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本发明公开了一种轨迹不稳定性控制方法，包括以下步骤：步骤一，确定控制律架构；步骤二，确定反馈信号；步骤三，确定俯仰角速率及法向过载信号权限；步骤四，确定告警迎角αsign；步骤五，确定逻辑运算结果SW_ AOA；步骤六，确定增益参数，本发明根据飞机飞行速度及飞机状态变化，通过比例积分环节自动配平升降舵或平尾，使飞机达到平衡状态，改善轨迹不稳定为轨迹稳定，减轻飞行员操作负担，简化飞控系统组成，确保飞行安全；本发明不需要对任何飞机操纵机构或控制系统进行改造，可直接采用本发明的控制方法，节约改造成本，缩短研制周期。
本发明属于飞机供电系统设计技术领域，涉及一种飞机交流系统稳态模型及计算方法。本发明的方法基于发电机稳态模型和负载稳态模型完成飞机交流电力系统的稳态建模；并在此基础上采用交替迭代的方式进行飞机交流系统的计算与分析；在计算过程中保留了负载模型和线路阻抗信息，计算结果更加准确；克服了常规电网计算将负载功率作为额定值的缺点，更加符合系统实际运行工况，当存在大功率交流负载时计算更加准确。
一种飞机大载荷开剖面拉杆结构及使用方法，所述拉杆含有左侧面、右侧面及腹板构成剖面为工字形结构，在左侧面、右侧面及腹板形成的槽内设有多个加强筋，其特征在于，所述的加强筋垂直于左侧面和右侧面，加强筋与腹板的之间为非垂直关系，各个加强筋之间相互平行。
本发明属于机载设备测试技术，具体涉及一种用于机载设备对应连接器的全信号测试装置。所述用于连接器的全信号测试装置包括设备配套插头、信号测试盒、设备配套插座。其中，所述设备配套插头与待测线缆插头相同，设备配套插座与待测设备插座相同，且所述设备配套插头和设备配套插座分别连接在信号测试盒的测试盒接口上，所述信号测试盒上设置有测试连接头。本发明大幅优化连接器线缆测试方法，可以更加准确的现场获取插头中所有线缆的数据值，而且缩短周期，提高故障定位效率及准确性，具有较大实际应用价值。
一种对机载设备电流的监控方法及电流采集装置。含有与机载设备串联的分流器和与分流器电信号连接的监控显示装置，电流采集装置设在分流器与监控显示装置之间，该电流采集装置输入端与分流器并联，输出端通过同轴电缆与监控显示装置连接，该电流采集装置含有通过电信号连接的运算隔离模块、AD采集模块、FPGA转换模块、抗干扰驱动模块及电源模块，所述的FPGA转换模块包含AD采集驱动单元和解算编码单元，抗干扰驱动模块包含电平转换单元、特性阻抗匹配单元及电容抗干扰单元。电流采集装置将数字脉冲信号通过同轴电缆传输给监控显示装置，实现对机载设备电流的采集和监控。
本发明涉及一种运用残余应力预测模型的T字型锻件无损测试方法，其具体步骤如下：步骤1：无损检测T字型锻件表面残余应力；步骤2：有损检测T字型锻件内部残余应力；获取不同工艺状态下内部残余应力；步骤3：获得T字型锻件内部残余应力模型，通过步骤1和步骤2的测试结果，得到锻件各工艺阶段残余应力分布规律。即首次实现通过对大型厚截面航空铝合金锻件表面残余应力测试，运用该模型，准确预测出内部残余应力的目的。将本方法涉及的该模型应用于实际零件得到试验验证，能够准确地预测出铝合金锻件不同部位的内部残余应力分布规律，有效地避免了有损检测方法对锻件的破坏。
本发明属于航空疲劳试验领域，具体涉及到一种全尺寸疲劳试验的机翼垂向加载方法，本发明的方法通过多载荷工况下压心按照损伤轻重进行加权处理，从而确定加载作动筒位置；本发明所提出的全尺寸疲劳试验机翼垂向加载设计方法，是在满足机翼各控制切面的剪力、弯矩、扭矩与设计载荷情况误差满足要求的前提下得到的，可广泛应用于各种飞机全尺寸疲劳试验机翼垂向加载点的设计。
本发明属于航空疲劳试验领域，涉及一种测试螺栓倾斜安装受拉细节疲劳额定值的试验件及方法；本发明的试验件由两个相同的螺栓和角盒组成；所述的角盒具有用于试验机加载的夹持端面，用于螺栓的安装的安装底面，在夹持端面和安装底面的结合处的两侧有加强筋，加强筋有助于传递载荷降低结构应力水平，安装底面上开有供螺栓倾斜连接使用的孔。使用本发明的试验件测试螺栓倾斜安装受拉DFR值的方法为：根据试验件结构形式建立有限元模型进行应力分析及结构优化，布置应变片并进行试验状态监控；进行疲劳试验；根据试验结果，进行数据处理，通过本发明的方法可以计算螺栓倾斜安装受拉伸载荷作用的DFR值，为设计提供试验依据。
本发明属于疲劳试验技术领域，涉及一种全尺寸疲劳试验襟翼载荷加载方法。本发明的方法从疲劳试验技术领域，根据三缝襟翼的传力特点，将多个部件多种角度状态下的襟翼疲劳载荷，均处理到关键角度θ下，主承载部件，主方向施加。并且针对主承载部件分布载荷特征和结构特点，分区处理，按照襟翼与机翼连接点的设计状态与试验状态主方向载荷误差不大于目标误差和考核部位疲劳损伤相当两条原则，通过迭代计算，在保证襟翼对机翼传载和考核的准确的基础上，实现设计的襟翼载荷施加方案最优，即同等效果下，作动筒数最少。本发明使用的理论依据正确，分析步骤清晰、简单，计算过程便于计算机自动化迭代计算。
本发明属于航空疲劳损伤容限试验技术领域，涉及一种飞机发动机吊挂推力销疲劳试验的试验件及试验方法。本发明的试验件由吊挂推力销所在肋(1)、扩散角盒(2)、底梁腹板(3)、连接夹具(4)组成；吊挂推力销所在肋(1)由肋腹板(11)、上缘条(12)、下缘条(13)、推力销(14)、立筋(15)整体加工成型；所述的连接夹具(4)用于将试验件固定在承力墙上。应用本发明的试验件的试验方法，通过有限元传载分析、理论计算，计算得到各个工况下的推力销载荷，对比不同方向载荷，确定加载方案，结合细节有限元建模分析，利用应变片对试验件进行监控并修正计算模型与计算结果，达到试验考核真实、安全可控和降低成本的目的。