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本发明提供一种飞机寿命周期重量特性实时监控方法，涉及飞机总体设计领域的重量设计，包括：S1, 数据分类，将同批次的飞机重量特性数据按功能系统进行分类，得到重量特性数据基础；S2, 对不同飞机研制阶段的重量设计更改信息进行采集、分类，得到分类重量特性信息；S3, 针对各批架次飞机，根据S1中的重量特性数据基础及S2中的分类信息进行全机重量特性分析。使用本发明提供的飞机寿命周期重量特性实时监控方法降低了计算误差，节约了成本，克服了现有技术中飞机研制过程大量的设计更改和状态变更的困难，通过计算、分析设计更改对不同批架次的飞机的重量特性的影响实现了重量管理、控制的关键。
本发明公开了一种钣金制件工艺余量重量计算方法。所述钣金制件工艺余量重量计算方法包括如下步骤：步骤1：将多个带有工艺余量轮廓线的待测零件的三维模型集合成一个族群；步骤2：批量提取所述步骤1中的族群中的待测零件的工艺余量参数；步骤3：通过重量计算公式进行重量计算，从而得到各个所述待测零件的工艺余量部分的重量。本发明的汽车训练模拟器提供了一种钣金制件工艺余量重量计算方法，从而能够得到真实的钣金制件的工艺余量重量，且该方法具有通用性，能够适用于不同的钣金制件。
本发明公开了一种产品FMECA报告分析决策辅助方法，属于数据科学和装备制造领域。首先提取试验产品FMECA报告中的特征元素，并构建词汇特征集合，对所述词汇特征集合进行分类，构建实体知识库与故障特征库；之后，对需要分析的产品FMECA报告，抽取命名实体，并与所述实体知识库中的实体进行比对；若比对结果少于阈值，则调用所述实体知识库进行产品故障分析，若比对结果大于阈值，则将该命名实体加入实体知识库及故障特征库，其中，对于命名实体存在异常的，通知用户确认或修改；最后，绘制产品故障影响拓扑图。本发明基于文本挖掘技术，对品FMECA报告进行分析决策辅助，提高了分析的准确性，方便用户进行决策。
一种飞机功能试验控制台，涉及飞机试验装置的结构设计技术领域，用于模拟考核飞机的起落架、起落架舱门、进气道防护网和减速板的疲劳寿命，包括串联的联锁保护电路与自动收放控制电路，其中，联锁保护电路用于保护试验中已选择的试验电路；自动收放控制电路，用于控制试验中的起落架、起落架舱门、进气道防护网、减速板的自动收放、自动计数、收放速度调整。本发明提供的飞机功能试验控制台能够自动操纵飞机的起落架、起落架舱门、进气道防护网和减速板完成收放动作，而且能够自动记录完成次数，具备可靠的联锁保护机制，确保了飞机和试验人员的安全。
本发明公开了一种登机门操纵机构可靠性试验自动控制方法及装置，属于航空工程技术领域。所述方法包括首先用登机门上关节点的运动替换所述登机门的整体运动；其次，计算所述关节点的运行轨迹；根据所述各关节点的运行轨迹给出所述各关节点同一时刻的运动指令；启动驱动装置驱动各关节点的运动；最后按照时间顺序，重复上述过程，完成操纵登机门进行开、关门运动，直至完成所述登机门操纵机构可靠性试验，其中，所述关节点包括手柄轴、铰链活动轴以及铰链固定轴，驱动手柄轴的驱动装置与驱动其它关节点的装置同步运动。根据上述方法提供了一套适配的装置，采用了自动控制，解决了试验人员手工操作的重复工作。
一种提升增材钛合金材料疲劳性能的方法，涉及飞机结构件制造技术，将超声波搅拌技术与增材技术结合，获得组织细密均匀的增材钛合金材料，并设计开展疲劳试验，验证显微组织细密度对于疲劳性能的增强作用。通过合理选取超声波功率和作用温度，可以制造出晶粒度与锻造钛合金晶粒度接近的材料，其疲劳性能能够达到锻造钛合金的水平，进而提升增材制造钛合金材料的疲劳性能。本发明提供的提升增材钛合金材料疲劳性能的方法从根本上解决了增材钛合金晶粒粗大疲劳性能差的问题；获得疲劳性能优异的增材钛合金，可以直接应用于工业设计；同样可以推广至其他的增材制造金属材料制件。
本发明公开了一种低速风洞颤振试验模型防护线结扣系法。所述低速风洞颤振试验模型防护线结扣系法包括如下步骤：步骤1：确定防护线的结扣位置以及连接点位置；步骤2：使防护线形成第一段以及第二段；步骤3：第一段与第二段相互叠绕，从而使第一段与第二段通过叠绕的方式形成结扣，该结扣位于结扣位置处；结扣具有一个圆环以及一个分水线，分水线叠设在圆环上，分水线在圆环的投影上将圆环分割成第一半环以及第二半环，第二段穿过第一半环、并跨过分水线，从而自第二半环伸出。采用该系法，所系防护线通过绳结中线绳互相压扣和摩擦使得绳结位置不窜动，拉得越紧摩擦力越大；防护线松开时解扣方便，易于调整防护线长度以适应模型平衡位置的改变。
本发明公开了一种颤振风洞试验外挂物模型系统激励方法，涉及颤振风洞试验技术领域。所述颤振风洞试验外挂物模型系统激励方法包含以下步骤：S1，在颤振风洞试验外挂物模型系统中设置扰流片；S2，通过推动扰流片，使扰流片吸收来流风能并转化为外挂物的动能，使外挂物系统发生侧向激励或偏航激励。一种颤振风洞试验外挂物模型系统激励装置包含，外挂物，扰流片，扰流片设置在外挂物的侧面，扰流片接收来流风能并转化为外挂物的动能；扰流系统，扰流系统用于控制扰流片的运动。本发明的有益效果：外挂物上设置有扰流片，通过控制扰流片的运动，使扰流片吸收来流风能并转化为外挂物的动能，产生激励作用，使外挂物系统发生侧向激励或偏航激励。
本发明提供一种飞行器进气道静力试验吸力载荷加载装置, 属于航空结构静力试验设计领域，用于控制飞行器进气道静力试验吸力载荷的大小，包括：真空泵，作为飞行器进气道静力试验的主吸力装置；真空罐组；冲压台，导管连接进气道、真空泵、真空罐组；第一控制阀门，控制真空罐组对进气道的吸气量；第二控制阀门，控制真空泵对真空罐组的吸气量；第三控制阀门，控制真空罐组的吸气量以及出气量。本发明提供的飞行器进气道静力试验吸力载荷加载装置通过在试验设备中增加真空罐，利用真空罐的真空空间，间接提高试验设备的吸力能力，增补真空泵的性能，使试验设备满足更高的试验要求。
本发明涉及飞机强度试验领域，特别是涉及一种飞机机尾罩测温试验装置，以解决通过目前的计算方法得到的温度场不准确的问题。飞机机尾罩测温试验装置包括：升降台，固定在水平安装面上；龙门架，固定设置在升降台上；发动机，固定安装在所述龙门架上，用于受控地模拟飞机实际飞行过程中的各种指定工作状态；模拟试验件，用于模拟真实的机尾结构，固定设置在所述龙门架上，且位于发动机尾部预定位置处；多个热电偶，均匀分布设置在模拟试验件的外表面，用于实时采集所述模拟试验件的外表面的温度数据。本发明的试验装置通过试验获取比较准确的温度分布情况，从而解决数值仿真分析结果不准确的问题，可以降低飞机研制风险，具有很好的工程适用性。