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本实用新型提供了一种变前掠双机身布局飞机，涉及一种多用途空中作战平台布局方案。本实用新型的变前掠双机身布局飞机，可实现亚声速飞行状态到超声速飞行状态的转换，变前掠双机身布局飞机包括：前中心体(1)、两个可变后掠前翼(2)、两个机身(4)、可变前掠机翼(6)及起落架。变前掠双机身布局飞机可通过变体机构实现亚声速状态到超声速状态的模态转换，变前掠、盒式翼布局的设计兼顾亚/超声速升阻比，并且可实现比常规飞机更小的焦点后移量，超声速状态两侧机身合二为一，增大长细比，纵向截面面积分布和缓，双机身和前中心体机身布局，增加了机体的装载能力，兼容动能与定向能杀伤武器。
本发明公开一种可变形Bump进气道的柔性蒙皮内嵌骨架参数确定方法，步骤如下：依据可变形Bump进气道变形前、后的两种形状，对应给出其柔性蒙皮变形范围里的两种形状，利用柔性蒙皮变形改变量确定内嵌柔性骨架中每根弹簧对应的伸长量Δi；依据可变形Bump进气道吸充气气囊内外压差ΔP，计算出柔性骨架承担的载荷，再计算出柔性骨架中任何一根弹簧承受的载荷Pi；根据步骤1获得的每根弹簧伸长量Δi以及步骤2获得的每根弹簧承受的载荷Pi，结合柔性蒙皮内嵌骨架的结构形式及其对应的计算公式，确定柔性骨架中的每根弹簧的相关参数本申请的方法可在实现可变形Bump进气道功能的同时，消除现有的刚性DSI进气道的进发匹配的局限性，扩大进发匹配亚超速域范围。
本发明公开了一种机载1394b总线信号传输完整性测试与评估方法，属于机载总线测试技术领域。包括以下步骤：步骤一、根据不同的机型尺寸和接口位置，确定转接线束的长度及线束衰减系数；步骤二、理论计算选择的转接线束的最小测试电平；步骤三、实测转接线束的最小测试电平；步骤四、根据机上被测线束的长度、接口形式以及转接线束的最小测试电平，计算出整个成品被测线束的最小测试电平的理论值；步骤五、在步骤三计算出的整个成品被测线束的最小测试电平的理论值附加40‑60mv，且总值不超过总线信号质量测试仪器的门限值；步骤六、完整成品被测线束进行机上测试；本发明可减小返工的工时和费用，减少线束的经济损失，降低测试成本，提高工作效率。
本发明公开了一种适用于多钉连接试件的疲劳寿命校准方法，属于飞机强度设计技术领域。步骤一、以3钉连接件中值寿命与试验载荷谱为基础，采用应力严重系数法进行寿命计算，不断调整实际疲劳极限C值，使得计算寿命与试验寿命相同，得到校准值；步骤二、按照材料疲劳极限随应力集中系数的变化关系，计算得到3钉试件的理论疲劳极限值，并获得3钉理论疲劳极限值与步骤一中的疲劳极限校准值的修正系数K；步骤三、结合2钉和4钉的理论疲劳极限值及修正系数K, 分别获得2钉和4钉的疲劳极限校准值。在使用应力严重系数法对连接结构进行疲劳寿命预测时，本发明可在改变连接试件钉数的情况下，仍保证计算所得的多钉连接试件的疲劳寿命具有较高的精度。
本发明公开了一种座舱盖疲劳试验中温度控制方法，属于座舱盖疲劳试验技术领域。包括以下步骤：步骤一、布置温度传感器及流速仪；步骤二、设定第二温度传感器(12)的位置作为控制点及控制点的温度与载荷谱温度关系：步骤三、按照步骤二设定的控制点的温度与载荷谱温度关系式进行加载，获取试验件表面的最高温度点P以及加载时间内P点的所有时刻温度；步骤四、将P点所有时刻温度与温度载荷谱进行对比，是否满足试验误差要求；步骤五、将修正后的映射关系f代入控制点的温度与载荷谱温度关系式中进行迭代运算，直至满足试验误差要求。本发明只需在调试入口温度与最高温度点的温度关系，进行几次迭代修正即可，原理明晰，操作简单。
本发明公开了一种热载联合试验装置。所述热载联合试验装置包括承力墙、线性模组、导流罩、隔热板、辐射加热系统、加载系统、第一温度传感器、第二温度传感器、温度控制系统；其中，所述辐射加热系统设置在所述线性模组上，所述辐射加热系统用于为所述试验件加热；所述温度控制系统与所述试验件连接，用于控制所述试验件边界区域的温度；所述线性模组能够相对所述承力墙运动，从而改变辐射加热系统与试验件加温区域的垂直方向距离。本申请的热载联合试验装置通过线性模组的运动从而能够根据需要改变试验件表面温度场分布，提高了辐射加热系统的加热能力，提高了整个试验的效率。
本发明提供一种飞机前起落架外筒悬挂接头牵引起飞静力试验方法，步骤如下：根据外筒悬挂接头承载情况，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；制作外筒悬挂接头的样件，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，则认定外筒悬挂接头通过静力试验。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。
本发明提供一种飞机前起落架外筒撑杆接头静力试验夹具，包括台架、作动筒、连接组件、外筒撑杆接头组件，台架为矩形框架；作动筒挂装于台架顶部梁条上；连接组件包括与作动筒支座对接的双耳作动筒连接支座、与作动筒连接支座双耳铰接的加载杠杆、一端与加载杠杆铰接另一端固连于台架侧边梁条上的连接支座、一端与加载杠杆中间位置铰接的撑杆接头拉片；外筒撑杆接头组件包括固连于台架两梁条转接处的撑杆接头支座，以及通过销轴套装于撑杆接头支座上的外筒撑杆接头，其中外筒撑杆接头通过其上的双耳片与撑杆接头拉片另一端铰接。本发明所提供的试验夹具，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。
本发明涉及飞行器振动测试，特别涉及一种超高温环境下振动特性测试系统，包括：试验件；加热件，用于对试验件进行加热；加速度传感器，固定在试验件表面；传感器冷却外罩，固定在试验件上表面，加速度传感器位于第一内腔中；力传感器，位于试验件竖直下方；激振杆，固定设置在试验件与力传感器之间；激振器，固定在力传感器底部；隔热板，水平设置在试验件与力传感器之间；冷却装置，用于对第一内腔中以及激振杆的温度进行调节；处理器，用于接收并处理加速度传感器和力传感器的传递的信息。本发明超高温环境下振动特性测试系统，能够自动调节传感器环境的温度，从而保持传感器始终工作在设定的温度区间内，保证传感器安全和测量数据的准确性。
本发明涉及一种活动关节承压接头，其包括：球头棒，所述球头棒具有一圆柱部及与圆柱部一体式的圆球部；过渡盘，所述过渡盘包括具有一定厚度的承压盘，承压盘边缘设有外螺纹，所述承压盘一面设有按一定规则排布的球型槽，所述承压盘另一面设有沿所述承压盘轴线方向延伸且远离所述承压盘的承压筒，所述承压筒内具有与所述圆球部相配合的圆球孔；底盘，所述底盘包括固定边及与所述固定边一体式的保持架，所述固定边设有与所述承压盘边缘的外螺纹相匹配的内螺纹，以及所述保持架设有多个圆孔；承压珠，所示承压珠设置于所述球型槽和圆孔中，且所述承压珠超出所述保持架远离固定边的平面。本发明可用于压向载荷准确传递。