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本发明公开了一种复合材料层压板修补方法。所述复合材料层压板修补方法包括如下步骤：步骤1：配比与复合材料层压板的待修补位置等刚度的混合修补物的步骤；步骤2：通过所述混合修补物修补待修补位置的步骤。本发明的复合材料层压板修补方法能够配比与复合材料层压板的待修补位置等刚度的混合修补物，并通过混合修补物修补待修补位置，从而使经过混合修补物修补后复合材料层压板具备与未经修补的复合材料层压板同样的刚度，从而实现待修补位置在经过修补后能够实现其在复合材料层压板中应有的作用。不仅修补了原复合材料层压板成型后所存在的外型上有缺损、或者尺寸未能满足设计需要等问题，还能够实现复合材料层压板在设计时所需实现的目的。
本发明涉及飞机供油增压系统技术领域，涉及一种飞机零负过载供油增压系统验证装置及其使用方法，能够满足飞机零负过载供油增压系统验证试验要求。本发明的验证装置包括油箱，油箱分别通过注油管道和回油管道与蓄压油箱内的燃油腔连通；注油管道上设有电动开关和流量计，回油管道上设有电动开关、流量计以及压力传感器，且所有的电动开关、流量计以及压力传感器均与工控机连接。本发明提供的验证装置及其使用方法，能够模拟飞机零负过载供油增压系统供油，同时，还能通过流量计和压力传感器等器件对供油时需要的流量、压力等数据进行采集，从而满足飞机零负过载供油增压系统验证试验要求。
本发明提供了一种无人机真空速重构策略，在马赫数失效以及总温传感器失效两种情况下分别通过不同的方式进行真空速重构，马赫数失效时，根据GPS东向速度、北向速度、天向速度和GPS高度进行马赫数重构；总温传感器失效时，通过马赫数和气压高度表查表直接获得真空速或者根据GPS东向速度、北向速度、天向速度重构真空速。保证了真空速信息的有效性，充分利用大气数据信息以及GPS数据信息计算真空速。
本发明涉及飞机机翼的执行机构设计，涉及一种飞机副翼执行机构，能够解决复合伺服舵机在外形较薄且机翼结构内部空间有限的飞机翼面上布局困难的问题。飞机副翼执行机构中，设置在飞机机体上的电液控制分配机构，能够通过液压管路分别控制设置在左副翼上的左侧作动筒和右副翼上的右侧作动筒，从而分别驱动左舵面和右舵面转动，使得外形较薄且机翼结构内部空间有限的飞机翼面的舵面能够通过复合伺服舵机进行驱动。
本发明提出了一种飞机研发流程与伴随知识的结合方法，通过对飞机研发流程构建WBS模型, 即根据具体项目, 基于基础的流程形成符合该型号的流程，从而展开型号研制工作，同时，进行伴随知识梳理并将梳理好的伴随知识导入知识库，进一步，将飞机研发流程与伴随知识进行结合，在项目策划过程中，可搜索关联伴随知识，在执行工作过程中，可查看相关伴随知识，所述伴随知识通过梳理导入到知识库中，并与研发流程构建的WBS的工作单元进行关联性匹配，同时，在执行过程中，对出现的新的伴随知识可以继续导入至研发流程的WBS中，形成良性循环。本发明有利于知识的积累，对飞机研发过程具有导向性作用，有效提高了飞机研发过程中的工作效率。
本发明属于固定翼飞机技术领域，具体涉及到固定翼飞机最大下沉速度计算方法。其特征在于，仅须两个输入参数：进场速度Vpa和最大下滑基本角γa/c.max，应用简便，物理意义明晰，适用性强。其有益效果是：创新给出了在不具备统计样本库情况下的最大下沉速度公式算法，解决困扰设计师的固定翼飞机起落架缓冲器设计关键原准参数输入问题。
本发明提供一种缝纫复合材料及其制作工艺，应用与飞机口盖或舱门处，属于人工合成面料领域，所述的缝纫复合材料包括内面板、外面板以及用于连接两个面板的连接梁，所述内面板与外面板均由泡沫夹层板构成，外面板采用kevlar缝线进行全厚度缝纫，所述连接梁包括四周侧边梁(3)与内部梁(1)，均由碳纤维层合板构成，采用热压罐成型或VARI成型，四周侧边梁(3)固定于外面板(2)内表面的四周，若干个内部梁(1)固定于外面板(2)的内表面上，内面板通过单面抽钉方式连接在所述连接梁上。本发明可有效提高飞机口盖或舱门的抗冲击性能。
本实用新型提供了一种动态气动载荷测量连接支座，涉及飞机进气道试验设备，能够解决由于测压接头布置可靠性差，导致动态气动载荷测量不准确或无法测量的问题。连接支座包括呈圆筒状支座本体以及同轴设置在支座本体的外环面上法兰盘，通过将测压管接头插入圆筒状的支座本体内，再将支座本体嵌入被测部位，从而实现将测压管接头进行固定，保证和被测件间安装牢固；另外，支座本体上还设有法兰盘，能够与被测部位的背面进行安装连接，进一步保证安装的牢固性，避免或减弱气流脉动引起的测压管振动、断裂和脱落等，确保试验顺利完成。
本发明属于亚燃冲压发动机技术领域，公开了一种亚燃冲压发动机燃烧室，包括顺序设置且依次连通的：隔离段、突扩段、凹腔、等直段和尾喷管；所述隔离段、突扩段、凹腔各自的底板距离所述顶部的距离依次增大；所述支板结构内设有支板腔，所述支板结构上设有燃料流入口、高温引气流入口和多个与所述支板腔连通的喷射孔。本发明通过采用突扩段、凹腔以及支板结构的组合，使燃料与来流空气混合效果好；支板结构倾斜设置，支板结构喷出的燃料混合气在流道中的分布范围广；燃料与高温引气流在支板腔内预先接触，使燃料获得能量，方便快速参与燃烧，点火速度快；凹腔可以形成持续稳定的火焰，有助于传播和稳定火焰。
本发明涉及一种复合材料胶接结构的裂纹性能测定和优化求解方法，属于航空材料学技术研究领域，包括如下步骤：S1 : 建立裂纹扩展本构关系模型；S2：结合本构关系形式设计胶接层裂纹扩展试验；S3：利用多变量优化方法，逆向测定胶接层裂纹扩展性能参数，建立完整的界面裂纹扩展数学模型和分析方法。本发明提供的复合材料胶接结构的裂纹性能测定和优化求解方法计算精度高、速度快，建立的胶接结构界面裂纹扩展本构关系简单易用，具有广泛的实际应用价值，能够完整地展现粘结层材料的损伤开始、材料退化、裂纹产生和裂纹扩展过程。