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本发明属于空气电加热设备，涉及一种高温空气不锈钢管电加热 器。电加热器包括不锈钢加热管、固定隔板和加热器热端外壳，在固定 隔板上均匀布置气流孔，固定隔板的外侧设置一个导流罩，导流罩为圆 锥体，圆锥体底部包围固定隔板上所有气流孔或不锈钢加热管并焊接在 固定隔板上，导流罩的顶部与电加热器热端出口法兰盘焊接固定，导流 罩与加热器热端外壳形成非气密隔离腔。本发明使得加热效率从85％左 右提高到95％左右，使得气流从常温加热到最高温度的时间从大约5分 钟缩短到2分钟左右。电加热器的最高加热温度从600℃左右提高到800 ℃左右。加热器热端出口外壳温度从500℃左右大幅度降低到280℃左 右。
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。
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。
本发明属航空技术领域，涉及一种飞机机翼油箱不可放出燃油量的 标定方法。根据油箱数模计算出不可用燃油量，将不可用燃油量的10 倍作为加油量的理论值。将这些燃油分成几份，50％燃油按常规从重力 加油口加入，并不断转动加油，以使油箱底部全部过油；另50％燃油按 此方法加油：打开油箱最高端的维护口盖，通过软管将称重的燃油从长 桁与肋的通过孔分别加入各长桁隔间，以使每个隔间内的油箱底部全部 过油。再分别打开所有放沉淀阀，将油箱中的燃油排放到集油容器中， 并称重计量。加入的油量减去放出的油量即为油箱不可放出燃油量。本 发明以较小的加油量、在较短的时间内实现内部结构复杂的飞机机翼油 箱不可放出燃油量的标定。
一种翼面试验模型保护装置，其由两块对称设置在翼面加强肋(1)两侧的 加固板(4)和紧固加固板的若干螺栓(2)和螺母组成。所述加固板(4)中心 具有一可供翼面主梁(3)穿过的通孔，所述加固板(4)四周对称设置若干螺孔， 所述加固板(4)的螺孔与翼面加强肋上的螺孔相互对应，所述螺栓(2)穿过加 固板(4)及翼面加强肋(1)上的螺孔，并由螺母锁紧固定。其中，所述加固板 (4)重量为翼面重量的5％到25％。本发明翼面试验模型保护装置能有效地减少 翼面试验模型木质框段内加强肋在风洞试验中受到的损坏，提高了翼面试验模型 的安全性，降低试验成本，同时结构简单，安装方便，性能可靠，具有广泛的实 用性和较大的使用价值。
本发明属于液压技术，涉及对液控阀的改进。它包括壳体、阀芯[7] 和弹簧[6]，其特征在于，在控制腔[1d]内安装着由换向组件[11]、滑动 卡套[12]和换向弹簧[13]组成的换向机构；滑动卡套[12]位于第一环形 凸台[1a]的内孔中，换向弹簧[13]位于滑动卡套[12]的内腔中，换向组 件[11]安装在控制腔[1d]内与控制腔[1d]正交的换向组件安装孔中，换 向叉[15]右换向臂的端头插在滑动卡套[12]左端面中心的圆锥槽内，换 向叉[15]左换向臂的端头插在左端盖[2]内端面中心的圆锥槽内；第二控 制油嘴[17]与换向组件安装孔同轴连通。本发明实现了对液控阀的两路 控制，满足了需要对液控阀实行两路控制的油路的需要，降低系统的复 杂程度、体积和成本。
本实用新型属于计算机信号传输技术，涉及一种用于远程传输的串 行信号转换电路。它由芯片MAX485、MAX232、电阻R1和R2组成；RS-485 串行信号的两个接收和发送端A、B分别与芯片MAX485的高电平输入端H 和低电平输入端L连接，电阻R1连接在上述两个输入端之间；MAX485的RE 和DE端短接后与电阻R2的一端连接，并与MAX232的第二接收输出端R2OUT 连接，R2的另一端接地。芯片MAX232的发送输出端T1OUT与RS-232串行 信号的接收端RXD连接，芯片MAX232的第一接收输入端R1IN与RS-232 串行信号的发送端TXD连接，芯片MAX232第二接收输入端R2IN与RS- 232串行信号的发送数据请求端RTS连接。本实用新型能满足串口信号室 外远距离、高质量传输的要求，电路结构简单，成本低。
本实用新型属于自动化测量技术，涉及对信号调理器的改进。 包括机箱、电源[3]、信号调理电路[1]、传感器连接接插件[2]和背 板总线接插件[4]，其特征在于，所说的电源[3]是多路输出电源， 所说的传感器连接插件[2]为7芯接插件，有与信号调理电路[1]数 量相同的两芯测量信号接插件[5]，它与信号调理电路[1]的输出端 连接。本实用新型能向不同种类传感器提供激励电源，兼容多种类型 传感器，具有信号输出备份接口，提高了对各类传感器的适应性，兼 顾了分析仪器和数据采集系统同时使用信号调理电路输出端的要 求。
本实用新型属于结构设计领域，涉及一种飞机前缘缝翼密封结构。密 封结构由一对密封肋，密封型材组成，两个密封肋分别固定在两段前缘 缝翼端部，密封型材为哑铃状，密封型材的两头分别插入两个密封肋中 并用螺栓固定，两个密封肋分别用紧固件固定在缝翼I段和缝翼II段上。 本实用新型的优点是：本实用新型采用密封型材和密封肋相配合的方式， 可对相邻两段缝翼的同步性进行密封补偿，即使产生偏差，仍能保证飞 机缝翼外形光顺连续，仅在两端各连接1个紧固件，便于密封型材安装 和拆卸，大大缩短维修时间。
本实用新型用于全封闭液体系统，涉及对现有全封闭液体循环系统 补偿器的改进。本实用新型包括箱体、放液开关、液位观察装置、液位 测量装置，箱体为腔体，箱体的上部装有液位测量装置、加液口、安全 活门和防真空活门，箱体的下部装有放液开关及与外部连接的连接口， 液位观察装置置于箱体的一侧。本实用新型安装在整个液体系统的最高 点，下部连接口和系统连接，在运行过程中，系统产生的气体或者蒸汽 可由此管路进入箱体内，补偿器上的安全活门和防真空活门用于保证箱 体内液体上部空间的压力在一定范围内，给全封闭液体系统提供一个流 体介质的体积补偿空间和空气或者蒸汽压力冲击平衡的装置。