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一种飞机线束质量分布数据优化方法，涉及飞机总体设计技术领域中的飞机重量研究方向，用于提升飞机线束质量分布分析精度，包括：S1，设计线束三维协调模型并计算其状态的质量分布数据；S2，线束三维协调模型进行线束实际重量计算；S3，线束实际重量与三维协调模型重量对比，得出线束实际重量与所述三维协调模型重量之间的差异；S4，线束实际重量与线束三维协调模型重量之间的差异，按照预设公式对所述三维协调模型状态的质量分布数据进行优化计算。本发明提供的飞机线束质量分布数据优化方法通过对比飞机线束工程研制状态与三维模型状态的差异，采用合理有效的数据优化方法，提升飞机线束分布分析精度，使分析数据真实反映飞机的工程试制状态。
本发明公开了一种飞机全系统ICD协同设计与配置管理方法，属于飞机设计技术领域。首先根据飞机的各研制阶段，分别建立和标识具有时间先后顺序的ICD基线；其次标识所述基线的配置管理项，生成ICD接口数据模型；最后，建立ICD数据开发库、ICD数据受控库以及ICD文档产品库，所述ICD数据开发库用于设计及存储若干个不同种类的ICD接口数据模型；ICD数据受控库，记录并存储任一所述ICD接口数据模型更新版本，ICD文档产品库，对最终版本任一ICD接口数据模型的进行发布处理。通过一种全新ICD数据开发库、受控库、ICD文档产品库的三库管理办法，解决了飞机全机各系统ICD(接口控制文件)数据源难统一、难查询、难追溯的管理问题以及协同设计问题。
本发明涉及飞机载荷设计领域，特别是涉及一种大展弦比飞机飞行载荷设计方法，解决目前大展弦比飞机载荷设计方法得到的载荷计算结果不够精细和准确的问题。大展弦比飞机飞行载荷设计方法包括如下步骤：对飞机进行机动过程仿真，获取飞行机动过程中运动参数变化的时间历程数据；确定飞机的严重载荷计算状态；步骤三、基于飞行过程中运动参数变化的时间历程数据以及所述严重载荷计算状态，计算飞机的飞行载荷。本发明的大展弦比飞机飞行载荷设计方法能够得到更精细和更准确的舱门载荷。
本发明涉及飞机气动力设计领域，特别是涉及一种针对静气动弹性分析的型架外形的设计方法，能够解决目前的型架外形导致弹性气动力特性分析结构不够精确的问题。设计方法包括如下步骤：设置一个未受载条件下的基础外形；根据基础外形建立静气动弹性计算模型，计算得到巡航外形；获取巡航外形结构有限元模型，根据巡航外形结构有限元模型进行平衡载荷反加载计算，得到型架外形；步骤四、将型架外形进行地面试验验证和弹性风洞试验验证。本发明的针对静气动弹性分析的型架外形的设计方法中，将得到的型架外形进行地面试验验证和弹性风洞试验验证，使得型架外形更能够满足弹性气动力特性分析，提高了分析的准确性、结果的合理性。
本发明涉及飞机结构有限元建模领域，特别涉及一种电子天线结构一体化层压板的有限元建模方法，以解决电子天线结构一体化层压板采用现有有限元计算方法导致计算结果准确度不高的问题。有限元建模方法包括如下步骤：将电子天线结构一体化层压板划分为层压板区域、过渡区域和天线区域；分别创建各区域的空间几何模型；对创建的空间几何模型中的几何平面和实体划分有限元网格；建立材料属性；步骤五、建立单元物理特性，完成建模。本发明的电子天线结构一体化层压板的有限元建模方法简单可靠，即节省了有限元计算分析响应时间，同时又准确模拟天线过渡区域的传力特点，提高了数值仿真计算的精确度。
本发明涉及飞机载荷设计领域，特别是涉及一种飞机内埋舱舱门载荷设计方法，解决目前内埋舱舱门的飞行载荷设计方法得到的载荷计算结果不够精细和准确的问题。飞机内埋舱舱门载荷设计方法，包括如下步骤：对飞机进行机动过程仿真，获取所述飞行机动过程中运动参数变化的时间历程数据；确定所述飞机的严重载荷计算状态；基于所述飞行过程中运动参数变化的时间历程数据以及所述严重载荷计算状态，通过CFD计算方法进行舱门载荷计算，从而得到更精细和更准确的舱门载荷。
本发明涉及飞机起落架转弯载荷计算领域，特别是涉及一种四点式飞机起落架转弯载荷计算方法，以解决现有飞机起落架载荷计算方法无法对四点式飞机起落架载荷进行精确计算的问题。计算方法包括如下步骤：构建四点式飞机在转弯状态时的垂直方向力平衡方程；构建四点式飞机在转弯状态时的俯仰力矩平衡方程；构建四点式飞机在转弯状态时的滚转力矩平衡方程；得到各起落架垂直载荷和侧向载荷；本发明的四点式飞机起落架转弯载荷计算方法，利用动态平衡方法对四点式飞机起落架载荷进行计算，计算结果更精确，能够更加真实地反映了飞机单侧、单个起落架分担的垂直载荷和侧向载荷份额。
本发明公开了一种飞机结构连接载荷错峰分流设计方法。所述飞机结构连接载荷错峰分流设计方法包括如下步骤：步骤1：确定飞机主承力结构以及飞机次承力结构之间的传载比例，从而确定主承力结构以及飞机次承力结构的单独传递的自载荷源构件处所受到的载荷值；步骤2：确定飞机次承力结构需要分担所述飞机主承力结构的载荷值，该载荷值称为分流载荷；步骤3：在飞机主承力结构与其它部件连接位置处的连接孔上设置空隙余量，该空隙余量用于将飞机主承力结构的抵消载荷传递给飞机次承力结构。
本发明涉及航空飞行控制技术领域，特别是涉及一种飞机自动改平控制方法，以解决现有飞机自动改平控制方法负过载过大、改平时间长的问题。飞机自动改平控制方法包括如下步骤：将处于飞行状态的飞机的俯仰角初始位置与水平面的夹角划分为多个预定的区间范围；分别设定在不同的区间范围内的用于将控制所述飞机的改平方式，以使得在自动改平操纵模式下，自动根据与所述飞机俯仰角所处区间相匹配的改平方式进行自动改平。本发明的飞机自动改平控制方法设计简单、结构典型，具有较强的使用能力，应用范围广，能够将飞机从任意空间位置进入改平模态，并且改平控制流程符合飞行员操作方法。
本发明涉及飞行控制系统领域，特别是涉及一种机械双余度电气四余度的迎角余度管理方法，至少解决目前迎角与飞管系统的余度不匹配问题。机械双余度电气四余度的迎角余度管理方法包括如下步骤：对传感器测量的四个电气信号与三余度飞管计算机进行余度匹配；对所述电气信号进行监控表决，得到迎角表决值。本发明的机械双余度电气四余度的迎角余度管理方法中，能够对传感器测量的四个电气信号与三余度飞管计算机进行余度匹配，再对电气信号进行监控表决，得到迎角表决值，避免误切现象发生。