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本发明涉及一种微弹丸发射系统，包括微弹丸发射器，微弹丸发射器固定于进给机构上，用于发射微型弹丸；进给机构，用于控制微弹丸发射器旋转，实现微弹丸的分组发射；充压装置，用于为微弹丸发射提供能量；测速拍照装置，用于测量发射之后的微弹丸的出膛速度，及验证微弹丸是否发射成功；控制系统，用于控制或监测微弹丸发射器、进给系统、充压装置和测速拍照装置的正常工作。通过本发明的微弹丸发射系统可以将微小弹丸按一定速度发射到试验目标区域内，可用于研究微小颗粒在电场、磁场、核辐射场等特殊辐射场中的运动、碰撞、及相互作用等特性，也可用于研究材料的抗微小弹丸冲击特性等试验，具有可发射微小弹丸、结构简单、易于操作等优点。
本发明公开了一种机身长桁对接接头试验夹具，属于飞机桁条类结构试验领域。包括第一夹板(4)、第二夹板(5)以及调节底板(7)，其中，第一夹板(4)与第二夹板(5)均包括主板面以及在一侧形成的垂直于所述主板面的立筋(41, 51)，两个夹板的主板面存在与所述长桁下缘条(2)厚度相同的厚度差，当试验件蒙皮(3)被主板面厚度较大的夹板与所述调节底板(7)夹持时，所述蒙皮与另一个夹板之间形成间隙，所述间隙能够容纳所述长桁的下缘条(2)。通过本发明中夹板立筋与桁条腹板连接，较好地消除了附加弯矩对试验考核区截面应力分布的影响。极大地提高了试验数据的有效性和真实性。
本发明涉及飞机发动机舱结构设计技术，特别涉及一种燃油切断阀的安装装置。燃油切断阀的安装装置用于将燃油切断阀固定在短舱的固定拉杆上，包括：导管法兰盘，与燃油切断阀阀体上的法兰相适配；支架，具有第一固定部和第二固定部，第一固定部呈与固定拉杆外轮廓相适配的环形，第二固定部沿垂直于第一固定部的轴线方向弯折，第二固定部与导管法兰盘可拆卸地固定连接；卡箍，用于将支架的第一固定部固定在固定拉杆上。本发明的燃油切断阀的安装装置，能够通过支架和导管法兰盘与燃油切断阀固定连接，再通过卡箍将支架固定在固定拉杆上，实现燃油切断阀的安装，并且，该结构使得拆装更方便快捷。
本发明提供一种发动机进气道柔性连接结构，用于连接发动机进气道(5)与飞机进气道(4)，包括柔性连接环(1)、箍带(2)、箍带连接螺栓(3)，柔性连接环(1)采用硅橡胶材料的可伸缩波纹管，该柔性连接环(1)两端通过箍带(2)分别与发动机进气道(5)和飞机进气道(4)相连，并通过箍带连接螺栓(3)锁紧箍带(2)，其中，柔性连接环(1)内部增设弹性布夹层，并且柔性连接环(1)边缘采用翻沿结构，以将箍带(2)嵌接在翻沿结构所形成的凹陷中。本发明所提供的发动机进气道柔性连接结构，结构简单、重量轻，安装维护方便，同时满足发动机径向和轴向位移补偿，并且可以满足不同推力、不同直径的发动机补偿要求。
本发明公开了一种千斤顶支架，涉及飞机底面维护设备技术领域。所述千斤顶支架包含：螺杆，所述螺杆的一端外圆圆周均布设置有至少3个螺杆耳片；另一端端面设置有第一支撑板；支撑杆，所述支撑杆的一端设置有支撑杆耳片，另一端设置有第二支撑板；所述支撑杆至少设置有3个，所述支撑杆耳片与所述螺杆耳片通过销轴转动连接；调节手轮，所述调节手轮包含外筒和内筒，所述内筒套设在所述螺杆上，与螺杆螺纹配合，所述外筒套设在所述内套的外部，且所述内筒与所述外筒能够相对转动；第一收缩杆，所述第一收缩杆的一端与所述支撑杆通过销轴转动连接，另一端与所述外筒通过销轴转动连接。本发明的优点在于：占地面积小，方便存储。
本发明提供的一种飞机液压泵气穴排出装置，储液箱和液压泵之间通过吸液管路相连，所述气穴排出装置包括补偿器，吸液管路在向上的方向设有分支管路，补偿器与所述分支管路相连通；补偿器的安装位置高于吸液管路，补偿器内部为空腔，所述空腔壁面均布有若干刺状凸起，补偿器顶部设有与大气连通的排气口；通过重力作用使带气泡的油液自动进入补偿器并被刺状凸起刺破，刺破后的空气可手动通过排气口排出，避免了气穴现象的发生。
本发明涉及一种法兰结构的有限元模型简化方法，包括：步骤一：建立法兰模型；步骤二：建立BUSH单元；步骤四：定义材料属性；步骤三：建立GAP单元；步骤五：定义GAP单元属性，即完成法兰结构的建模。本发明的一种法兰结构的有限元模型简化方法其具有的优点为：1)采用BUSH单元模拟螺栓，不需要建立实体螺栓模型以及法兰上的螺栓孔，不用定义螺栓与法兰之间接触关系，节省了建模时间且降低了出错的风险；2)采用GAP单元模拟接触，无须定义上下法兰之间的接触关系，可以通过GAP单元载荷方便的求得接触载荷；3)可以通过BUSH单元轴力与剪力快速完成螺栓强度校核、法兰螺栓孔挤压强度校核等。
本发明公开了一种飞机发动机排气管及具有其的飞机，涉及飞机发动机技术领域。所述飞机发动机排气管包含：内管，所述内管包含内管过渡段和内管延伸段，所述内管过渡段的一端与发动机尾喷管连接，另一端连接所述内管延伸段，所述内管延伸段的轴线与所述发动机尾喷管的轴线形成一夹角；及外管，所述外管套设在所述内管的外侧；所述内管与外管之间形成沿内管的轴线方向的环形空腔。所述飞机包含如上所述的飞机发动机排气管。本发明的优点在于：排气管的轴线与发动机尾喷管的轴线形成向下偏转的夹角，将尾喷气流导向远离机翼下表面的方向，有效避免了高温高速燃气对飞机机体的危害；同时，充分冷却发动机短舱温度及排气管壁温，结构简单、安装便捷。
本发明涉及飞机安全性能设计，特别涉及一种飞机火灾数值模拟计算方法。数值模拟计算方法包括如下步骤：对飞机几何模型进行简化，并建立对应的数学模型；选取约束条件，其中，所述约束条件包括：着火点的位置；可燃物的种类、数量及分布；外部环境；对步骤一中的数学模型进行网格划分；根据步骤二和步骤三的结果，并通过湍流燃烧模型法、热辐射模型法以及蒸气云爆炸超压计算TNT当量法来进行仿真模拟，得到飞机发生火灾时的烟雾场、温度场及燃油蒸汽爆炸情况。本发明的飞机火灾数值模拟计算方法，模拟计算能够快速得到可靠地数据，对飞机火灾的影响及防护提出指导性意见，并且节约成本，还能避免危险及污染。