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本发明属于飞机飞行控制系统技术领域，特别是涉及一种飞机调效电机控制电路。所述电路包括固体继电器J1、固体继电器J2、电阻R1、电阻R2、双向瞬态抑制二极管Y1、双向瞬态抑制二极管Y2、整流二极管B1、整流二极管B2。本飞机调效电机控制电路具有以下优点：一、针对永磁调效电机的特殊接口，选用固体继电器作为电机换向控制的主要器件，保证满足寿命指标要求；二、充分利用元器件自身的性能特点，并配合合理的保护电路，保证该控制电路具有很强的耐电源特性，满足飞机对用电设备要求；三、电路结构相对简单，选用高可靠性元器件，电路整体可靠性高；历经数千小时的试验和试飞，未出现故障。
本发明属于航空技术领域动力装置系统，涉及一种过渡态发动机仿真建模方法。所述方法包括：1.1)开展发动机各部件的部件特性试验，得到部件特性；1.2)构建发动机部件级模型；1.3)构建发动机稳态性能数据库；1.4)使用插值方法建模；1.5)构建发动机动态特性数据库；1.6)采用二维插值算法构建发动机动态响应模型；1.7)完成过渡态发动机仿真模型的建模。本发明模拟范围广，计算精度高，仿真具有实时性，易于实现，工程性应用性好。
本发明涉及飞机结构力学分析领域，特别涉及一种不同介质柔性充液结构的有限元建模方法。所述方法包括：根据实际结构的几何参数建立有限元分析几何模型；根据不同介质的力学特点选取相应单元；采用可变模量单元来摸拟流体的本构特征；流体单元与固体单元采用捆绑约束的方法，模拟流体和柔性蒙皮之间的传递。该发明过程简单，操作方便，大量减少了不同介质柔性充液结构有限元分析的工作量。
本发明属于飞行训练模拟器仿真领域, 涉及一种开关量采集调理电路。所述调理电路由一个或以上通道的电路组成；其中每一个通道由一个下拉电阻R1，串联一个开关S1，再串联开关S2，最后串联一个上拉电阻R2构成，上拉电阻R2另一端接外部供电的直流电源，下拉电阻R1另一端接地，而被检采集信号连在两个开关之间。本发明配合外部供电，通过设置拨动开关，使得接地/悬空、电压/悬空、电压/接地三种被采集开关量信号转换成一种高/低电平信号，从而可被标准开关量采集模块采集。
本发明属于表面处理及防护领域，具体涉及一种铝合金高抗蚀硫酸阳极化膜层厚度的优化方法。所述方法包括：第一，制备不同膜层厚度试验件；第二，中性盐雾腐蚀试验；第三，周浸试验；第四，疲劳试验；第五，确定硫酸阳极化膜层优化厚度。采用本方法优化的膜层厚度，既具有较高的耐蚀性，同时对基体疲劳性能影响小。
本发明属于蜂窝结构无损检测技术领域，涉及一种检测蜂窝结构腐蚀损伤的振动检测方法。所述方法包括以下步骤：1)建立蜂窝结构健康频响函数数据库；2)检测待检蜂窝结构；3)处理振动信号数据得到检测点的频响函数；4)对比检测结果与蜂窝结构健康频响函数数据库的频响函数，判定检测点出蜂窝是否发生损伤。本发明避免了破坏结构进行检测的缺点；其次，本发明检测成本较为低廉；再次，本发明不易受到环境条件的干扰，有助于蜂窝结构损伤检测的外场使用。
本发明属于机械设计领域，涉及一种油气路折叠转动机构动密封寿命试验验证方法。所述动密封寿命试验验证方法包括：步骤一，根据油气路折叠转动机构的使用条件，组建折叠转动机构的寿命验证试验环境；步骤二，折叠转动机构动密封寿命试验验证。本发明能够实现折叠及展平随动功能，且在高温、常温、低温条件以及不间断折叠及展平过程中其密封性能够满足系统要求；本发明具有通用性，可推广至不同领域要求折叠功能的机构动密封寿命试验验证。
本发明属于航空结构应变测量传感器技术领域，涉及一种用于大变形柔性结构的应变传感器的设计方法。所述设计方法包括以下步骤：步骤一，选用放大装置；步骤二，设计传感器集成方式；步骤三，设计封装方式。本发明提供了新型柔性结构大应变测量方法，可以弥补现有应变测量手段无法测量柔性结构大应变量的缺陷，测量范围可以达到300000μ或以上的应变值，是现有应变传感器量程的10倍以上。
本发明属于航空制造技术, 涉及一种飞机座舱透明件边缘连接用胶粘剂的使用方法。所述使用方法包含以下步骤：1)环境调制；2)胶粘剂配制 : 在室温或在48℃～52℃的水浴中溶解聚酯，加入不高于0.3％的水后添加固化剂，混合均匀；3)胶粘剂胶接 : 涤丝带上涂第一遍胶粘剂后，晾置10min～25min；涂第二遍胶粘剂后晾置5min～15min，在涤丝带胶接面涂第二遍胶粘剂的同时在涤丝带的外表面上涂一遍胶粘剂、在有机玻璃上涂一遍胶粘剂，晾置5min～15min；4)胶粘剂固化。采用本发明得到的透明件具有较安全的边缘连接结构，可有效杜绝硬连接应力集中而产生的应力腐蚀，延长了透明件使用寿命。
本发明属于一种飞机方向舵机电气故障后，使舵面自动回到中立位置的机构。方向舵是保持飞机航向稳定性的舵面，方向舵机是飞行控制系统中按照指令驱动舵面偏转的机构。方向舵机如果故障后，如果舵面能从任意位置回到中立位置，可以保证飞行安全。本发明设计了一种能够安装在方向舵机内的故障回中机构。在原有的舵机基础上增加回中锁机构。当方向舵机发生电气故障，具有驱动方向舵舵面回中的功能。