摘要：本发明属于飞机设计技术，涉及对飞机后缘襟翼收放机构的改进。它包括机翼后梁和襟翼前缘桁条，其特征在于，由分别与机翼后梁和襟翼前缘桁条连接的外摇臂组件[1]、展向约束摇臂组件[2]和内摇臂组件[3]构成飞机后缘襟翼收放机构。本发明的整流罩尺寸小，结构简单，重量轻，空间利用率高，能满足襟翼气动效率要求。本发明将收放机构在收起位置时所占的机翼展向空间转化为在放下位置时襟翼的弦向位移，有效地解决了因襟翼收放机构整流罩尺寸过大而导致的飞机性能降低的问题。

摘要：本发明属于飞机机翼设计技术，涉及对现有飞机前缘缝翼剖面曲线设计方法的改进。其特征在于，采用直线、圆弧、二次曲线的组合来完成缝翼剖面曲线的设计，设计的步骤如下：二次曲线的定义方式；定义机翼剖面曲线；定义前缘缝翼剖面曲线；确定缝翼外剖面曲线[1]和缝翼内剖面曲线[2]的起点A的位置；确定缝翼内剖面曲线[2]终点D的位置；确定缝翼内剖面曲线[2]；确定固定翼前缘剖面曲线[3]起点E；确定固定翼前缘剖面曲线[3]；确定缝翼外剖面曲线[1]终点B的位置。本发明大大提高了设计效率，改进了缝翼内型和固定翼外形曲面曲率的连续性，提高了缝翼剖面和曲面的设计质量，进而使缝翼的气动效率得以充分发挥，保证了缝道沿展向的间隙和展向分布规律，提高了前缘缝翼的增升效果。

摘要：本发明属于测量领域，涉及一种气体浓度测试装置及测试方法。测试装置由采样口、干燥过滤器、红外光源、气体探测室、干涉滤光片、红外探测器、抽气泵、信号放大器及数据处理器组成，采样口与干燥过滤器相接，干燥过滤器接于气体探测室，气体探测室与红外光源、干涉滤光片、红外探测器、抽气泵相接，红外探测器与信号放大器相接，信号放大器与数据处理器连接。本发明采用双光路非色散红外吸收气体分析技术，可完全避免干扰气体对监测气体的干扰；不存在诸如电化学气体传感分析技术，在气体浓度超过极限时的“中毒”现象。

摘要：本发明属于飞机疲劳损伤容限试验技术，涉及一种飞机外翼下壁板损伤容限试验方法。本发明的方法是(一)制做试验件，(二)试验实施，(三)有限元计算。本发明在试验件设计上，考虑试验室和工艺条件，利用简单结构的试验件反映下壁板复杂结构，既保证了传力路线和结构特点的真实性，又有利于试验的易实施性；在预制裂纹时，既考虑单一部位损伤的情形，又考虑多部位损伤情形，有利于下壁板广布损伤的研究；利用有限元软件进行对比分析，采用有限元软件计算了综合修正因子随裂纹扩展变化曲线，并对比分析了凸台的影响，结合试验结果对方法进行了完善，给出了有限元方法的修正系数，为该部位的损伤容限分析提供了技术支持。

摘要：本发明属于机械结构设计，涉及一种舱门拉杆式开锁机构。本发明的外筒套接在内筒外，外筒内壁下部开有滚珠槽，内筒下部与外筒的滚珠槽相对应的位置开有滚珠孔；内筒的下部置有内筒塞子，内筒塞子的上部与内筒间装有弹簧，内筒塞子下端有两个对称分布的滚珠球槽，两个滚珠对称卡在内筒的滚珠孔与外筒的滚珠槽内，内筒的下端安装有堵盖，销针穿过防尘盖的中心孔顶在内筒塞子下端，销针连接轴与堵盖之间套接压簧，手柄的转轴铰接在外筒上，手柄的一个端头与销针铰接。本发明舱门地面开锁机构使得地面维护简单、快捷、安全、易操作，并提高了重要零部件的可靠性。为地勤人员和维修工的检查工作提供便捷的拆卸和安装。

摘要：本发明属于驾驶舱通风窗设计，涉及一种多功能抗鸟撞通风窗。手柄上设置锁键与锁舌，锁键与锁舌一端贴合，锁舌上表面与扭簧贴合，锁舌的另一端与锁盘上的锁孔贴合；手柄与前下锁钩固连，前下锁钩外端与锁柱贴合，前下锁钩的中间点与后下锁钩的中间点通过连杆组件连接，前下锁钩的内端与滚轮组件连接，滚轮组件卡入下滑轨内，后下锁钩转轴与摇臂通过扭力管连接，后下锁钩外端与锁柱贴合，后下锁钩的内端与滚轮组件固连，滚轮组件卡入下滑轨内，后上摇臂与摇臂通过连杆组件连接，后上锁钩内端与上滚轮组件固连，上滚轮组件卡入上滑轨内。本发明将手柄中增加一套机构，在通风窗抗鸟撞基础上增加了机外开锁功能，使机构更加安全可靠。

摘要：本发明涉及一种内腔式几何量测量方法，本发明工字形滑轨(3)悬空安装在截面为长方形的内腔(1)内，并可在内腔(1)内运动。为了验证工字形滑轨(3)没有与内腔内壁相接摩擦，确保飞行安全，需要对滑轨与内腔(1)之间的间隙进行测量。本发明把内窥镜探测头(6)和平直刚性导引杆(7)经由内腔(1)上的通孔(2)伸入到内腔(1)内。然后利用探测头(6)对导引杆(7)及工字形滑轨(3)以及测量对象进行拍照并分析相互比例关系。最后根据已知的工字形滑轨尺寸以及与测量对象的比例关系计算工字形滑轨(3)到内腔壁的距离。该方法能方便测量封闭空间内的工字形滑轨(3)与内腔壁间的距离，能验证二者之间是否发生接触，从而确保飞行安全，具有较强的实际应用价值。

摘要：本发明属于试验技术领域，涉及一种用于高温空气活门试验的高温空气活门寿命试验台。包括气源、流量调节、电加热器组、被试高温空气活门台位、压力调节和温度调节，在流量调节与电加热器组之间加装换热器，气流经流量调节后，先进入换热器冷边入口，再从换热器的冷边出口进入电加热器组的入口，电加热器组的出口的热气流经被试高温空气活门后，到达换热器热边入口，从换热器热边出口再到达压力调节。本发明取消了原系统中的水冷换热器，利用试验活门出口的高温气流通过换热器预热进入电加热器的常温气流，将进入电加热器的常温气流预热后再进入电加热器组，从而降低了电加热功耗，使电加热耗能降低30％～80％。

摘要：本发明属于“发动机试验设备和试验技术”领域。涉及一种飞机发动机动态仿真试验台。飞机发动机动态仿真试验台由接口定义50针、左右发全权限数字电子控制器、发动机电气控制单元、发动机振动检测仪、试验件及测控系统组成。测控系统包括模拟/离散输入接口卡、内嵌发动机仿真模型的测控软件、传感器模拟单元及输出接口卡。本发明的优点是功能完整，智能化高、响应时间快，在没有真实发动机的情况下，通过发动机仿真模型、电子模拟技术及动态仿真技术，准确模拟飞机整个飞行包线内动力装置系统的动态和稳态工作过程及故障监测结果。本发明也可用于飞机整机系统的动力装置综合控制系统的试验研究及机载试验件的功能研究。

摘要：本发明属于飞机疲劳损伤容限试验技术，涉及一种飞机整体翼梁损伤容限试验方法。(一)选择整体翼梁中载荷大的部位做为试验件考核段；(二)依照考核段生产两件相同的试验件；(三)将两件试验件背靠背相距20～30mm且上、下各加一块蒙皮，蒙皮与上、下梁缘条连接，构成一个盒段；(四)将组合完成的试验盒段根部固定在承力墙上；(五)在试验件的一端施加集中载荷模拟试验段梁的弯矩和梁腹板的剪力，不考虑蒙皮剪流的影响；(六)用有限元方法对试验件进行损伤容限分析并与试验结果对比。本发明解决了目前飞机整体翼梁结构裂纹扩展和剩余强度缺乏理论依据的难题，试验件设计采用背靠背2件试验件同时进行试验的方法，消除了单梁扭曲现象。