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本发明涉及一种飞翼布局飞机起落架缓冲器结构行程设计值确定方法，属于飞机起落架设计技术领域，其包括：第一：建立飞翼布局飞机起落架结构行程S与飞机下沉速度Vy的关系式：第二：建立飞翼布局飞机设计着陆下沉速度Vy的计算公式：第三：根据第一和第二中建立的关系式，得到飞机起落架结构行程S与飞机下沉速度Vy的计算公式。本发明的行程设计值确定方法仅利用飞翼布局飞机初始设计阶段总体研制方案已经确定的少量设计参数，计算方法简捷，计算原理明晰，可快速得出飞翼布局飞机起落架结构行程设计值。
本发明公开了一种二维网状柔性结构参数的确定方法，步骤如下：建立由四根一维扁弹簧状结构和四个环状结构两者间隔且首尾相连的基本单元模型；建立由基本单元模型和一维扁弹簧状结构组合而成的网状柔性结构模型，该网状柔性结构模型沿横向间隔连接M个基本单元模型和(M‑1)个一维扁弹簧状结构，沿纵向连接N个基本单元模型和(N‑1)个一维扁弹簧状结构；根据一维扁弹簧状结构的各个参数，推导出一维扁弹簧状结构受载时变形率与各个参数的函数关系式；根据上一步推导出基本单元模型的变形量与所加载荷及各个参数之间的函数关系式；根据上两步推导出网状柔性结构模型的变形量与所加载荷及各个参数之间的函数关系式。
本发明涉及一种电路板材料产品寿命预测方法，属于电路电子技术领域，其包括：第一：确定电路板产品的失效部位及失效方式，失效部位及失效方式分别为电磁继电器接由于外部水汽渗入引起的触点氧化接触失效、插接件管脚由于弹性范围内的高应力疲劳及集成电路的金属化学腐蚀；第二：建立上述失效部位及失效方式的数学模型并计算得到失效部位的寿命；第三：比较上述寿命，以最小薄弱原理取最小寿命为电路板产品的寿命。本发明的电路板材料产品寿命预测方法通过引入电路板失效的常见故障形式，对故障形式进行建立数学模型，可准确预测到电路板产品的寿命。
本发明公开了一种热防护系统隔热性能试验装置。所述热防护系统隔热性能试验装置包括保温箱组件、支持系统、加热系统、风冷系统、水冷系统、控制系统、测量系统、温度传感器组；其中，温度传感器组设置在保温箱组件内，保温箱组件设置在所述热防护系统试验件的冷面上；热防护系统试验件设置在所述支持系统上；加热系统设置在所述支持系统上，所述加热系统用于为所述保温箱组件加热；风冷系统与所述温度传感器组连接，用于为保温箱组件降温；水冷系统与支持系统和加热系统连接，用于为支持系统和加热系统降温。本申请的热防护系统隔热性能试验装置采用半封闭式试验装置，实现飞机热防护系统的隔热性能试验。能够解决现有技术中的问题。
本发明涉及材料静力、疲劳试验领域，特别涉及一种用于试验机板型试件的对中夹具，包括：平行设置的上、下定位杆；中间杆；滑动套设在中间杆上的上、下套筒；两个上夹头和两个下夹头，分别滑动设置在上定位杆的底面以及下定位杆的顶面；两根上支臂和两根下支臂，连接夹头与套筒；两个夹头滑块，滑动设置在上定位杆的顶面或下定位杆的底面，固定夹持在对应侧的试验机夹头的两侧。本发明的用于试验机板型试件的对中夹具，每个套筒连接的是等长的支臂，移动套筒时左右两个支臂同时移动且距离相同，保证了夹持试件时试件中心与夹具中心对正，从而保证了试件中心与试验机中心对正，安装时简单方便，省时省力，不依赖操作人员的技术和经验。
本发明提供一种飞机前起落架外筒撑杆接头牵引起飞静力试验方法，步骤如下：根据外筒撑杆接头承载情况，确定其关键受力部位及应变片贴片位置；检测应变片，保证加载测量时应变片存活率95％以上；制作外筒撑杆接头的样件，并将样件安装在夹具上施加载荷；加载试验分为预试和正式试验，预试按照5％限制载荷逐级加载至60％限制载荷，正式试验包括一次100％限制载荷试验和一次150％极限载荷试验，前者按照5％限制载荷逐级加载，后者前100％限制载荷按照5％限制载荷逐级加载后50％限制载荷按照2％限制载荷逐级加载，以上步骤样件未破坏，则认定外筒撑杆接头通过静力试验。本发明所提供的静力试验方法，通过测试试验件，提前验证局部结构的疲劳性能和寿命，降低研制成本。
本发明一种风挡与座舱盖同台试验流场温度控制系统，属于飞机风挡及座舱盖疲劳试验技术领域，试验罩设置在风挡及座舱盖远离试验台的一侧且形成气流涵道，气流涵道靠近风挡的一端引入热交换气流；试验罩由风挡试验罩及座舱盖试验罩组成，风挡试验罩为单层试验罩，座舱盖试验罩设置为双层试验罩，上下两层试验罩之间形成分流涵道；分流涵道与气流涵道连接处设置有调整片，控制系统采集座舱盖及风挡表面温度并计算调整片的开度及热交换气流的温度；通过电动机构控制调整片的开度大小，改变分流涵道的流通面积；通过改变热流气源的加热器功率，调节热交换气流的温度。本发明实现了同台试验的风挡与座舱盖不同表面温度的精度控制。
本发明提供一种飞机前起落架外筒悬挂接头静力试验夹具，包括台架、外筒悬挂接头组件、连接组件、斜撑杆组件及两作动筒，台架为长方体框架，通过垫板放置于水平面上，在该台架上设置一对小梁，并在该对小梁内部嵌接第二辅助梁，在该对小梁上部搭接供多层固定板组件放置的第一辅助梁，固定板上设置外筒悬挂接头，该外筒悬挂接头分别与设置于垫板上的作动筒、插接于加载杠杆中的加载点引出耳片、及安装于第二辅助梁上的斜撑杆组件铰接，其中加载杠杆一端通过XY向小接头与挂装于台架上的作动筒铰接，另一端与设置在小梁上的拉片相连接。本发明所提供的夹具，能够真实反应试验件在起落架上的连接情况和受载状态且能够承受大载荷下的静力和疲劳试验。
本发明涉及飞机装机系统低载荷疲劳试验领域，特别涉及一种飞机装机系统低载疲劳试验系统，包括：装机系统试验件；载荷配重，其重量配重成疲劳试验载荷谱中的最大值；限位装置，用于对载荷配重在水平方向的位移进行限制；弹簧，其底端固定连接至载荷配重的顶端；滑轮，弹簧的顶端通过一根拉线连接至装机系统试验件的一端，且通过拉线与滑轮的配合实现垂直换向；凸轮，设置在载荷配重的底部，旋转周期内具有一个最大直径和一个最小直径。本发明的飞机装机系统低载疲劳试验系统，试验载荷的施加不会受到超载和冲击的影响，有效的保障了疲劳试验的安全性和有效性，提高了试验效率，节省了试验成本。
本发明涉及一种内埋式嫁接物品分离轨迹捕获方法，其包括：第一，根据CFD仿真方法计算内埋物品的模拟分离轨迹，并确定出舱前风洞试验设定时间点的物品位置及姿态；第二步，将物品舱后缘与物品尾支杆干涉的部分整体挖除，保证物品尾支杆不受任何干涉；第三步，设计与试验时间步数相应套数的前缘挡板及上缘盖板，各套均掏出与物品尾支杆相应时间步位置匹配且大的孔；第四步，物品出舱前，针对不同时间步，单点测量物品气动力，再进行六自由度解算获得轨迹，且每步安装相应的前缘挡板及上缘盖板防止泄压；第五步，物品出舱后，嫁接出舱前的轨迹，获得最终分离轨迹。本发明的轨迹捕获方法规避了试验结果的不确定性隐患，提高了试验结果的准确性。