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本发明公开了一种基于有人机的快速引导多无人机指令发送装置，属于航空电子自动化领域。包括：多点触控引导模块、语音引导模块、指令分类模块、指令译码器、综合任务处理器和执行机构；通过此装置进行快速指挥引导，在高决策压力下，能够显著提高飞行员操控的方便性、灵活性，提升指令输入效能，获取对抗的优势时机；本发明摆脱了传统有人机引导无人机目标拦截方式的繁琐操作，简化了飞行员的操作流程，实现了基于有人机座舱的多无人机引导指令的快速发送，引导无人机锁定目标，完成任务。在瞬息万变的任务环境态势下，节省了操作时间，争取主动权，同时能够避免飞行员在高压力下手动操作的误操作，控制风险，减轻其压力，提升任务完成效能。
本发明涉及一种飞机300kV静电放电试验方法，属于测试技术领域，特别应用于能够进行空中加油的飞机和直升机电磁兼容性测试技术领域。本发明是针对飞机在300kV静电放电的电磁环境下的安全性和系统功能正确性的验证试验，该试验方法需要300kV静电放电装置，能够模拟飞机空中加油和直升机外部吊挂或运输时产生的最大静电放电量值，考核飞机在300kV静电放电状态下各个系统的工作状况。本测试方法在屏蔽室或开阔试验场内进行，利用射频测试检查设备和视频记录设备实时监视飞机系统的试验响应。
本发明提供了一种飞机座舱盖温度测量控制方法，首先对座舱盖调试件按照第一温度曲线加温并通过调试件温度传感器控温，此时试验罩温度传感器采集第二温度曲线，再对座舱盖试验罩按照第二温度曲线加温并通过试验罩温度传感器控温，此时调试件温度传感器采集第三温度曲线，通过对第二温度曲线进行修正后重复加温，直到第三温度曲线和第一温度曲线相同，此时的第二温度曲线即为所求的第四温度曲线，通过第四温度曲线对试验件进行加温并使用试验罩温度传感器控温，可代替安装在座舱盖试验件上的试验件温度传感器进行疲劳试验过程中的温度控制，避免了粘接剂腐蚀座舱盖的有机玻璃。
本发明涉及一种基于AML方法的复合材料冲击后拉伸强度设计许用值试验方法，其包括第一阶段：通过积木式试验元件级试验阶段获取复合材料冲击后的工艺批次影响因子CBB、湿热环境影响因子CEN和冲击后拉伸强度基本值SBASE；第二阶段：通过上述阶段获得的数据计算复合材料冲击后拉伸强度设计许用值STAI?ALL。通过本发明的基于AML方法复合材料冲击后拉伸强度设计许用值试验方法所获得的复合材料冲击后拉伸设计许用值更真实，试验件数量少，试验周期短，试验成本低，获得的复合材料冲击后拉伸强度设计许用值更具工程化，为飞机复合材料结构获取冲击后拉伸强度设计许用值提供了新的可行试验方法。
本发明提供一种被动热防护结构隔热效能验证方法，包括以下步骤：安装试验装置，该装置包括隔热罩(1)、试验件(2)、热源(3)，试验件(2)一侧设置热源(3)，另一侧罩有隔热罩(1)，隔热罩(1)为内腔为中空的立方体盒状结构，并且隔热罩(1)与试验件(2)接触的一面开口设置；接通热源(3)电源为试验件(2)加温，并使试验件(2)加温到预定温度并保持该温度；到达预定温度后，实时记录隔热罩(1)内腔中的温度；当隔热罩(1)内腔中的温度到达试验温度或者保持预定温度达3小时停止试验；取下隔热罩(1)，记录试验件(2)的损伤情况。本发明将飞机飞行时的舱段试验转化为地面模拟进行的盒段试验，缩小试验规模及周期。
本发明提供了一种机翼气动载荷随动加载装置，包括载荷作动器和随动装置，机翼试验件的载荷施加点处设有可检测该载荷施加点变形角度的机翼角位移传感器，载荷作动器上设有可测量其向机翼试验件施力大小的力传感器；载荷作动器的底部固定在所述随动装置上，所述随动装置可推拉载荷作动器的底端以保持载荷作动器的轴线与所述载荷施加点处的法线重合，所述随动装置设有可测量载荷作动器的轴线相对于所述随动装置的角度变化的作动器角位移传感器，所述随动加载装置能够在未知机翼形变的情况下，采用被动方式进行载荷的随动加载，实现大展弦比长直机翼在试验过程中产生较大变形时的气动载荷大小和方向的真实模拟。
本发明涉及一种复合材料飞机机身段充压试验方法，包括准备试验件，所述试验件包括复合材料机身试验段和金属试验夹具，其中所述复合材料机身试验段进一步包括复合材料蒙皮、复合材料骨架和金属连接件，所述金属试验夹具加持在复合材料机身试验段的两端；在试验件上布置应变采集装置及位移采集装置，用于采集所述复合材料机身试验段的应变及位移；对复合材料机身试验件进行内部填充及密封工序后，进行压力检测。本发明的复合材料飞机机身段充压试验方法测量准确，可为国产大型民用飞机及新支线客机机身段充压试验提供参考，从而提升国产民机结构应用复合材料的技术水平及成熟度。
本发明涉及一种基于AML方法的复合材料填孔压缩强度设计许用值试验方法，包括第一阶段：通过积木式试验获元件级试验获取工艺批次影响因子CBB、湿热环境影响因子CEN、直径影响因子CD、宽度?直径比影响因子CW/D、拧紧力矩影响因子CTORQ、间隙影响因子CGAP、孔沉头影响因子CCSK和填孔压缩强度基本值SBASE；第二阶段：通过公式得到填孔压缩强度设计许用值SFHC?ALL。本发明与以往试验方法相比，具有试验件数量更少，试验周期更短，试验经费更少，考虑影响因子更全面，所获填孔压缩设计许用值更接近工程实际的技术特点。该发明为军、民机复合材料结构获取填孔压缩强度设计许用值提供了新的可行试验方法。
本发明涉及一种基于AML方法的复合材料填孔拉伸强度设计许用值试验方法，包括第一阶段：通过积木式试验获元件级试验获取工艺批次影响因子CBB、湿热环境影响因子CEN、拧紧力矩影响因子CTORQ、开孔直径影响因子CD、宽度?直径比影响因子CW/D、孔沉头影响因子CCSK和填孔拉伸强度基本值SBASE；第二阶段：通过公式得到填孔拉伸强度设计许用值SFHT?ALL。本发明的基于AML方法的复合材料填孔拉伸强度设计许用值试验方法与以往试验方法相比，具有试验件数量更少，试验周期更短，试验经费更少，考虑影响因子更全面，所获填孔拉伸设计许用值更接近工程实际的技术特点。该发明为军、民机复合材料结构获取填孔拉伸强度设计许用值提供了新的可行试验方法。
本发明公开了一种无人机远距航路规划方法，属于航空航天技术领域。本发明包括以下步骤：步骤一、判断无人机是否需要爬高；步骤二、确定无人机任务高度；步骤三、采用优势计算模型及利用综合优势函数确定无人机任务实施点及任务实施高度；步骤四、确定无人机爬高增速时机；充分考虑飞机隐蔽特性的前提下对无人机进行远距航路规划，安全引导无人机到最佳探测区，将任务实施的引导算法进行了优化，极大的提高了无人机的完成实施任务的自身安全性与效能，在保证自身安全的前提下规划最大优势任务实施点。