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本实用新型公开了一种飞机静压系统用导管连接接头组件。所述飞机静压系统用导管连接接头组件包括：金属导管(1)，所述金属导管(1)的一端设置有倒角，另一端设置有扩口；平管嘴(2)，所述平管嘴(2)的一端与所述金属导管(1)的设置有扩口的一端连接；外套螺母(3)，所述外套螺母(3)一端与所述平管嘴(2)的另一端连接，另一端内部设置有内螺纹。本申请的飞机静压系统用导管连接接头组件通过金属导管、平管嘴以及外套螺母的配合，从而方便了金属导管与夹布胶管两种导管的连接，且制造成本低、制造方便。
本实用新型提供了一种翼肋与长桁的连接组件，涉及飞机结构设计领域，包括：翼肋腹板(2)、长桁缘条(3)以及连接角片(1)。通过螺栓(4)将连接角片(1)的两个板面分别与翼肋腹板(2)和长桁缘条(3)连接，连接角片(1)的两个板面之间的夹角可设定为任意角度，在翼肋腹板与长桁的角度变化，或是长桁缘条宽度变化时，该连接角片(1)同样适用，在使用时，可以将该连接角片(1)做成全同片；该连接角片(1)体积小，重量可减轻40～60％；同时，该连接角片(1)直接对长桁上部进行支持，提高了传力效率。本实用新型的翼肋与长桁的连接组件，简单方便，连接效果好。
本实用新型提供一种运输机货舱工作梯支架结构，包括前部固定结构(1)和后部固定结构(2)，前部固定结构(1)包括L型角材E(7)、连接于L型角材E(7)腹板中间位置处的L型角材F(8)、以及分别设置于L型角材E(7)两端的U型框和第一A型框；后部固定结构(2)包括L型角材P(27)、连接于L型角材P(27)中间位置处的L型挡块(19)和第二A型框、以及分别设置于L型角材P(27)两端的环型框和L型角材K(23)。本实用新型所提供的工作梯支架结构，通用性强，既实现了工作梯在机身的永久固定，又不影响货舱内的其它正常作业，具有结构简单、重量轻、工艺性好、易于生产和装配、拆卸方便、可维护性高等优点。
本实用新型公开了一种伸缩式温度场分布测量装置，属于环控系统试验领域。本实用新型测量装置设置在管路上，用于测量管路的温度场分布，其包括固定在所述管路上的金属基座(1)、可伸缩测量臂(2)、传感器线卡(4)以及温度传感器(5)，其中，所述可伸缩测量臂(2)包括固定在金属基座(1)上的第一部分，以及在所述第一部分上能够沿第一部分轴线伸缩的第二部分，所述温度传感器(5)设置在所述第二部分上，该测量装置能够测量可达性较差的位置的温度，能够适用于不同的管径，通过调整摇臂端部传感器的位置，同时测量管路周围不同位置的温度，以实现快速准确测量管路温度场的目的。
本发明涉及一种飞机机身普通框在弯曲载荷作用下的应力计算方法，属于飞机结构强度分析技术领域，其包括如下步骤：步骤1：计算飞机总体载荷在普通框处的弯矩M，以及由弯矩M在机身蒙皮和桁条上产生的正应力σ；步骤2：将蒙皮和桁条上产生的正应力σ的合力F等效为轴向力，轴向力产生切面载荷qm；步骤3：根据切面载荷qm求出框平面内的最大弯矩Mmax；步骤4：根据最大弯矩Mmax求出普通框应力σq。本发明提供的飞机普通框在弯曲载荷下的应力计算方法，克服了目前普遍使用的有限元法的弊端，使得计算更简便；另外，利用本方法可以在飞机设计初期不用等待结构设计完成后就可以进行普通框应力的计算，使得设计工作进度大幅提前。
本发明涉及一种飞机机动状态下燃油箱燃油压力精确计算方法，属于飞机结构强度设计技术领域，其包括：步骤一：根据飞机三向过载(nx，ny，nz)时，计算飞机实际合成过载n的大小及方向：步骤二：计算飞机燃油箱燃油在合成过载n方向油柱长度h；步骤三：计算飞机在合成过载n作用下燃油压力P：P＝ρ×g×h×n。本发明的飞机燃油箱燃油压力精确计算方法具有如下优点：(1)考虑飞机任意过载，油箱任意部位燃油压力；(2)基于传统的油箱压力计算方法，计算结果更为准确，可提高飞机油箱结构效率、减轻飞机结构重量。
本发明公开了一种构建飞行管理系统软件虚拟测试环境的方法，属于机载系统软件测试技术领域。包括首先构建含有飞行管理系统的全面机载电子系统网络构型，以及构建与所述飞行管理系统相关联的接口，之后构建与所述飞行管理系统相关联的虚拟目标机，形成嵌入式操作系统，并根据上述网络构型构建仿真控制与显示模块，以及构建外围设备模型库，之后建立所有系统的故障模型，并开发动态链接库，以形成与所述飞行管理系统及所述嵌入式操作系统的接口，最后集成辅助测试工具，用于对飞行管理系统软件进行黑盒与白盒的测试。通过该方法，在虚拟测试环境或系统中，能够独立和充分完成飞行管理系统机载软件配置项测试，不受飞管系统真实运行环境的影响。
本发明公开了一种构建环境控制系统软件虚拟测试环境的方法，属于机载系统软件测试技术领域。包括首先构建含有环境控制系统的全面机载电子系统网络构型，以及构建与所述环境控制系统相关联的接口，之后构建与所述环境控制系统相关联的虚拟目标机，形成嵌入式操作系统，并根据上述网络构型构建仿真控制与显示模块，以及构建外围设备模型库，之后建立所有系统的故障模型，并开发动态链接库，以形成与所述环境控制系统及所述嵌入式操作系统的接口，最后集成辅助测试工具，用于对环境控制系统软件进行黑盒与白盒的测试。通过该方法，在虚拟测试环境或系统中，能够独立和充分完成环境控制系统机载软件配置项测试，不受飞管系统真实运行环境的影响。
本发明公开了一种长航时飞机惯性导航误差补偿方法。所述长航时飞机惯性导航误差补偿方法包括如下步骤：步骤一：针对机载惯导元件，首先零激励开机预设小时，记录其实际输出数据R1，环境磁场M1与温度T1，标定数据集L1为0n；步骤二：组织输入向量I＝[R1, M1, T1], 将其归一化，得到Inew；步骤三：设定W1，为系统输入量权值，W1应保证ΣW1＝1；步骤四：建立RNN网络，网络中间节点采用全连接，将In＝Inew*W1送入网络，采用梯度法进行训练，确定网络参数P；步骤五：按照网络参数P在惯导系统中配置网络，将机载传感器采集的环境磁场与环境温度、惯性敏感元件输出按照向量I组织并送入网络中，得到误差补偿后的惯性导航数据。本申请能够提高惯性制导系统的自补偿能力。