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一种太阳能无人机及太阳能无人机操作方法

本发明公开了一种太阳能无人机及太阳能无人机操作方法。所述太阳能无人机包括第一无人机主体以及第二无人机主体以及带状载体,其一端用于与第一无人机主体固定连接,另一端用于与第二无人机主体固定连接,带状载体上设置有太阳能电池组;带状载体具有收起状态以及展开状态,在展开状态,太阳能电池组用于将光能转换成为所述太阳能无人机提供的电能;在收起状态,带状载体上的太阳能电池组停止工作。采用这种结构,相对于现有技术,本发明的太阳能无人机的太阳能电池组能够根据带状载体的尺寸而相应进行调整,且不占用太阳能无人机的机体上的位置,不会给太阳能无人机的机体带来不便。并且在不需要使用太阳能电池组时,能够将太阳能电池组收起。

一种起落架应急放控制系统

本发明涉及飞机起落架控制领域,具体涉及一种起落架应急放控制系统。起落架应急放控制系统包括:主起舱门作动筒,用于控制主起舱门的开闭;主起舱门锁作动筒,用于控制主起舱门锁的开闭;主起收放作动筒,用于控制主起落架的收放;主起上位锁作动筒,用于控制主起落架上位锁的开闭;液压供油系统,用于控制主起舱门作动筒、主起舱门锁作动筒、主起收放作动筒以及主起上位锁作动筒的伸缩。本发明的起落架应急放控制系统中,通过液压供油系统驱动的对应的作动筒来对主起舱门、舱门锁、主起落架以及主起落架上位锁进行控制,原理简单实用,简化了操作流程,减小了操作时间,减轻了飞行员的操作负担。

一种飞机副油箱颤振模型

本发明涉及航空试验领域,具体涉及一种飞机副油箱颤振模型,至少可以解决目前的颤振模型存在俯仰和偏航模态耦合不易辨识、刚度调节不便的问题。本发明的飞机副油箱颤振模型中,将副油箱模型三个方向刚度进行解耦,便于在试验中进行侧平、偏航以及俯仰三个模态的辨识;并且,通过对应设置的三个可更换的弹簧片分别模拟副油箱侧平、俯仰和偏航三个模态频率;还可以通过更换弹簧片而调整副油箱模型某一模态的频率,便于在试验中针对副油箱模型进行频率调节,节省了试验经费和时间。

一种风洞用支撑限位装置及具有其的风洞试验系统

本发明公开了一种风洞用支撑限位装置及具有其的风洞试验系统。所述风洞用支撑限位装置包括:支撑主体,其一端用于与风洞的风洞上壁以可拆卸方式连接,另一端用于与风洞的风洞地板以可拆卸方式连接;以及卡位装置,其设置在支撑主体上,并与颤振模型以可拆卸方式连接,卡位装置与支撑主体的两端或两端中的一端弹性连接;所述卡位装置用于随所述颤振模型在所述风动上壁-风洞底板方向运动,且在所述卡位装置运动时,受到与所述运动方向相反的弹性力作用,阻碍所述卡位装置运动。采用这种结构,不但可以模拟飞机的沉浮及俯仰模态,而且没有防护钢索的干扰,颤振模型的安装可靠性和试验结果的准确性能得到有效提高。

一种压力加油系统限流孔尺寸优化方法

本发明涉及压力加油系统限流孔优化设计,具体涉及一种压力加油系统限流孔尺寸优化方法,以解决目前的限流孔设计步骤繁琐、周期长的问题。本发明的优化方法包括:步骤一、计算以最短时间将预定油箱加满燃油所对应的预定加油管路中限流孔的第一直径;步骤二、计算在预定加油时间内刚好加满预定油箱时所对应的限流孔的第二直径;步骤三、限流孔的第一直径和第二直径进行取中值计算,最终得到系统限流孔尺寸,能够减少试验次数,缩短确定限流孔尺寸的周期。

一种计算两端具有弹性约束的待测杆的屈曲载荷的方法

本发明公开了一种计算两端具有弹性约束的待测杆的屈曲载荷的方法。所述计算两端具有弹性约束的待测杆的屈曲载荷的方法,其中,所述待测杆(1)的屈曲应力不超过待测杆材料的比例极限,其特征在于,所述方法包括如下步骤:步骤1:获取所述待测杆(1)的材料参数;步骤2:根据所述待测杆(1)的材料参数,通过公式计算所述待测杆(1)的柱端转动约束刚度参数α;步骤3:根据所述步骤1以及所述步骤2中的数据,根据公式计算待测杆(1)的屈曲载荷。本发明中的计算两端具有弹性约束的待测杆的屈曲载荷的方法所计算出的结果准确,且相对于现有技术,本发明的计算两端具有弹性约束的待测杆的屈曲载荷的方法计算简单,使用快捷。

一种飞机高升力系统载荷计算方法

本发明涉及航空系统设计领域,具体涉及一种飞机高升力系统载荷计算方法,以解决现有计算方法效率低,无法满足设计要求问题。高升力系统中的增升装置与悬挂机构多连接点连接,悬挂机构与高升力系统中的多个运动机构点接触,依据传力路线上各环节的受力与约束情况,可以把传力路线分解为有机联系的增升装置-悬挂机构、悬挂机构-运动机构子系统,再基于各子系统设计理念和力学特征,分步解决复杂系统的传力计算问题,计算速度快、计算结果准确可靠,可以完全避免有限元软件所需的复杂而又冗长的过程。

一种翼面载荷处理方法

本发明公开了一种翼面载荷处理方法。所述翼面载荷处理方法包括如下步骤:步骤1:为待测翼面施加压强;步骤2:形成待测翼面的压强分布三维模型,从而得到该压强分布三维模型中的函数关系;步骤3:形成待测翼面的有限元弦平面模型;步骤4:将待测翼面的有限元弦平面模型以所述步骤1中的函数关系为映射函数进行映射,从而形成待测翼面的有限元载荷分布模型。相对于现有技术,本发明的翼面载荷处理方法既考虑载荷处理前后的总载和总矩的比较,又考虑了压强分布形态和有限元节点载荷分布形态的比较,使设计人员能够直观判断气动载荷处理的合理性。

一种机翼动力学建模方法

本发明涉及气动弹性领域,具体涉及一种机翼动力学建模方法,能够在飞机设计初期,机翼结构布置尚不明确的情况下,获得飞机的刚度和质量分布。发明的机翼动力学建模方法中,首先是建立机翼纯钣元的有限元模型,计算得到的气动升力,再以钣元厚度为变量,翼尖的变形、重心、模态频率、颤振速度等为约束条件,机翼重量为优化的目标,最终通过优化计算得到一组钣元厚度分布值,从而模拟飞机的刚度和质量分布;能在飞机设计初期,机翼结构布置尚不明确,仅有机翼气动外形和重量的情况下,快速获得机翼刚度和质量分布,从而进行机翼的动力学特性分析。

一种高升力系统全机加载动态试验方法

本发明涉及飞机高升力系统试验领域,具体涉及一种高升力系统全机加载动态试验方法,以解决目前的高升力系统设计试验结果不准确的问题。本发明的高升力系统全机加载动态试验方法,通过加载作动器向一预定角度状态下的增升装置的翼面逐级加载气动载荷,并判断在预定角度下,气动载荷逐级加载至极限载荷过程中是否有故障复现,从而得到飞机故障时的加载载荷大小,能够真实模拟飞机高升力系统的真实飞行情况,证试验高升力系统相关的增升装置翼盒等在全机试验中的受力状态与空中情况一致,并解决飞机重大飞行故障;另外,本发明突破了动态驱动协调加载技术,从本质上改变了以往的试验方法的严重不足和缺陷。