冲器尺寸进行缩比；步骤三：将起落架缓冲器的静压曲线拟合成线性曲线；步骤四：根据预定比例确定缓冲器弹簧设计约束参数；步骤五：建立缓冲器弹簧有效参数计算公式；步骤六：迭代计算缓冲弹簧有效参数；步骤七：选取最优参数组。本发明的飞机动力学缩比模型起落架缓冲器弹簧设计方法在保证起落架缓冲器的力学性能和模型尺寸前提下，对其进行最大程度简化，对飞机动力学模型起落架缓冲器给予最真实设计，降低了设计及加工成本，满足了动力学要求和相似性要求。
本发明涉及飞机翼盒试验油箱设计，特别涉及一种翼型试验油箱优化设计方法，以至少解决目前的翼型试验油箱制造工艺复杂、制造成本高的问题。优化设计给出优化设计约束和优化目标，以此优化设计的试验油箱以经济的材料，常规可靠的焊接工艺实现试验油箱的制造，保证油箱整体经济性和适用性；通过试验油箱肋和梁构件数控精细加工和精准安装定位，保证试验油箱内型及模拟真实度；以油箱壁板分割和外部加强均位于肋处为优化约束，以试验油箱重量为优化目标，再通过试验油箱外部加强件与安装连接件一体化优化设计，保证试验油箱的安全可靠、重量轻；设计维护口、观测口、测试口的优化设计，提高了油箱的使用性从而间接性的提高试验油箱的价值。
本发明公开了一种飞机运动模拟方法，包含以下步骤：S1, 输入飞机的初始状态参数；S2，输入飞机当前状态参数；S3，计算地轴系运动参数的导数；S4，将所述步骤S1中的初始状态参数作为积分初值；将所述步骤S3中的导数作为积分速率，进行积分，求解飞机当前四元素值、飞机体轴系当前角速度、飞机当前位置、飞机地轴系当前速度、飞机相对于地轴系速度的当前迎角、飞机相对于地轴系速度的当前侧滑角；S5，计算飞机实际空速、实际迎角和实际侧滑角；S6，将所述飞机实际空速、实际迎角、实际侧滑角送至气动力计算模块，精确模拟飞机所受的气动力和气动力矩。本发明的优点在于：以实现大气扰动对飞机飞行参数变化过程的精细模拟，使飞机运动响应更为逼真。
本发明涉及一种长桁对接接头试验夹持端的设计方法，包括步骤一：计算长桁试验接头各部段剖面的形心坐标；步骤二：将步骤一得到的剖面的形心坐标按预定拟合方法进行拟合，得到一条直线；步骤三：计算步骤二所得的直线与垫板所在平面的夹角即为夹持端转接板的夹持角度。本发明的一种长桁对接接头试验夹持端的设计方法通过对长桁对接试验进行优化设计，对夹持端转接板的偏转角度进行了计算，实现了长桁对接试验件上长桁受载均匀，直接消除加载的偏心，避免了过渡区在试验中提前破坏，同时减少了试验件的连接件数量和机械加工量，该设计方法可以用于各种长桁对接接头强度试验，易于实施，具有通用性。
本发明涉及一种受集中横向剪力作用的刚索挠度计算方法，通过对A、B两端铰支跨内受均匀横向力作用的拉伸柱梁的挠曲线方程进行简化，得出适用于无抗弯能力的钢索的挠曲线方程。本发明的一种受均匀横向力作用的钢索挠度计算方法，其计算的难度和工作量均较小，计算难度较低，仅需计算一元二次方程，工作量低，能够提高工作效率，降低错误产生的机率。
本发明公开了一种试验用加油机压力流量控制装置。所述试验用加油机压力流量控制装置包括：主路调节阀，主路调节阀进液口与油源的出液口通过管路连接；背压调节阀，背压调节阀进液口与主路调节阀出液口通过管路连通；背压调节阀出液口与油源的回油口通过管道连通；旁路调节阀；旁路调节阀进液口通过管路连通在所述主路调节阀进液口与油源的出液口之间的管路上；旁路调节阀出液口通过管路连通在背压调节阀出液口与油源的回油口之间的管路上。本发明中的试验用加油机压力流量控制装置通过背压调节阀模拟发动机负载，并通过主路调节阀以及旁路调节阀来解决加油机加油管路压力瞬间增大的问题。