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本发明公开了一种杆式减震装置及具有其的飞机，涉及机载设备安装技术领域。所述杆式减震装置包含：第一连接组件，所述第一连接组件包含第一连杆及弹性缓冲体；所述弹性缓冲体套设在所述第一连杆的一端，所述第一连杆的另一端设置有第一连接耳片；第二连接组件，所述第二连接组件包含第二连杆，所述第二连杆设置为空心壳体；所述第一连接组件上套设有弹性缓冲体的一端安装在所述空心壳体内，所述第一连接耳片伸出所述空心壳体；所述第二连杆远离所述第一连杆的一端连接有第二连接耳片。所述飞机包含如上所述的杆式减震装置。本发明的优点在于：弹性缓冲体可以发动机工作时产生的振动，可以保证涡轮发动机正常工作，确保飞行安全。
本发明属于风挡防雾防冰技术领域，涉及一种电热式飞机风挡加温系统。所述的加温系统包括控制器和加热风挡，加热风挡内设置有温度传感器，控制器根据温度传感器采集的温度信号，判断该信号是否满足设定阀值，若满足设定阀值则先进行预加热，直至达到预加热设定温度后，再进行正常加热。本发明能够在合理控制玻璃加温速率的基础上有效防止飞机风挡外表面结冰并迅速除去内表面的水雾，保障飞行员驾驶安全。
本发明属于飞机座舱温度控制技术领域，涉及一种飞机发动机转换状态下座舱温控系统的控制方法。当发动机由慢车状态向正常状态转换时，冷风道调节阀全速打开，温度控制阀以一定速度关闭，冷风道调节阀全开、温度控制阀关闭后，以PID算法调节座舱温度；当发动机由正常状态向慢车状态转换时，冷风道调节阀接收的控制量为正常PID算法计算输出的2-4倍，温度控制阀接收的控制量为正常PID算法计算输出的2-5倍，冷风道调节阀全关和温度控制阀全开后，或者座舱供气管路温度达到其目标值后，以PID算法进行调节。解决了发动机状态切换时座舱温度控制超调、座舱供气管路超温问题，增强了系统控制的稳定性。
本发明属于飞机环控系统技术领域，涉及一种飞机环控系统控制方法。将飞机的飞行过程分为地面停机、地面滑行、起飞、爬升阶段，巡航阶段，下降、着陆阶段；在地面停机、地面滑行、起飞、爬升阶段环空系统按照飞机设定的供气流量进行供气；在巡航、下降、着陆阶段，动态控制飞机环控系统的供气流量。在保证系统正常工作情况下，通过判断飞机的飞行阶段和环控系统的状态，减小飞机飞行过程中环控系统的供气量。特别是减小飞机巡航阶段及下降阶段环控系统的供气量，从而大大降低环控系统从发动机引气量，达到优化环控系统能量消耗的效果。
本发明属于飞机环控系统技术领域，涉及一种风扇排气诱导冲压空气环控液冷一体化系统。所述的系统包括空气循环制冷系统(1)和液体冷却系统，液体冷却系统包括空液热交换器(2)，空气循环制冷系统(1)包括空空热交换器(3)，空气循环制冷系统(1)将外界空气通过空液热交换器(2)抽入后，通过与空气循环制冷系统(1)风扇排气通道连通的引射器(4)将空气排出；引射器(4)与通过空空热交换器(3)的进气道连通。提供了一种小流量满足大制冷量的风扇排气诱导冲压空气环控液冷一体化系统。
本发明属于航空仿真、试飞及测试监控技术领域，涉及一种飞机系统故障隔离方法。本发明根据录入已知的飞机系统故障信息、故障原因，提出并自动故障隔离方法，故障定位后提出故障处理措施。如此飞机地勤人员排故过程中不需要进行故障定位，只需要根据自动隔离装置提出故障处理措施做相应工作。大大缩短了飞机系统故障归零的时间。具有操作简单、实用性强的优点。
本发明公开了一种位移约束试验装置，属于飞机疲劳试验设计领域。包括固定带板(3)、卡槽带板(4)以及橡胶条(5)，其中，卡槽带板(4)设置在固定带板(3)的一个板面上，并与固定带板(3)之间形成凹槽，橡胶条(5)设置在所述凹槽的槽底。通过在卡槽带板内安装橡胶条，较好地消除了疲劳试验加载时试验件对试验装置的冲击；同时，基于数值分析得到的位移量，计算橡胶条的宽度，从而可以较准确的模拟试验过程中的位移控制量。
本发明提供的一种导线线卡装置，所述线卡装置安装在机体上，其包括外形均呈瓢形的两个线卡、弹簧、胶圈，胶圈套设在导线上，线卡的头部设有两个线卡耳，胶圈卡在两个线卡耳中间的凹槽处，线卡的底部为与线卡一体成型的平面底座，平面底座上设有通孔，两个平面底座竖直重叠且均通过螺栓固定到机体上，弹簧套在所述螺栓上，弹簧的一端和靠近机体的平面底座接触，另一端和机体接触；机体变形后，在克服弹簧的作用力下，线卡会向受力方向倾斜，两个线卡分开，导线会随机体的变形而自动收放，线卡之间的导线会减少导线被拉断的危险，如果机体没有变形，在弹簧的作用力下，两个线卡合拢，保证多余导线不与机体磨损。
本发明涉及一种轴压纵向加筋平板总体稳定性校核方法，属于飞机强度设计领域。考虑了边界条件对轴压纵向加筋平板失稳波形的影响，根据假设的复杂边界下轴压纵向加筋平板失稳波形，计算出轴压纵向加筋平板纵向屈曲半波长λ与等效端部支持系数C′，将复杂边界条件等效简化为铰支边界条件，通过使用有效弯曲刚度比替代(EI)/(Dd)，从而修正了临界应力系数Kc，最后将临界应力系数代入到临界应力公式中，计算得到更加精确的总体失稳临界应力，由此解决了复杂边界条件下轴压纵向加筋平板总体稳定性校核传统方法偏保守的问题。
本发明涉及一种飞机载荷设计中原始数据的处理方法，包括一：将飞机载荷设计中的原始数据进行整理及存储形成一系列的数据文件，并将所有数据文件引入到数据集文件中；二：建立数据集文件名文件用于指定计算所用到的数据集文件的名称及存放路径，同时用于给载荷计算中所用到的数据文件指定一个相应且唯一的标识号，通过标识号实现调用相应数据的功能；三：建立计算控制文件，计算控制文件中存放了数据集文件名文件的名称和存储路径以及载荷计算结果文件列表和计算控制参数，用于载荷计算中对数据集的调用，并对载荷计算结果的输出方式进行选择和控制。本发明具有快捷、高效的处理原始数据的优点，可缩短飞机的研制周期、降低研制成本。