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一种飞机模型混合支撑结构，用于对飞机模型提供支撑，所述飞机模型混合支撑结构包括一个设置于风洞下壁的转动圆盘以及两根将所述飞机模型的机头分别连接于所述风洞的上壁和下壁的上张线和下张线，所述转动圆盘上固定焊接有两根支撑杆；所述支撑杆包括一个第一支臂、一个第二支臂以及一个斜撑支臂；所述第一支臂和所述第二支臂之间的夹角在100-170度之间调整变化。本实用新型的飞机模型混合支撑结构兼具有张线支撑系统和硬式支撑系统的特点，在张线支撑系统难以连接的翼尖位置采用了硬式支撑结构，而在机头位置保持了张线支撑，从而兼具了硬式支撑系统稳定性好以及张线支撑气动干扰小的优点。
环道螺桨无人机用反扭叶片；其有6个叶片成套使用，所述6个环道螺桨无人机用反扭叶片沿同一圆周均布且同时固定在环道螺桨无人机螺桨(1)上；在垂直于环道螺桨无人机用反扭叶片轴线的横截面上，最上部和最下部之间的距离即环道螺桨无人机用反扭叶片的弦长为70cm；在垂直于环道螺桨无人机螺桨(1)轴线的方向上，环道螺桨无人机用反扭叶片的长度即环道螺桨无人机用反扭叶片的展长为110cm；所述环道螺桨无人机用反扭叶片弦长与环道螺桨无人机螺桨(1)轴线之间的夹角为3-15°。本实施例结构简单，强度高，重量轻，反扭叶片工作时能平衡螺桨旋转产生的反扭矩；其节能性能好，具有较为巨大的经济价值和社会价值。
一种确定飞机转动惯量的方法，涉及飞机总体设计技术领域中的飞机重量研究方向，用于飞机初始设计阶段的重量配置，包括如下步骤：S1，确立飞机指定重量的重心变化范围；S2，在S1中的重心变化范围内确定指定重心位置；S3，确定飞机指定重心下的重量配置；S4，计算飞机在S3状态下的转动惯量。本发明提供的确定飞机转动惯量的方法通过对指定飞机重量的重心变化范围计算，得出重心计算范围，在重心计算范围内经过单一方向的数据迁移，得到高精度的指定重心最大或最小转动惯量。极大缩短了转动惯量极限状态计算周期，通过设置相应的单位移动重量，得到高精度的转动惯量计算结果，可在飞机方案设计阶段为相关专业提供有力设计支撑。
本发明涉及飞机载荷设计领域，特别是涉及一种飞机外挂气动载荷计算方法。计算方法包括如下步骤：获取飞机全机的背景网格信息；获取飞机上外挂的预定目标的嵌套网格信息；进行搜寻，当搜寻到一致的背景网格信息时，将全机的背景网格信息传播到预定目标的嵌套网格中；将飞机的全机背景网格中与嵌套网格重叠的部分挖空，并用嵌套网格部分来代替；将背景网格信息通过插值方法传递到嵌套网格的边界中；进行CFD计算，得到预定目标的气动载荷。本发明的飞机外挂气动载荷计算方法中，通过CFD网格嵌套技术解决多种类、复杂外形飞机外挂物的流动耦合计算问题，使得仅用一套网格便可以对不同挂载状态的飞机外挂物的载荷进行估算，操纵步骤简单，计算精度更高。
本发明公开了一种飞机结构中后缘条连接不分离的框梁安装方法。所述飞机结构中后缘条连接不分离的框梁安装方法包括如下步骤：步骤1：根据框梁连接处载荷确定框梁连接螺栓组件数量，连接螺栓组件包括第一螺栓组件以及第二螺栓组件；步骤2：确定框、梁连接处不可拆卸区域的宽度尺寸；步骤3：确定梁与蒙皮搭接预留的补偿尺寸；步骤4：确定蒙皮开口尺寸的面积；步骤5：通过第一螺栓组件将框与梁的不可拆卸区域固定连接；步骤6：通过第二螺栓组件将蒙皮、框、梁将除不可拆卸区域外的其他区域以可拆卸方式连接。采用这种方法，能够避免出现装配应力，提高连接强度，有效提高结构连接设计质量。
本发明公开了一种动力吊舱结构的静力试验载荷计算方法。所述动力吊舱结构的静力试验载荷计算方法包含以下步骤：S1，选取主承力结构骨架站位作为载荷计算的剖面；S2，将所述吊舱受到的气动载荷分配到S1中所述的剖面，得到气动分布；S3，将吊舱结构质量分布、装载质量分布按杠杆比原则分配到临近剖面，得到质量分布；S4，对S2、S3中计算得到的气动分布、质量分布结果进行叠加合并计算，得到合并载荷的计算结果；S5，根据所述吊舱的结构布局及连接形式建立吊舱的有限元模型，根据结构参数赋予单元属性，在吊挂点处施加约束条件；S6，对S5中所述的有限元模型施加载荷并计算。本发明的优点是：实现了对吊舱受复杂载荷的受力分析及试验载荷的计算。
本发明公开了一种基于增材制造的钛合金晶粒尺寸与疲劳强度关系分析方法。所述基于增材制造的钛合金晶粒尺寸与疲劳强度关系分析方法包括如下步骤：步骤1：制造多组晶粒尺寸不同的增材钛合金；步骤2：测量每个待测钛合金件的晶粒尺寸；步骤3：进行轴向等幅循环疲劳试验，从而得到每组待测钛合金组的应力寿命曲线；步骤4：通过应力寿命曲线，求出预定循环周次所对应的各个待测钛合金组中的待测钛合金件的疲劳强度σRi；步骤5：拟合出增材制造钛合金晶粒尺寸与疲劳强度的关系曲线。本发明的基于增材制造的钛合金晶粒尺寸与疲劳强度关系分析方法通过增材制造方法制造出不同晶粒尺寸的增材钛合金建立显微组织尺寸与疲劳强度之间的关系。
本发明公开了一种整体油箱结构连接界面密封失效试验方法。所述整体油箱结构连接界面密封失效试验方法包括如下步骤：步骤1：将整体油箱结构连接界面分解成T型试验件以及平板试验件；步骤2：制作多个T型试验件以及多个平板试验件；步骤3：将多个T型试验件分成三组；步骤4：分别为所述缝内T型测试组、填角T型测试组、缝内填角T型测试组、缝内平板测试组、填角平板测试组以及缝内填角平板测试组中的每个T型试验件以及每个平板试验件进行静力试验。本发明的整体油箱结构连接界面密封失效试验方法相对于现有技术相比，具有系统性、全面性以及简单方便的优点。
本发明涉及一种飞机整流罩与上壁板分离面的密封方法，整流罩与上壁板包裹的内部设有内侧板，所述整流罩与所述内侧板的对接处设置在所述内侧板的分离面，包括第一，上壁板与内侧板密封；第二，整流罩与上壁板整体密封。本发明的飞机结构分离面的密封设计方法，在整流罩部分的防雨密封采用常规密封方式即用密封剂加螺母紧固，上壁板与油箱之间采用橡胶板密封，同时橡胶板上涂密封剂，密封剂可以很好地起到方便拆卸的目的。本发明解决了置于整流罩与上壁板间的内侧板需要同时需要防雨密封和防油密封的前提下，整流罩下侧的防雨及上壁板下侧的油箱区的拆卸要求的问题。