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本发明公开了一种训练模拟器的惯性导航实时仿真系统，属于飞行模拟器设计领域。包括：人机界面交互子系统和实时解算子系统；人机界面交互子系统设置有控制面板、人机接口模块、加载模块、故障模块及显示模块；人机接口模块一端通过429总线和AFDX总线与控制面板连接，另一端通过AFDX总线和实时网分别与加载模块、故障监控模块、显示模块连接；实时解算子系统设置有通过实时网相互连接的数据处理模块、对准控制模块、导航数据计算模块及飞行环境模型；数据处理模块通过实时网与人机接口模块连接，数据处理模块能够模拟飞机惯性导航系统的总线接口，将实时网传输的网络协议转化为总线形式进行传输。本发明避免重复设计工作，减少物理试验次数和成本。
本发明公开了一种基于ICD数据流的仿真系统设计方法，涉及仿真测试技术领域。所述基于ICD数据流的仿真系统设计方法包含以下步骤：步骤一，将待仿真系统的ICD文件以xml格式导入仿真工程编辑器中；将待仿真系统的网络配置文件导入仿真工程编辑器中；步骤二，根据导入的ICD文件以及网络配置文件建立网络构型；步骤三，根据节点的消息列表，编辑测试用例；测试用例编辑完成后，在仿真工程编辑器中以树形列表形式展示出来；步骤四，运行所述测试用例，通过所述网络构型完成收发数据。本发明的优点在于：采用该方法能够简化仿真系统的开发过程，大大缩减了仿真系统的开发时间，减少了开发人员的工作量，同时提高了仿真系统软件代码的正确率。
本发明涉及飞机燃油系统设计技术，特别涉及一种用于飞机燃油系统连接部的燃油管。燃油管包括：环状的织物层；环状的氢化丁腈橡胶层，同轴固定套设在所述织物层的外环面上；环状的丁晴与氯丁混合橡胶层，同轴固定设置在所述织物层的内环面上，所述丁晴与氯丁混合橡胶层内孔成型为所述燃油管的内孔。本发明的用于飞机燃油系统连接部的燃油管，包括织物层以及分别位于织物层内外侧的环状的氢化丁腈橡胶层和丁晴与氯丁混合橡胶层，能够增加燃油管耐天候老化能力，延长使用寿命。
本发明涉及飞机燃油箱油路系统设计，特别涉及一种飞机燃油箱通气系统。飞机燃油箱通气系统包括：集油箱，其包括密闭内腔以及与密闭内腔连通的第一通气口和第二通气口；进气管道，一端从集油箱的第一通气口延伸到集油箱的密闭内腔中，进气管道另一端位于集油箱外侧，并与燃油箱的通气管道进气口连通；出气管道，一端从集油箱的第二通气口延伸到集油箱的密闭内腔中，出气管道另一端位于集油箱外侧，并与外界连通。本发明的飞机燃油箱通气系统中，集油箱的设置既不影响飞机燃油箱的通气功能，还可以防止燃油箱中的燃油排到机翼表面污染机翼，也避免了通气管道存在积油而给燃油箱的通气功能带来不利影响。
本发明公开了一种飞机防擦尾装置及具有其的飞机。所述飞机防擦尾装置包括：连接主体，所述连接主体安装至所述机身尾部预设擦尾位置处；耐磨件(1)，所述耐磨件(1)以可拆卸方式安装在所述连接主体上。本发明中的飞机防擦尾装置设计有耐磨件，在使用后可根据磨损状态，判断是否更换部件，更换过程简单，保证了飞机的出勤。该发明设计简单，占用空间小，成本较低，对于中小型的运输类飞机来说很适用；纯结构形式带来了高的可靠性和安全性。
本发明涉及一种飞管软件起飞最大重量查表值的自动化测试方法，属于飞机软件测试领域，其包括建立全局变量数据库；输入要查询的条件参数，飞管软件计算得到最大起飞重量计算值；根据查询条件参数获得所述机场的导航数据，以及依据实时参数获得最大起飞重量查询值；比较两者的值，若最大起飞重量计算值和最大起飞重量查询值相等，则通过，若最大起飞重量计算值和最大起飞重量查询值不相等，则不通过。在本发明中通过建立了全局变量数据库，将所用到的数据全部存储到全局变量数据库里，方便以后功能的扩展，只需要丰富全局变量表的内容即可，而且通过建立全局变量表可以更快速的调用和存储数据。
本发明公开了一种机翼风洞试验加载装置，涉及飞机气动弹性技术领域。所述机翼风洞试验加载装置包含弹性绳、滑轮、电机、固定支架及控制装置；所述固定支架固定设置，固定支架上设置有卡槽，所述卡槽的延伸方向与机翼的刚心线共面；所述滑轮安装固定在所述固定支架上，且所述滑轮能够沿所述卡槽的长度方向移动；所述弹性绳的一端固定在机翼的梁上，所述弹性绳在机翼上的固定点沿机翼展向的位置与机翼的气动压心位置重合，另一端绕过滑轮与电机连接，所述电机用于控制弹性绳的长度；所述控制装置设置在风洞外部，用于控制电机的启动与关闭。本发明的优点在于：本发明可以通过遥控实时调整试验件变形的大小，使用方便快捷，能大大提高试验效率。
本发明公开了一种飞机高温气体管路过热探测器安装装置，属于传感器安装技术。所述安装装置包括滑轨(2)与支架(4)，所述滑轨(2)固定在包裹所述飞机高温气体管路的绝热套管(1)上，且在滑轨(2)的一端设置有限位柱(3)，所述支架(4)的一端设置有底座，所述底座与所述滑轨(2)滑动连接，支架(4)的另一端设置有凹槽，所述过热探测器与所述凹槽的内壁接触，在将所述过热探测器固定至所述绝热套管上时，将支架自所述滑轨的一端滑入，使所述支架的底座一端贴紧所述限位柱，通过胶带将底座另一端与滑轨固定。本发明可以保证飞机高温管路过热探测器线体固定更为牢靠，具有对各部件制造误差和安装误差进行补偿的辅助作用。
本发明提供一种驾驶舱出入门口框结构及其设计方法，其中口框结构设置在地板面板上的要求开口位置处，包括口框(1)、机加角盒接头(2)、横隔板(4)；所述口框(1)为分段式围框，包括截面呈工字形的纵向加强梁和横向加强梁；该分段式围框呈井字形布置在门体外围，各围框之间通过机加角合接头对接为一整体口框，门体通过铰链接头嵌接在井字形口框内围内，口框与地板面板采用螺栓连接；在井字形口框外围沿纵向方向布置多条彼此平行的横隔板(4)，该横隔板(4)同时通过铆钉与地板面板相连。本发明的口框结构，采用分段围框和机加角盒组合的形式，既满足了周围结构口框的刚度要求，又改善了加工工艺性，降低了制造成本。