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本发明公开了一种结冰探测器，属于飞机结冰探测技术领域。其包括结冰探测棒本体、第一电路以及第二电路，所述第一电路及第二电路上均设置有加热元件，所述结冰探测棒本体上设置有第一通孔及第二通孔，所述第一电路用于对所述结冰探测棒本体的第一通孔处加热，所述第二电路用于对所述结冰探测棒本体的第二通孔处加热，所述第一电路的第一开关在轮载位于空中状态时接通，在轮载位于地面状态时断开，所述第二电路上设置有串联设置的第二开关、第三开关以及所述第一开关，所述第二开关在第二通孔无气流通过时闭合，反之断开，所述第三开关在所述第一通孔无气流通过时断开，反之闭合，所述第一通孔及第二通孔的轴线方向与飞机飞行时气流流向相同。
本发明公开了一种可伸缩结冰探测棒，属于飞机结冰探测技术领域。所述可伸缩结冰探测棒包括带传动齿的结冰探测棒本体、套管、与所述探测棒本体齿轮啮合的带发条齿轮以及电连接器，由齿轮驱动结冰探测棒本体伸出套管，所述套管的侧壁上设置有通孔，以接纳设置在本体上的可控定位销，以限制本体的相对于套管的轴向运动。本发明可伸缩结冰探测棒用以防止结冰探测棒在飞机覆盖蒙布时被蒙布损坏，并在飞机上电时能够自动伸出飞机蒙皮之外，减小了地勤人员由于疏忽而导致的飞机蒙布对结冰探测棒损坏概率。
本发明公开了一种带机械回中功能的飞机作动系统，属于飞机作动系统技术领域，包括作动器控制器(1)、带机械回中机构的作动器(2)、机械回中杆(3)以及支座(4)。作动器安装在垂尾后梁上，机械回中杆(3)一端与作动器连接，另外一端与支座(4)连接，支座(4)安装在舵面上。电传模态下，作动器控制器(1)接收来自飞控计算机的指令后转换为输出指令送到作动器，作动器响应作动器控制器(1)的指令运动进而驱动舵面偏转，此时作动器上的机械回中机构处于悬浮状态，不响应作动器接收的指令。当由电传控制模态转换为机械回中模态后，作动器上的机械回中机构开始工作，通过机械回中杆对舵面位置的反馈，驱动舵面回到中立位置。
本发明公开了一种飞机风挡雨刷预紧力动态调整机构，属于飞机风挡除雨系统领域。所述机构包括刷臂、调整面、弹簧、第一滑块与传力杆，刷臂通过弹簧连接所述滑块，所述滑块能够在所述飞机的蒙皮上滑动，所述刷臂的前端为迎风面，后端通过转轴与所述调整面转动连接，所述调整面在连接刷臂的一端铰接所述传力杆，所述传力杆的另一端铰接所述第一滑块，所述刷臂与所述调整面无夹角时，所述弹簧具有预紧压力。本发明通过将雨刷刷臂设置成对称翼型形状，并通过动态调整机构，使雨刷压紧力动态保持在地面调整的压紧力设计阈值内，避免风挡雨刷使用过程中出现脱离风挡玻璃表面的现象。
本发明公开了一种飞机电热风档加温控制方法，属于飞机风挡防冰防雾技术领域。所述方法包括在当前温度小于控制温度的上限值时，在Tn时刻，根据2Tn‑Tn‑1≥Tmin及2Tn‑Tn‑1≥Tmax来确定在下一时刻将加热功率q设为最大功率还是0，该过程不断循环直至飞机轮载为地面状态。本发明设计的风挡加温控制规律能够保证风挡玻璃控制温度在设定的范围内，同时防止温度出现过冲现象。
本发明公开了一种虚拟程序训练器故障仿真方法，涉及飞行仿真技术领域。所述虚拟程序训练器故障仿真方法包含以下步骤：步骤一，分选出待训练的训练科目及子科目训练列表；对飞机各分系统仿真模型的接口数据进行分析，形成信号激励源列表；步骤二，将步骤一中得到的训练科目及子科目训练列表与信号激励源列表进行关联，形成故障激励信号源数据库；步骤三，将故障编码与教控台中的科目选择功能进行关联；步骤四，通过教控台中的科目选择功能选择故障项进行虚拟程序训练器故障仿真。本发明的优点在于：解决了虚拟程序训练器非正常操作仿真在各个系统间的传递及故障影响分析、故障恢复过程的模态转换等问题，使设计过程更加流程化、体系化和工程化。
本发明涉及一种试验件总载测量方法，属于航空试验技术领域，其包括步骤一：在试验件上布置多个测力拉杆使试验件处于静定状态；步骤二：对试验件进行试验，通过测力拉杆得到沿测力拉杆轴向的作用力；步骤三：根据测力拉杆的布置位置及作用力计算得到试验件的总载。本发明的试验件测量方法能够对高温、高压及腐蚀等特殊环境中的试验件进行有效的测量，采用非接触测载方法，选用多根长度可调单向测力拉杆，分散布置，构建一静定系统，使用普通拉压测力传感器；布置位置远离试验件端，减少试验件环境影响；根据需要采用不同量程和精度，以提高测量结果准确性。
本发明公开了一种温度应力高效激发故障的可靠性研制试验方法，属于航空可靠性工程技术领域。所述方法包括首先根据试验件特点选取试验台；其次，获取试验件温度参数及振动参数；之后分别进行低温步进应力试验、高温步进应力试验以及快速温度变化试验，对产品的高温、低温及温变特性进行故障激发及耐温度极限摸底，在不改变产品故障机理的前提条件下，解决了短时间提高产品可靠性水平的工程难题。
本发明涉及一种金属机翼主盒段弯曲刚度测试的模型试验件设计方法，包括根据真实飞机金属机翼主盒段得到真实飞机中的长桁等效面积Ae和等效蒙皮厚度tse；根据真实飞机金属机翼主盒段得到真实飞机中翼梁的最小厚度td，及模型试验件加工方法得到模型试验件能够加工的最小厚度ta，并根据td及ta确定模型试验件的缩放比例n；将真实飞机机翼主盒段结构简化得到真实飞机机翼主盒段简化结构，根据真实飞机机翼主盒段简化结构及缩放比例得到模型试验件结构；根据对模型试验件结构进行刚度试验得到模型试验件的弯曲刚度为EIm，根据模型试验件的弯曲刚度及最小缩放比例得到真实飞机金属机翼主盒段的弯曲刚度EIo。本发明的方法具有简单高效、节约成本等优点。
本发明涉及一种飞机高空模拟舱多通道综合测试系统校准的方法及系统，采用比对法实现校准过程，量值传递方式简单易行，溯源链完整稳定。同时实现飞机高空模拟舱多通道综合测试系统快速、可靠校准，从使用老式校准方法到新方法，校准用时从2～3天缩短到0.5～1h，大大缩短设备校准时间，提高测量效率；采用整体化校准方法，有效解决了分离式校准带来的校准项的遗漏、部分校准方式有缺陷的问题，与综合测试系统的整体运行模式和整体计量需求相匹配。