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本发明公开了一种模块化无人机。更具体地说，本发明涉及一种由多个模块组成，通过不同模块的换装及组合可以改变其布局形式和装载能力的模块化无人机。该模块化无人机可根据需要增加辅翼模块和整流模块.各模块间可以实现快速拆装和更换。模块化无人机的动力模块通过快速拆装接头与机身模块实现结构连接，通过动力传输组件与机身模块实现动力和系统连接。可选择的动力模块可以安装在机身模块的前部，或者安装在机身模块的后部，或者前后各安装一个。主翼模块由机翼和中央翼盒组成。中央翼盒与机翼通过机翼连接组件进行对接与锁定，并可完成快速拆装。主翼模块、辅翼模块均可通过翼身连接组件实现与机身模块的快速拆装。
一种1553B数据总线仿真测试系统，属于仿真试验测试技术领域。其特征在于，由仿真控制器[1]、数据传输与控制总线[2]、1553B通讯接口[3]、1553B接口适配器[4]，构成1553B数据总线仿真与测试环境，由仿真控制器[1]通过数据传输与控制总线[2]控制1553B通讯接口[3]实现数据信息的发送与接收，模拟机载飞行控制系统、航空电子系统等机载设备信息流的产生和发送过程，以及接收其它机载设备信息流并进行显示。本发明具有系统功能完整、布局合理、结构紧凑、工作可靠、使用方便，具有良好的扩展性和剪裁性。
本发明属于航空材料强度试验领域，特别是涉及到一种金属材料强度性能评定方法，包括查阅每一种待评定材料的KC和σb值的步骤、查阅稳定裂纹扩展阶段的da/dN~ΔK曲线并得到da/dN~3ΔK/σb曲线的步骤、确定裂纹扩展性能评定指标KP的步骤等。本发明采用归一化处理的方法，将材料的静强度性能指标–极限拉伸强度σb与断裂性能指标–断裂韧度Kc以及材料在裂纹稳定扩展阶段的裂纹扩展速率性能指标–当量裂纹长度KP有效地综合在一起，通过一个综合的强度指标Ld来表征。本发明能够快速评价材料的静强度与损伤容限的综合性能，为飞机结构设计中材料的选择提供了一种便捷有效，又能同时涵盖静力、损伤容限两方面特性的综合评价方法，提高了工作效率和结构设计的有效性。
本发明涉及一种用于大展弦比机翼高速颤振模型的空心梁及其制作方法；空心梁为矩形空心结构，矩形两边带有耳片；用带耳片的空心梁可以在满足三向刚度要求的情况下减轻重量，解决了跨声速颤振模型的超重问题；制作时，首先加工两个对称的礼帽型合金构件，然后将两个礼帽型合金构件进行高温胶结和铆钉连接即可，从而解决了变截面带耳片矩形空心梁结构的加工难问题，并且能够保证强度要求。该空心梁的设计简单，生产和装配易于进行。
本发明涉及一种大中型飞机气密增压试验设备时需要用到的机舱压力调控方法，该方法首先需要通过实验确定在试验环境条件下充气气动薄膜阀的控制电流与输出气体流量之间的对应关系，合理确定机舱压力采样周期；其次需要测量在试验压力设定区间单位采样周期内的压力增量；根据以上测量数据，依次计算压力增量与充气管路流量的对应关系、采集保持机舱压力稳定的充气流量值的经验范围、充气气动薄膜阀的控制电流修正值；最后，根据计算的充气气动薄膜阀的控制电流修正值，重新设置控制电流与气体流量的折算系数，确定试验过程中充气流量的控制程序，保证充气气动薄膜阀输出精确的气体流量，实现机舱压力调控自动化。
本发明属于飞机机翼设计领域，涉及一种可减阻降噪的前缘缝翼空腔整形机构。前缘缝翼空腔整形机构包括下整形板、上整形板、活动铰链、作动器、固定转轴及滑槽，下整形板的展向长度与前缘缝翼的长度相同，下整形板的一端通过活动铰链与作动器连接，下整形板的另一端通过固定转轴与缝翼下翼后端点连接。本发明可以降低起飞、进场、着陆阶段的气动噪声，提高民用飞机的舒适性、环保性，并可以作为一项保障飞机通过CCAR36适航规范的措施；同时，由于强涡的消失，气动阻力降低，飞机起飞阶段升阻比可以得到提高，对飞机起飞时安全性和经济性将有积极效果。
本发明涉及一种用于飞机舵面的交叉式补偿片随动机构，包括主舵面悬挂支座、主舵面悬挂接头、补偿片悬挂支座、补偿片悬挂接头和随动连杆，由两根相互交叉的随动连杆连接主舵面悬挂支座和补偿片悬挂接头构成飞机舵面补偿片随动机构。本发明能确保当舵面偏转方向改变时，补偿片偏角与舵面偏角间的比例能确保严格一致。本发明中的连杆始终受拉伸载荷，连杆的截面尺寸相对较小，有利于节省安装空间和减轻重量。
本发明提出一种基于嵌入式系统的格式化页面显示和控制处理方法，采用面向对象的设计思想，对页面中的显示元素进行分析、抽象和封装，只对外界暴露必要的属性，通过接口的形式控制显示元素的属性。根据当前子页面的标识分别完成显示和控制两个部分，通过更改显示元素的属性完成显示部分，控制处理中判断哪个软按键元素被按下，从而触发相应控制事件。本发明已经在某型号飞机上得到验证，通过该方法现实该型号飞机的飞行管理和中央维护页面的有效显示和控制，经过验证完全实现上述优点，避免了页面的频繁开发，降低了页面的耦合性。
一种伺服作动系统仿真器及其仿真方法，属于工程仿真技术领域。其特征在于由信号定义操作单元、参数设置及运行控制操作单元、模拟量信号输入单元、RVDT信号输入单元、作动器信号仿真单元、伺服阀信号仿真单元、舵面位置信号仿真单元、故障设置控制单元、系统控制总线和接口适配器组成，信号定义操作单元、参数设置及运行控制操作单元接收用户的操作输入，根据用户的操作选择或参数设置，形成控制作动器信号仿真单元、伺服阀信号仿真单元、舵面位置信号仿真单元的命令及参数，控制接口模板输出飞行控制系统所需的接口信号。本发明具有系统功能完整，结构合理、紧凑，工作可靠，使用方便，具有良好的可扩展性和剪裁性。
本发明属于航空疲劳损伤容限领域，特别是涉及到一种飞机整体翼梁止裂筋条面积的确定方法，包括确定整体翼梁的弯矩M的步骤、确定整体翼梁中未开裂部分中性轴到止裂筋条的距离y及抗弯模量I的步骤、计算翼梁下缘条起裂扩展至止裂筋条时的裂尖应力强度因子K并进行判断的步骤。本发明根据整体翼梁结构形式及传力特点，从疲劳损伤容限研究领域给出了整体翼梁止裂筋条结构参数的确定方法。本发明使用的理论依据正确，分析步骤清晰、简单，剖面特性计算便于计算机自动化迭代计算。本发明的提出解决了整体翼梁止裂筋条面积确定的难题。