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本发明设计飞行器气动力测试技术，特别涉及一种无人机车载气动力测试系统。无人机车载气动力测试系统包括：载车装置，用于承载预测试无人机，并带动预测试无人机沿预定方向作匀速直线运动；支撑装置，用于将预测试无人机固定设置在载车装置上，且支撑装置具有折叠状态和展开状态，在展开状态时用于调节预测试无人机的姿态，还用于测试预测试无人机的升力和阻力；数据采集装置，用于采集预测试无人机作匀速直线运动时的相对来流速度、预测试无人机的升力和阻力。本发明的无人机车载气动力测试系统，操作人员可以便利的安装被测试无人机，较精确地连续控制被测试无人机的迎角，提高试验测试效率。
本发明公开了一种作战飞机战伤等级的快速评估方法，属于航空设备维修技术领域。所述方法包括首先明确损伤部件及其损伤类别，确定各损伤部件的损伤程度，其次，对可修损伤部件，通过FMEA分析确定其对飞机安全、任务的影响程度，得到严酷度系数；同时确定修复时间，得到修复时间系数；以及确定修复后是否存在使用限制，得到使用限制系数；最后根据上述三个系数计算损伤等级，并根据损伤等级确定维修顺序。本发明的战伤等级评估方法，对现有维修保障资源条件下的修复时间、损伤程度及是否有使用限制三个方面进行定性及定量分析，结果可靠，能够快速确定抢修方案。
本发明公开了一种斜安装螺栓承拉能力的试验方法及试验装置，涉及螺栓承拉试验技术领域。所述斜安装螺栓承拉能力的试验方法选用包含拉伸部和固定部的试验夹具，在固定部上以拉伸部为对称中心加工螺栓安装倾斜孔，两个试验夹具的固定部采用背靠背的安装方式通过连接螺栓固定连接，通过对两个试验夹具上的拉伸部施加相反的拉力进行拉伸。所述斜安装螺栓承拉能力的试验装置包含：试验夹具，所述试验夹具包含拉伸部和固定部，所述固定部上设置有试验螺栓安装孔；所述拉伸部用于施加试验拉力；所述试验夹具包含两个，两个所述试验夹具的固定部采用背靠背的安装方式通过被测螺栓固定连接。本发明的优点在于：本发明的方法操作方便，装置结构简单。
本发明涉及一种全机地面共振试验液浮支持系统，属于飞机气动弹性领域，其包括承压桶，所述承压通用于将飞机的起落架装置包裹起来，从而为起落架提供支持；储液箱，所述储液箱内装有一定体积的液体，承压桶置于储液箱内用于通过浮力的作用抵消承压桶上分配的飞机的重量，且储液箱的顶部开有排液孔；排液装置，所述排液装置通过排液管与储液箱顶部的排液孔相互连接；通过承压桶、储液箱、排液装置将飞机支持起来，进而可以通过共振试验设备进行飞机固有振动模态的测试。本发明的全机地面共振试验液浮支持系统同现有技术相比，弥补了以往起落架支持和悬挂弹簧支持无法满足刚体支持频率低的要求，使得本发明的支持系统简单实用、方便调节、通用性好。
本发明公开了一种风洞试验的试验件自由端变形实时测量方法，涉及飞机气动弹性技术领域。所述风洞试验的试验件自由端变形实时测量方法具体为，在试验件的自由端选取参考点，参照所述参考点在风洞内的侧壁及顶部分别安装第一摄像机和第二摄像机，并在与第一摄像机和第二摄像机相对的侧壁上分别设置第一标记贴与第二标记贴；然后给试验件施加外力，使试验件分别发生垂直变形和水平变形，记录透过第一摄像机和第二摄像机看到的参考点在第一标记贴和第二标记贴上的位置；对试验件进行吹风试验，通过截屏量取参考点在第一标记贴和第二标记贴上的相对位置，计算试验件的实际变形。本发明的优点在于：该方法操作简单，使用便捷，测量精度能满足工程要求。
本发明公开了一种地面共振试验的试验件自由端变形实时测量装，涉及飞机气动弹性技术领域。所述地面共振试验的试验件自由端变形实时测量装置包含，测量基座，所述测量基座与试验件的自由端连接，且能够绕所述x轴和y轴自由转动，z轴转动自由度被约束；测量仪，所述测量仪安装在所述测量基座上；位移标尺，所述位移标尺固定设置，且在所述z轴及x轴方向设置有位移刻度；所述测量仪能够在所述测量基座保持水平状态，并指示位移标尺上的位移刻度；x、y、z为自定义三轴坐标系。本发明的优点在于：随着试验件的变形可以依靠自身重力效应，自动调整测量角度，保证测试精度，使用方便快捷，加工成本低，能大大提高试验效率，有效保证结果的可靠性。
本发明公开了一种弹簧式飞机脚蹬调节机构，属于飞机操纵系统设计领域。包括：脚蹬立臂一端通过连接轴与两脚蹬连接，另一端通过立臂转轴固定在安装板的安装轴座上，且脚蹬立臂绕立臂转轴转动；脚蹬立臂分别与拉杆一端铰接，拉杆另一端分别与V形摇臂一端铰接；V形摇臂分别套接在摆动摇臂及弹簧轴上，摆动摇臂一端与固定在支架上的摇臂转轴连接，另一端与弹簧轴连接成一体；弹簧轴一端套接有限位弹簧，限位弹簧抵接在V形摇臂上；调节软轴组件设置有卡销，摆动摇臂与卡销配合设置有环形卡槽；当需要调节脚蹬位置时，解除卡销对V形摇臂的限制，使其在限位弹簧作用下沿摆动摇臂前后移动；调节完毕后，卡销插入环形插槽内，实现锁定。
本发明涉及飞机翼型设计，特别涉及一种高升力翼型。高升力翼型的最大相对厚度为18％C，最大相对位置为32.5％C，最大相对弯度为2.48％C，最大相对弯度位置为35％C，其中，C为弦长，且弦长C为1；所述高升力翼型的工作马赫数范围为0.2～0.56，雷诺数为1.0×106～1.8×107；再根据上下翼面的函数关系式得到本发明的高升力翼型。本发明的高升力翼型克服了高升力翼型的失速特性曲线陡峭的问题，选择较大的头部半径和最大厚度，使上翼面前30％弦长为圆顶形压力分布，翼型中后段的压力恢复曲线为平缓的凹型，后加载减弱，能够有效保持较大的失速迎角，避免大迎角下前缘峰值过高而造成失速特性陡峭，实现失速和缓且高升力的目的。
本发明涉及一种对开舱门设计方法，用于减小对开舱门的开缝，所述对开舱门位于整流罩底部，对开舱门设计包括对所述对开舱门的外形设计和对所述对开舱门的转轴位置的设计，其中：对所述对开舱门的外形设计：根据所述对开舱门的气动载荷减小所述对开舱门的曲率，使得对开舱门承受的侧向载荷减小；对所述对开舱门的转轴位置的设计：根据所得到的对开舱门外形，设置对开舱门的转轴位置，所述转轴的轴心靠近所述对开舱门，以及转轴的轴心靠近对开舱门的边缘。本发明的通过改变舱门的外形以及提高其自身刚度，改变舱门的悬挂铰链点的位置有效地减小对开舱门开缝，使得对开舱门开缝变形满足使用要求。将对开舱门的开缝变形对飞机的不利影响降到最低。
本发明涉及飞机驾驶舱结构设计，特别涉及一种固定翼飞机驾驶舱。一种固定翼飞机驾驶舱，包括：安装口，开设在驾驶舱中驾驶员座椅正上方；安装口框，形状和大小与安装口相适配，可拆卸地固定设置在安装口内；应急逃生窗，形状和大小与安装口框相适配，固定设置在安装口框内。本发明的固定翼飞机驾驶舱，应急逃生窗可拆卸地设置在驾驶舱中驾驶员座椅正上方，一方面可利用座椅快速爬出逃生出口逃生，既大大缩短了固定翼飞机驾驶员应急撤离所需时间，又能减小设计难度，降低对飞机内部空间需求；另一方面，发动机处于停车状态时，打开该逃生窗，能解决驾驶舱通风问题。