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一种角位移传感器校准装置，其包括安装基座(1)、光学分度头(2)、连 接器(3)、联轴器(4)、垂直定位板(5)、水平定位板(6)及连接板(7)。其 中，所述安装基座(1)包括水平基板(8)和基台(9)，所述光学分度头(2) 设置在基台(9)上，所述水平定位板(6)设置在水平基板(8)上，所述垂直 定位板(5)一端固定在水平定位板(6)一侧，所述连接板(7)平行设置在垂 直定位板(5)背离光学分度头(2)一侧。其中，所述光学分度器(2)先后通 过一连接器(3)及一联轴器(4)与设置在连接板(7)上的角位移传感器转轴 (11)相连。本发明角位移传感器校准装置结构简单、操作方便、工作效率高、 实用性强。
本实用新型涉及一种用于发动机排气系统的一种基于排气系统的热交换器。该热交换器主要由卡带、排气热交换器、排气消音器组成，排气热交换器为空腔体，排气热交换器设有热交换器进气口和热交换器排气口，排气热交换器用卡带固定在排气消音器的外部。本实用新型利用发动机废气热能，对引入的外界冷空气进行加热。用于座舱通风、加温、正风挡除雾等。交换器为腔体结构，里外壁面光滑，结构简单，综合效率高，安装简单，便于维护。
本实用新型属于飞机防冰设计，涉及一种飞机前缘缝翼防除冰热空气通道的改进。热空气通道由上蒙皮的外蒙皮和内蒙皮组成，外蒙皮上开有通槽，内蒙皮通过紧固件与外蒙皮连接，内蒙皮的前端有一个小的翘起，下蒙皮上均匀开有排气孔。本实用新型的优点是：本实用新型引用飞机发动机排出的高温气流，通过飞机机翼前缘的内外蒙皮形成的空腔控制热气流动的方向、长度、速度和流量，从而达到前缘缝翼的防冰效果；同时为了提高外蒙皮的疲劳性能，采用两次化铣形成气流空腔。本实用新型可以应用于复杂的翼型，翼型不易变形；和电加温相比该装置成本低，失效概率低。
本实用新型属于支撑结构设计，涉及对飞机机翼狭小空间支撑与维护结构的一种飞机前缘缝翼防冰伸缩管支撑结构。结构由一对防冰支撑肋、一对法兰、T形角材、L形角材、特制角材组成，防冰支撑肋布置于梁前面，法兰安装于支撑肋腹板上，两个防冰管支撑肋的缘条之间搭接T形角材，下蒙皮与上蒙皮交汇处布置L形角材，T形角材和L形角材与防冰支撑肋的缘条构成上蒙皮口盖的边框；L形角材、梁背面的特制角材和防冰支撑肋的缘条构成下蒙皮口盖的边框。该结构把防冰支撑结构同时也作为维护口盖的本体结构，使结构简单化，从而使空间达到了有效的使用。既节省了空间又便于安装和维护。
本实用新型属于飞机结构设计，涉及一种双曲面、薄翼盒复杂外形下的翼梢小翼结构。翼梢小翼由上面板、下面板、夹芯及前梁和后梁组成，前梁和后梁分别位于夹芯的两端，上面板及下面板位于夹芯的上下两侧。本实用新型具有的优点和有益效果，本实用新型采用夹芯结构，解决了在一种马鞍形双曲面、薄翼盒(翼盒平均高度小于40mm)的复杂外形下翼梢小翼的结构设计，与现有结构形式相比，更有效地节省了重量和生产环节。
本实用新型属于试验技术领域，涉及一种一体化、单出口活门串流量、泄露量综合检测台。检测台的气源经过滤器到气源减压阀，减压阀出口设置压力指示，压力指示与关断阀相连接，关断阀与质量流量计相连，质量流量计通过调压阀与系统出口相连，系统出口前设置压力指示。本实用新型采用质量流量计，单台流量计配置系统就可达到100倍的量程比，最多两台质量流量计配置就可满足活门串流量、泄露量的综合检测。本实用新型只有一个检测流量接口，检测活门串流量、泄露量过程也只有一种连接形式，一次连接就可完成全部检测过程。本实用新型采用后接调压阀的形式，使得质量流量计工作在固定工况下，便于质量流量计的工况计量，保证检测的准确度。
本实用新型属于飞机连接设计，涉及一种消除位移耦合的飞机起落架机身连接结构。本实用新型的技术方案是：摆杆的一端与机翼推力梁铰接，摆杆的另一端与起落架连接框铰接。机翼的受力特性使得机翼结构在飞机展向方向上能够承受教大的载荷；机身框的设计特点使得框在承受飞机展向方向上的载荷时必须有额外的加强结构。本实用新型使承力部件按各自最优的承力方式承担载荷，改善了传力路线。避免了不合理承载带来的结构加强的重量的增加。本实用新型在机翼推力梁和起落架连接框间增加一个摆杆，以较小的重量代价巧妙的消除了机翼变形对机身的影响。
本实用新型属于航空试验技术领域，涉及一种塔式热气流高压雾化加湿实验装置。其压缩气源与储水罐相接，储水罐的出水口经调节阀到置于雾化塔底部的雾化喷嘴上，雾化塔底部设有排水口，排水口经排水阀进入水容器；雾化塔上部设分水器，雾化塔顶部引出管上设置湿度传感器，湿度传感器经自动调节系统连接到调节阀；雾化塔底部设置热气流进入口。本实用新型利用压缩空气，将水通过雾化喷嘴雾化喷入高温热气流中，再利用高温热气流的温度将已经雾化的水汽化，达到给气流加湿的效果。本实用新型结构小巧、便于安装，可直接串接到气流管路中，无需再占用专用场地或设立专用锅炉房；不受特种设备管理的约束；不再涉及高温高压蒸汽可能产生的安全问题。
本发明公布了一种飞机驾驶杆力测量组件及其测量方法，属于航空工程试验检测领域。测量组件由操纵手柄、力信号检测单元、安装连接单元和组合连接单元组成，在空间上按“口”字型框架结构组合集成在一起；力信号检测单元分布在安装连接单元的两侧，操纵手柄的两端通过组合连接单元分别与力信号检测单元的两端连接；测量组件通过安装连接单元与驾驶杆连接，操纵力通过操纵手柄施加到驾驶杆并操纵其运动，操纵力的大小通过力信号检测单元测量。本发明具有结构紧凑、简单，空间尺寸小、成本低、工作可靠、测试精度高，适用于各种类型飞机驾驶杆操纵力的测量。