一种舵面悬挂支臂
本实用新型涉及飞机结构设计领域，特别是涉及一种用于飞机上的舵面悬挂支臂。本舵面悬挂支臂，包括主结构1及两个飞边结构2、3，主结构为1带有两个根部连接区4、5及一个过渡接头连接区6的V字形对称结构，主结构1及飞边结构2、3的剖面图为工字形结构。本舵面悬挂支臂能够在实现舵面悬挂功能的同时，减小零件的重量，降低加工成本，同时提高零件的承载能力。此外，本舵面悬挂支臂使用碳纤维复合材料，采用RTM工艺一次成型，零件表面质量良好，无需再进行表面处理，满足设计需要的承载特性。
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一种蜂窝夹层结构智能蒙皮
本实用新型属于飞机结构设计领域，涉及一种适用于飞机上的蜂窝夹层结构智能蒙皮。所述蜂窝夹层结构智能蒙皮，包括内蒙皮[1]、外蒙皮[2]及位于中间的蜂窝夹层[3]，蜂窝夹层[3]内嵌入有电子天线元件[4]。内蒙皮[1]及外蒙皮[2]为玻璃钢或纤维织物铺层。本蜂窝夹层结构智能蒙皮结构紧凑、蒙皮内外表面都无需凸起、结构简单可靠、传力合理、重量轻、电子天线内嵌于蜂窝结构，透波性好。
一种用于停放光滑曲面外形大件的支撑结构
本实用新型属于涉及一种用于停放光滑曲面外形大件的支撑结构，该支撑结构用于外形光滑、不方便支托的较大物件停放，包括底座、第一固定支座，第二固定支座，第三固定支座、第四固定支座；所述底座设置有第一安装板、第二安装板、第三安装板、第四安装板，所述第二安装板设置有用于连接螺栓的长圆孔；所述四个固定支座底部带有与安装板对应的底板；所述第一底板与第一安装板固定，所述第二底板与第二安装板通过螺栓穿过长圆孔连接固定，所述第三底板及第四底板分别通过夹紧板用螺栓与第三安装板及第四安装板夹紧连接；所述第三固定支座及第四固定支座上设置有可以调节支座高度的调节螺母所述四个固定支座上端均设置有双耳，所述双耳与带有单耳的支托通过螺栓螺母组合连接。其连接结构简单实用，连接方便。本实用新型可以实现光滑曲面外形大件停放的支撑方式，使用安全、可靠性高。
一种飞机结构日历寿命估算方法
一种飞机结构日历寿命估算方法，属于飞机寿命估算技术领域，具体涉及对飞机结构日历寿命估算方法的改进。该方法主要包括三个步骤：第一，在考虑日历时间影响情况下，编制疲劳载荷谱；第二，建立日历时间与疲劳寿命的关系；第三，利用线性累积损伤理论估算结构日历寿命。本方法的优点为在疲劳寿命估算过程中，同时考虑了日历时间和环境因素的影响，能够较真实反应飞机结构实际遭受的载荷-环境历程，需要确定的参数较少，方便工程应用。
一种内饰件连接装置及其连接方法
一种内饰件连接装置及其连接方法，连接装置包括衬套、旋销和挡圈三部分，衬套(10)内部尖端留有向内凸出部分(11)；旋销(40)由顶端部分(43)、柱体部分和卡脖(42)组成，顶端部分(43)留有局部豁口(44)，卡脖42位于顶端部分(43)与柱体部分之间，在柱体部分的末端设置倒齿(41)；挡圈中间留有开孔。本发明结构简单，操作方便，省力省时，可靠性高，成本较低，而且装饰效果好，特别是对连接点较多的内装饰件能迅速实现快卸。因此，该内饰件连接装置及方法实用性较好，易于推广应用，具有较大的实用价值。
一种带预冷和回热功能的进气道防冰系统
一种带预冷和回热功能的进气道防冰系统，涉及一种用于引气温度较高的发动机进气道的防冰。包括一个防冰管路(10)及安装在防冰管路上的阀门(11)、一个进行防冰管路内气体压力调节的调节器(12)和一个对调节器进行出口压力监控的传感器(13)，其特征在于，该防冰系统包括内侧防冰腔(7)和外侧防冰腔(6)，其中内侧防冰腔由隔板(1)和内蒙皮(2)组成，外侧防冰腔由内蒙皮(2)和外蒙皮(3)组成、内侧防冰腔(7)留有与防冰管路(10)连接的进气口(5)、内、外侧防冰腔之间开有联通孔(9)，外侧防冰腔(6)留有排气口(4)。本系统结构简单、可靠性高、成本较低，尤其适用于涡扇类等发动机引气温度较高的进气道防冰系统，减少系统引气量，减少对发动机性能的影响。
一种利用局域反应声衬原理的辅助动力装置进气消音器
本实用新型属于航空技术领域，涉及一种利用局域反应声衬原理的辅助动力装置进气消音器。消音器由两段管道构成，一段直管，一段弯管，两段管道均由三层结构组成，从内到外依次为穿孔板层、蜂窝夹层和外层金属板。直管的蜂窝夹层厚度为30mm，弯管的蜂窝夹层厚度为5mm，弯管内沿管的中心线方向装有导流叶片，弯管底部装有排漏管。本实用新型采用多段组合式局域反应声衬，在两段不同厚度的局域反应声衬界面上，因壁面阻抗出现间断，声波在管道内沿轴向发生多次反射，声能吸收效果增强，相对于厚度相同的单段局域反应声衬，具有更好的吸声降噪效果。
一种用于飞机机身长桁或框结构的爆破切割索保护方法
一种用于飞机机身长桁或框结构的爆破切割索保护方法，包括如下步骤：(1)进行切割索跨长桁或框结构部分的布置取样；(2)设计与上述切割索和长桁或框结构外表面紧密配合的保护装置(3)安装时，先将切割索跨在长桁或框结构上，再用上述两部分保护装置从两边挤压，保证切割索与长桁或框结构紧密配合，然后，取下上述两部分保护装置与切割索，在上述两部分保护装置与切割索上涂结构胶，再在长桁或框结构上依次敷设切割索，安装保护装置。上述保护装置用橡胶材料或复合材料制成。本发明技术方案针对飞机机身长桁或框结构的爆破切割，设计对切割索的保护方法，使切割索能够适应飞机长时间的振动、高温、低温和湿度等环境。
一种风洞试验模型
一种风洞试验模型，涉及一种可变舵面转轴位置的低速动响应与颤振风洞试验模型。该风洞试验模型由安定面[1]、舵面[2]、安定面支臂[3]、舵面支臂[4]和轴[8]组成，安定面[1]和舵面[2]通过安定面支臂[3]和舵面支臂[4]连接，在安定面支臂[3]和舵面支臂[4]上平行于舵面转动轴线方向的不同位置处配钻贯穿孔，轴[8]安装在其中一个贯穿孔内。该技术方案不用额外加工新的模型即可实现转轴位置的改变，因此节省了大量的时间以及经济成本，并且，该设计只需在原舵面转轴的不同位置处进行必要加工，即可实现舵面转轴位置的改变，因此节省了繁琐的换装时间，更重要确保了模型的一致性，以提高试验结果的准确度。