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本发明公开了一种快卸式面板安装装置，属于飞机面板安装技术领域。通过安装槽内的固定限位销和活动限位销相结合，实现面板的快卸式固定。活动限位销与按钮组件通过移动副进行连接，按压按钮，活动限位销从安装槽内移出，解除对面板的限位；松开按钮，活动限位销在第一弹簧作用下自动回到安装槽内对面板进行限位，同时，按钮组件上的底部限位销对活动销进行限位，防止活动限位销活动。本发明满足安装限位精度要求，能够快速的安装和拆卸的同时，兼顾了安装的可靠性，其结构简单，降低成本，解决飞机设备接口的面板安装的可靠性与快卸的问题。
本发明公开了一种机载设备电子元件国产化指标的确定方法，属于航空电子设备分析技术领域。所述方法包括首先对航空系统的各系统结构件进行多个加权项的加权系数计算，获得各系统架构总加权系数比，之后结合整机元器件国产规格比，计算出相应的各系统结构件的国产规格比，最后，确定各系统结构件的国产元器件数量比、国产元器件费用比、进口元器件颜色规格比及进口元器件颜色数量比。通过本发明提供的机载设备电子元件国产化指标的确定方法，在型号研制早期，不需要具体元器件清单的前提下，即可获取较准确的机载设备元器件指标，工程指导意义较大。
本发明公开了一种准静态起落架动力学模型构建方法，属于飞机仿真技术领域。步骤一、输入飞机状态参数，内部构建起落架系统主要参数。步骤二、构建轮胎坐标系、半轮轴坐标系、减震支柱坐标系和机体坐标系，建立各个坐标系相互转换的转换矩阵。步骤三、计算机轮是否接地、减震支柱是否压缩以及相应的轮胎压力。步骤四、迭代初值计算各减震支柱受力、机轮轴受力和轮胎受力，直到其两帧差值满足门限值要求。步骤五、通过坐标转换，求得飞机重心处体轴系所受合力和合力矩。步骤六、根据需要输出计算过程参数。本发明保证飞机地面运动仿真精度的同时，简化了起落架系统参数的求解过程，提高了仿真程序的运行效率，减少了模型参数对飞行试验数据的依赖。
本发明涉及一种复合材料加筋壁板轴压稳定性计算方法，首先确定复合材料加筋壁板的计算模型，由于所述复合材料加筋壁板由蒙皮和多个均匀排布的筋条组成，故以相邻两个筋条之间的典型单元进行分析，并建立坐标系；其次确定筋条对蒙皮的支持系数，设一筋条对蒙皮的支持系数为kL，另一筋条对蒙皮的支持系数为kR，则当kL＝kR＝0时，筋条对蒙皮的支持状态为简支，当kL＝kR＝∞时，筋条对蒙皮的支持状态为固支，但筋条对蒙皮的支持状态介于简支与固支之间，故建立筋条对蒙皮支持系数k的表达式；最后确定复合材料加筋壁板轴压稳定性临界屈曲载荷。本发明的复合材料加筋壁板轴压载荷计算方法时，计算精度与试验结果非常接近，计算精度高、计算简便。
本发明公开了一种制冷系统地面试验温度控制装置，属于机上制冷系统试验技术领域。包括：混合腔、座舱、冷路、热路、控制系统及配平活门；所述座舱与混合腔通过第一管路连接，且所述第一管路设置有管路温度传感器；所述冷路与所述混合腔的冷路入口连接，所述热路与所述混合腔的热路入口连接，所述混合腔的热路入口处设置有配平活门；所述控制系统根据所述管路温度传感器的实测值及管路温度的目标值控制配平活门的开度，进而调节混合腔的气体温度。本发明制冷系统地面试验温度控制装置的控制系统由可编程控制器、模拟量输入模块组成，完成组件温度控制活门、冷风道调节活门、配平活门的调节，以满足组件出口温度和管路温度的控制要求。
本发明公开了一种机载产品飞行试验测试性评估方法，属于航空试验测试技术领域。首先获取飞行试验样本数N，诊断失败数c及测试性指标要求RL；并给定置信度C；之后根据公式计算飞行试验最小样本量n，若飞行试验样本数N大于或等于飞行试验最小样本量n，则将飞行试验样本数N替代公式中的n，反向计算得到RL作为机载产品测试性指标评估值，否则，采用点估计方法进行机载产品测试性指标评估值r的评估。本发明给出的飞行试验测试性评估方法，为外场测试性评估提供了合理可行的样本量确定方法及置信区间指标评估方法，能够较真实客观的评估机载产品飞行试验测试性水平。
本发明涉及飞机组件装配技术领域，具体提供了一种用于飞机厚夹层结构的防脱承力紧固装置，包括托板螺母、自锁螺栓和具有开口的碟形弹簧，托板螺母下部为底板，上部为螺纹部，底板固定在结构层B上，自锁螺栓包括光杆、位于光杆下方的螺杆以及设置在光杆和螺杆之间的止动槽，光杆贯穿结构层A和结构层B，螺杆和托板螺母的螺纹部相螺接，止动槽的靠近光杆的一侧呈斜坡状，碟形弹簧位于结构层A的靠近结构层B一侧的凹槽内，并套在自锁螺栓的止动槽或光杆上，碟形弹簧呈波状，其向自锁螺栓施加周向压紧力；该装置大幅降低了飞机上厚夹层结构的拆卸工作量，同时避免了螺栓拆卸后的安放问题以及恢复安装时的防差错问题。
本发明公开了一种飞机地面侧向载荷的处理方法，属于飞机疲劳试验领域。包括：步骤一、计算原始加载顺序时, 全部起落架的垂向载荷总载ΣFz调整前；步骤二、改变对左、右起落架工况载荷加载顺序，使左、右主起落架侧向载荷保持短路；步骤三、计算加载顺序调整后全部起落架的垂向载荷总载ΣFz调整后；步骤四、计算垂向载荷修正系数f；步骤五、对全机垂向载荷配平；步骤六、除全部起落架外，消除飞机其余部件侧向载荷；步骤七、对飞机全机滚转矩Mx、全机俯仰矩My、前起落架侧向载荷Fy及全机偏航矩Mz配平；步骤八、对关键部位的疲劳裕度影响进行计算。本发明在确保该部位考核准确以及其余部位不出现提前破坏的基础上，对地面侧向载荷的施加方式进行调整，缩短了试验周期。
本发明公开了一种全机落震试验装置及全机落震试验方法，涉及飞机落震试验技术领域。所述全机落震试验装置包含：支撑结构，所述支撑结构用于支撑全机试验模型；升降系统，所述升降系统固定在所述支撑结构上，所述升降系统与所述全机试验模型连接，用于将所述全机试验模型从试验地面升起或将所述全机试验模型从空中放落；测力平台，所述测力平台固定在试验地面上，且对应所述全机试验模型的起落架布置，用于支撑从空中放落的全机试验模型。所述全机落震试验方法，利用上述全机落震试验装置完成全机试验模型的落震试验。本发明的优点在于：本发明能够快速调整全机试验模型的姿态，结构简单，制造成本低，可适用于不同型号的全机试验模型。
本发明涉及控制电路技术领域，具体提供了一种飞机受油接头控制系统，包括选择开关、液压电磁阀和位置开关，选择开关用于产生收回信号和放出信号，液压电磁阀用于驱动受油接头放出和收回，选择开关产生信号后，液压电磁阀驱动受油接头做出相应动作，动作到位后，利用终点位置开关的到位断开特性切断电磁阀的电源，使位置开关通断状态翻转，液压电磁阀断电，有效地避免了电磁阀长期通电的问题。