标题：一种受均匀横向力作用的钢索挠度计算方法

摘要：本发明涉及一种受集中横向剪力作用的刚索挠度计算方法，通过对A、B两端铰支跨内受均匀横向力作用的拉伸柱梁的挠曲线方程进行简化，得出适用于无抗弯能力的钢索的挠曲线方程。本发明的一种受均匀横向力作用的钢索挠度计算方法，其计算的难度和工作量均较小，计算难度较低，仅需计算一元二次方程，工作量低，能够提高工作效率，降低错误产生的机率。

申请号：CN201610374230.3

申请日：2016/5/31

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：1.一种受均匀横向力作用的钢索挠度计算方法，其特征在于，包括
步骤一：A、B两端铰支跨内受均匀横向力作用的拉伸柱梁的挠曲线方程为
式中：
E为材料特性模量，I为截面弯曲惯性矩，q为均匀横向力，P为轴向拉力，L为柱梁长度，e为自然常数，x为距A端的距离；
步骤二：由于钢索无抗弯能力，所以EI＝0，则n→∞，那么钢索的挠曲线方程可由
得，根据(1)式得：
将(2)式整理可得：
由于0≤(L-x)≤L，所以
则根据(3)式得：

专利类型：发明申请

标题：一种飞机运动模拟方法

摘要：本发明公开了一种飞机运动模拟方法，包含以下步骤：S1, 输入飞机的初始状态参数；S2，输入飞机当前状态参数；S3，计算地轴系运动参数的导数；S4，将所述步骤S1中的初始状态参数作为积分初值；将所述步骤S3中的导数作为积分速率，进行积分，求解飞机当前四元素值、飞机体轴系当前角速度、飞机当前位置、飞机地轴系当前速度、飞机相对于地轴系速度的当前迎角、飞机相对于地轴系速度的当前侧滑角；S5，计算飞机实际空速、实际迎角和实际侧滑角；S6，将所述飞机实际空速、实际迎角、实际侧滑角送至气动力计算模块，精确模拟飞机所受的气动力和气动力矩。本发明的优点在于：以实现大气扰动对飞机飞行参数变化过程的精细模拟，使飞机运动响应更为逼真。

申请号：CN201610374361.1

申请日：2016/5/31

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：一种飞机运动模拟方法，其特征在于，包含以下步骤：S1, 输入飞机的初始状态参数，所述的初始状态参数包含飞机初始欧拉角、飞机体轴系初始角速度、飞机初始位置、飞机地轴系初始速度、飞机相对于地轴系速度的初始迎角和飞机相对于地轴系速度的初始侧滑角；S2，输入飞机当前状态参数，所述飞机当前状态参数包含飞机所受合外力的体轴系三轴分量和合外力矩的体轴系三轴分量；飞机总质量、绕飞机体轴系各轴的惯性矩和惯性积；当前飞机所处环境的风速在地轴系中的三轴分量；S3，计算地轴系运动参数的导数，计算飞机修正当前四元素值，norm=(q12+q22+q32+q42)q1＝q1/normq2＝q2/normq3＝q3/normq4＝q4/norm式中，norm为当前四元素的模值，q1、q2、q3和q4为修正后的四元素当前值；根据修正后的四元素当前值计算当前方向余弦矩阵；根据所述方向余弦矩阵计算飞机地轴系当前速度在地轴系中的三轴分量，所述分量亦为飞机当前位置的导数；计算飞机地轴系当前速度的导数；飞机相对于地轴系速度当前迎角的导数；飞机相对于地轴系速度当前侧滑角的导数；计算飞机体轴系当前角速度的导数，所述当前角速度包含当前滚转角速度、俯仰角速度和偏航角速度；计算四元素的导数；S4，将所述步骤S1中的飞机初始欧拉角转换为四元素初值，与除初始欧拉角外的其他初始状态参数一同作为积分初值；将所述步骤S3中四元素的导数、飞机体轴系滚转角速度的导数、俯仰角速度的导数、偏航角速度的导数、飞机当前位置的导数、飞机地轴系当前速度的导数、飞机相对于地轴系速度当前迎角的导数和飞机相对于地轴系速度当前侧滑角的导数作为积分速率，进行积分，求解飞机当前四元素值、飞机体轴系当前角速度、飞机当前位置、飞机地轴系当前速度、飞机相对于地轴系速度的当前迎角、飞机相对于地轴系速度的当前侧滑角；S5，计算飞机空速在地轴系的三轴分量，根据所述飞机空速在地轴系的三轴分量计算飞机空速在体轴系的三轴分量，根据所述飞机空速在体轴系的三轴分量计算飞机实际空速、实际迎角和实际侧滑角；S6，将所述飞机实际空速、实际迎角、实际侧滑角送至气动力计算模块，精确模拟飞机所受的气动力和气动力矩。

专利类型：发明申请

标题：一种飞机动力学缩比模型起落架缓冲器弹簧设计方法

摘要：本发明涉及一种飞机动力学缩比模型起落架缓冲器弹簧设计方法，包括步骤一：预估地面载荷，并计算出起落架载荷，包括前起落架载荷Fn和主起落架载荷Fm；步骤二：按预定比例将起落架缓冲器尺寸进行缩比；步骤三：将起落架缓冲器的静压曲线拟合成线性曲线；步骤四：根据预定比例确定缓冲器弹簧设计约束参数；步骤五：建立缓冲器弹簧有效参数计算公式；步骤六：迭代计算缓冲弹簧有效参数；步骤七：选取最优参数组。本发明的飞机动力学缩比模型起落架缓冲器弹簧设计方法在保证起落架缓冲器的力学性能和模型尺寸前提下，对其进行最大程度简化，对飞机动力学模型起落架缓冲器给予最真实设计，降低了设计及加工成本，满足了动力学要求和相似性要求。

申请号：CN201610374263.8

申请日：2016/5/31

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：一种飞机动力学缩比模型起落架缓冲器弹簧设计方法，其特征在于，包括步骤一：预估地面载荷，并计算出起落架载荷，包括前起落架载荷Fn和主起落架载荷Fm；步骤二：按预定比例将起落架缓冲器尺寸进行缩比；步骤三：将起落架缓冲器的静压曲线拟合成线性曲线；步骤四：根据预定比例确定缓冲器弹簧设计约束参数；步骤五：建立缓冲器弹簧有效参数计算公式；步骤六：迭代计算缓冲弹簧有效参数；步骤七：选取最优参数组。

专利类型：发明申请

标题：一种飞机飞行控制方法

摘要：本发明公开了一种飞机飞行控制方法，涉及飞行控制技术领域。所述飞机飞行控制方法包含以下步骤：S1，将手势感应装置穿戴在手上；S2，通过所述步骤S1中的手势感应装置，感应手指及手掌的运动，并将感应到的手势信息传输至飞控系统；S3，飞控系统对所述步骤S2中的感应到的手势信息进行解析，将所述手势信息对应到飞机的动作控制，控制飞机的三轴姿态角和推力。本发明的有益效果在于：本发明的飞机飞行控制方法采用手势感应装置感应手指及手掌的动作，并将感应到的手势信息传输至飞控系统，飞控系统对所述手势信息进行解析，将相应手势信息对应到飞机的动作控制，可以实现飞机三轴姿态角和推力的控制，操作方便简单，有利于飞机的飞行控制。

申请号：CN201610374424.3

申请日：2016/5/31

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：一种飞机飞行控制方法，其特征在于，包含以下步骤：S1，将手势感应装置穿戴在手上；S2，通过所述步骤S1中的手势感应装置，感应手指及手掌的运动，并将感应到的手势信息传输至飞控系统；S3，飞控系统对所述步骤S2中的感应到的手势信息进行解析，将所述手势信息对应到飞机的动作控制，控制飞机的三轴姿态角和推力。

专利类型：发明申请

标题：一种座舱温度控制系统地面实验装置

摘要：本发明公开了一种座舱温度控制系统地面实验装置，属于飞机环境控制技术领域。包括：座舱温度选择器，温度控制器，温度控制活门，空气混合器，座舱温度传感器，座舱排气活门，座舱，温度控制器模拟机，温度控制活门模拟机，座舱模拟机，构型选择器；通过构型选择器的选择，实现座舱温度控制系统全数字模拟实验、座舱温度控制系统硬件在环地面试验、座舱温度控制系统控制器在环地面试验、实现座舱温度控制系统全硬件地面联试试验的在同一平台的切换。本发明减少座舱温度控制系统地面试验费用，缩短周期，降低风险。

申请号：CN201610381629.4

申请日：2016/6/1

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：一种座舱温度控制系统地面试验装置，其特征在于，包括：座舱温度选择器(1)、温度控制器(2)、温度控制活门(3)、空气混合器(4)、座舱温度传感器(5)、座舱排气活门(6)、座舱(7)、温度控制器模拟机(8)、温度控制活门模拟机(9)、座舱模拟机(10)、构型选择器(11)，通过构型选择器(11)的选择，实现座舱温度控制系统全数字模拟实验、座舱温度控制系统硬件在环地面试验、座舱温度控制系统控制器在环地面试验、座舱温度控制系统全硬件地面联试试验在同一平台中切换；座舱温度控制系统全数字模拟试验，由座舱温度选择器(1)给出的指令值、座舱模拟机(10)通过模型计算得到的仿真值分别输入到温度控制器模拟机(8)，通过温度控制模拟器(8)计算得到温度控制活门位置指令然后输入到构型选择器(11)，通过构型选择器的选择，输入到温度控制活门模拟机(9)，改变温度控制活门模型的开度，达到座舱模拟机(10)的温度要求，从而实现座舱温度控制系统全数字模拟试验。座舱温度控制系统硬件在环地面试验，由座舱温度选择器(1)给出指令值、座舱温度传感器(5)采集值分别输入温度控制器模拟机(8)，通过温度控制模拟器(8)计算得到温度控制活门位置指令然后输入到构型选择器(11)，通过构型选择器的选择，输入到温度控制活门(3)，改变温度控制活门(3)的开度，空气进入空气混合器(4)，从而实现座舱温度控制系统硬件在环地面试验。座舱温度控制系统控制器在环地面试验，由座舱温度选择器(1)给出的指令值、座舱模拟机(10)通过模型计算得到的仿真值分别输入到温度控制器(2)，通过温度控制器(2)计算得到温度控制活门位置指令然后输入到构型选择器(11)，通过构型选择器(11)的选择，输入到温度控制活门模拟机(9)，改变温度控制活门模拟机(9)的开度，达到座舱模拟机(10)的温度要求，从而实现座舱温度控制系统控制器在环地面试验。座舱温度控制系统全硬件地面联试试验，座舱温度选择器(1)给出指令值、座舱温度传感器(5)采集值分别输入温度控制器(2)，通过温度控制(2)计算得到温度控制活门位置指令然后输入到构型选择器(11)，通过构型选择器(11)的选择，输入到温度控制活门(3)，改变温度控制活门(3)的开度，热气进入空气混合器(4)，从而实现座舱温度控制系统全硬件地面联试试验。

专利类型：发明申请