一种飞机平显虚拟速度矢量符号定位方法
一种飞机平显虚拟速度符号显示定位计算方法,属于机载航空电子系统,其特征在于,读取惯导输出的预测惯性攻角αp,确定“影子”符号俯仰角;读取惯导输出的惯性侧滑角βI,确定“影子”符号方位角;确定“影子”显示时机。使用该方法对飞机平显虚拟速度符号显示进行定位计算,准确可靠,可以和最佳攻角框动态定位相协调,确保飞机沿标准下滑道着陆。
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一种飞机平显虚拟速度符号显示定位计算方法,属于机载航空电子系统,其特征在于,读取惯导输出的预测惯性攻角αp,确定“影子”符号俯仰角;读取惯导输出的惯性侧滑角βI,确定“影子”符号方位角;确定“影子”显示时机。使用该方法对飞机平显虚拟速度符号显示进行定位计算,准确可靠,可以和最佳攻角框动态定位相协调,确保飞机沿标准下滑道着陆。
本发明属于飞机设计领域,涉及一种起落架轮胎与道面滑动摩擦系数测量的试验方法,其特征在于,给出起落架轮胎与道面间摩擦系数测量的试验工况确定、试验实施方法和试验数据处理等方法。其有益效果是:使用该测量方法能够准确测定飞机起落架轮胎与道面间滑动摩擦系数,而滑动摩擦系数是飞机着陆撞击载荷确定的关键参数。该测量方法已经应用于某飞机的起落架轮胎与道面间滑动摩擦系数测量的试验之中,其准确性和有效性得到了飞机起落架落震试验和试飞验证。
本发明属于飞机设计领域,涉及一种飞机机体与起落架联合加载的验证试验方法,其特征在于,第一,载荷的评估;第二,加载方案的设计;第三,试验加载;将起落架载荷作为一种全机静力试验考核工况,在全机静力试验中实现了机体与起落架的联合加载,能够全面验证飞机起落架特殊使用条件下的机体结构静强度设计包线。
本发明属于航空技术领域动力装置系统,涉及发动机尾喷流温度场测试方法。本发明采用红外静温测试与接触式总温测试相结合的方法,对发动机尾喷流的静、总温度场进行实测。由于自由流状态和偏流板反射状态下的发动机尾喷流温度场存在显著差异,测试系统分别根据上述两种状态的特点进行排布,在两种布局下分别进行发动机试车。发动机试车过程中,两套测试系统同时工作,测取发动机的静温和总温。本发明可实现对发动机尾喷流温度场的测试,获取自由流状态和偏流板反射状态的尾喷流温度场,从而为发动机试车安全区域规划、发动机及飞机红外特性分析、发动机偏流板设计等工作提供科学依据。
本发明属于飞机疲劳学领域,涉及一种座舱盖透明件定延寿完整的方法,其特征在于,包括如下步骤:第一,确定座舱盖典型任务剖面及飞参数据,第二,对座舱盖进行温度计算和载荷计算,第三,编制座舱盖温度/载荷谱,第四,进行座舱盖地面加温加载疲劳试验,第五,计算座舱盖外场曝晒时间并进行座舱盖外场老化试验,第六,老化后继续进行地面加温加载疲劳试验,第七,制定外场座舱盖损伤容限及检查细则,第八,受油飞机进行声疲劳寿命分析,第九,给出座舱盖使用寿命。本发明的优点是:完整系统建立了座舱盖定延寿的体系,涵盖了座舱盖整个定延寿的流程和方法,保证了座舱盖的使用安全,具有重要意义,经济效益显著。
本发明属于起落架疲劳寿命试验领域,涉及一种起落架转弯操纵系统寿命试验方法,其特征在于,第一,确定平台起落与陆基起落的损伤比,第二,确定平台起落与陆基起落的比例,第三,计算陆基使用和平台使用起落数,第四,统计陆基起落与平台起落的转弯情况,第五,计算试验的可靠性系数,第六,计算试验的循环数。其有益效果是:通过考虑陆基与平台两种使用情况,试验的设计更符合真实的使用情况,试验的结果更为准确。
本发明属于飞机起落架落震试验领域,涉及一种移动平台飞机起落架缓冲性能验证的落震试验方法,其特征在于,规定了移动平台飞机起落架的落震试验设计要求。其有益效果是:使用该方法进行飞机起落架落震试验设计,能够正确、全面验证移动平台飞机起落架缓冲性能,给出飞机起落架缓冲性能是否合格的试验结论;该方法已经应用于某移动平台飞机起落架落震试验设计中,其有效性得到了飞机起落架落震试验和试飞验证。
一种能源驱动转换方法属于航空动力装置技术领域,其特征在于,由直流驱动电动机构、弓形支架、花键离合器、齿轮组件组成。其中,直流驱动电动机构通过弓形支架与齿轮系中的花键离合器和齿轮轴相连。通过直流驱动电动机构输出轴向直线往返运动,通过弓形支架带动花键离合器和齿轮组件做直线动作,实现花键离合器的脱开与连通和齿轮组件啮合齿轮的重构。其优点是:通过简单的直流电动机构直线驱动,实现传动链路的重构,达到转换能源驱动源的转换。
本发明属于超高强度钢的热处理领域,涉及一种16Co14Ni10Cr2Mo钢大型零件的热处理变形控制方法。其特征在于,第一,气冷淬火:零件在真空热处理炉中加热至820-840℃,保温55-65分钟后,在压强不小于4×104Pa高纯氩气中进行淬火;第二,冷处理:在零件淬火后3小时内进行冷处理,冷处理温度为零下(65-81)℃,保温55-65分钟后,在空气中回温;第三,低温回火:冷处理后进行低温回火,回火加热温度为140-160℃,保温3-5小时后在空气中冷却;低温回火后对零件进行校形;第四,最终回火:零件校形后,进行最终的回火处理,回火加热温度为505-515℃,保温4-6小时后在空气中冷却。本发明优点:零件淬火后变形量小,且易于进行校形,有效的控制了零件的热处理变形程度。
本发明属于飞机飞行载荷实测领域,涉及一种高机动飞机机翼扭矩载荷的实测方法,步骤如下:一,通过机翼有限元计算分析,确定机翼气动载荷对机翼扭矩载荷影响的敏感结构或部位;二,采用敏感扭矩电桥布片方案,扭矩电桥组合技术,实现机翼各剖面的扭矩载荷测试系统;三,依据气动载荷对机翼扭矩载荷影响的敏感结构或部位,进行扭矩载荷的地面校准试验,通过地面校准试验获得外载荷与这些电桥应变计信号的转换关系;四,进行飞行载荷实测飞行试验,得到的飞行中电桥的应变计信号得到机翼各剖面的扭矩载荷。本发明的优点是:针对飞机机翼扭矩载荷实测中的实施难点,解决了扭矩载荷飞行实测试验的实施问题,保证机翼扭矩载荷测试的准确性与高精度。