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本发明涉及航空发动机安装系统动力学设计技术领域，具体涉及一种用于对飞机发动机隔振器的刚度及阻尼进行测试的装置。本发明的测试装置通过力传感器测量在激振器预定激振频率段作用下与时间历程相关的初始激励力，同时通过加速度传感器测量质量块在预定激振频率段作用下与时间历程相关的初始加速度响应；再通过振动测量器将初始激励力和初始加速度响应转化成与激振频率相关的最终激励力和最终加速度响应，最后通过最终激励力和最终加速度响应计算得到在该预定激振频率下隔振器的刚度和阻尼，测试装置结构简单，测试方法步骤简单。
本发明公开了一种飞行器。所述飞行器包括：第一主机体(1)以及第二主机体(2)；连接机翼(3)，连接机翼(3)连接第一主机体(1)以及第二主机体(2)；控制舵面，控制舵面分别设置在第一主机体(1)以及第二主机体(2)上；推进系统，推进系统分别设置在第一主机体(1)以及第二主机体(2)上；其中，控制舵面用于控制飞行器的飞行姿态；推进系统用于为飞行器提供动力。本发明中的飞行器具有两个主机体，与囊式双体飞行器相比，本发明采用两个独立的主机体和连接二者的连接机翼的布局，可提供更大的升力，增加了可携带燃油，还可通过连接机翼下方空间进行吊装，增加了运输方式选择，也为诸如持续监视等任务拓展提供了可能。
本发明公开了一种壁贴测温方法。所述壁贴测温方法包括如下步骤：步骤1：通过粘贴剂将热电偶式传感器粘贴至待测对象；步骤2：获取待测对象的物理参数数据及粘贴剂的物理参数数据；步骤3：检查测量位置的环境实时数据；步骤4：读取电偶式传感器上所测得的实时温度值；步骤5：获取热电偶贴片与被测对象之间的接触热阻；步骤6：对实时温度值通过修正公式进行计算得到修正后的温度值。本发明中的壁贴测温方法先获得待测对象的实时温度值通过修正公式对温度值进行计算，得到修正后的温度值，相对于现有技术中通过测量得到的实时温度值而言，更接近与实际上待测对象的温度值，即本发明的壁贴测温方法相对于现有技术来说，精度高，且计算简单。
本发明涉及属于航空燃油系统管路设计，具体涉及一种导管端头的单向活门装置，至少解决目前的单向活门装置中活门疲劳强度较大的问题。单向活门装置包括：第一法兰盘，其中心位置处具有突出的出油端口，出油端口端面为斜断面；限位装置，固定设置在出油端口的顶部；活门，铰接在限位装置上，与出油端口的斜断面相匹配；弹簧，用于通过弹力作用将活门压紧在出油端口的斜断面处。本发明的单向活门装置中，活门与出油端口的贴合面采用斜坡设计，可以有效减少流体对活门的冲击力，降低活门疲劳强度；通过安装转动轴和弹簧，能够在活门打开时增加阻尼，增强密封效果；限位装置可有效限制活门打开开度，减少活门承受冲击力，提高活门使用寿命。
提供一种齿轮机构和其制造方法。该齿轮机构包括：主齿轮和副齿轮，所述主齿轮和所述副齿轮的齿完全相同，所述主齿轮的中心带有固定轴，所述副齿轮的中心为孔，所述副齿轮能够绕所述主齿轮的固定轴转动，所述主齿轮和所述副齿轮的相贴合的一侧设置有至少一对槽，当所述至少一对槽两两面对重合时，所述主齿轮和所述副齿轮的对应齿之间存在角位移；以及弹簧，所述弹簧能够设置在所述至少一对槽中。根据本公开的齿轮机构能够避免齿轮运动中的卡死现象，消除齿轮配合中的间隙，提高齿轮传动中的性能。
本发明公开了一种防转动两级双作用液压作动筒，涉及液压作动筒技术领域。所述防转动两级双作用液压作动筒包含有上接头、第一限位螺钉、第二限位螺钉、下接头、外筒、一级柱塞、内筒、圆柱销、二级柱塞、套筒；第一限位螺钉连接上接头和外筒，第二限位螺钉连接下接头和外筒，套筒安装在一级柱塞内，套筒上设置有第一腔体，第一腔体两端分别设置有第二连接孔及第三连接孔，一级柱塞的内孔与套筒的外圆配合形成第二腔体，内筒的外圆与套筒的内孔配合形成第三腔体，圆柱销连接内筒和下接头。本发明的有益之处在于：一种防转动两级双作用液压作动筒体积较小，重量较轻，调节方便，并且有圆周转动的限位装置，工作状态下不会发生周向转动。
本发明涉及飞机燃油系统设计领域，具体涉及一种电动控制燃油油路转换、过滤、切断装置，以解决目前燃油系统中，燃油选择器、油滤和切断阀无法集成在一起导致燃油系统结构复杂的问题。本发明的装置通过驱动轴活门组件来控制阀体组件中左供油管路或右供油管路与第三腔体的连通，实现了燃油油路转换功能；燃油从第二腔体中经由滤网过滤进入到第一腔体，实现了燃油的过滤功能；另外，当驱动轴活门组件旋转至第三腔体与第二腔体不连通时，实现了切断功能。因此，本发明是将供油系统中燃油选择器、油滤、切断阀和电机集成于一体设计，集成度高，使得占用空间更小，重量更轻，可靠性更高。
本发明公开了一种燃油加热装置，涉及航空燃油系统试验技术领域。所述燃油加热装置包含有储油罐、板式换热器、导热油加温罐、氮气系统、离心油泵、阀门、系统管路、工控柜及计算机测控系统；所述燃油加热装置包含有泵站对储油罐的加油的管路、储油罐至泵站的回油管路、导热油循环油路、燃油循环油路及储油罐至试验油箱的输油管路。通过油路之间的循环，可以将燃油加热到试验所需油温，试验完成后，将燃油输送回泵站。本发明的有益效果：解决了航空煤油热惯性大、油温调节困难、燃油蒸汽与空气混合物易着火和爆炸的难题，能够将数十吨燃油在一天的有效工作时间内、均匀加热至60～100℃，然后安全输送至位于燃油系统全模台上的试验油箱内。
本发明公开了一种舱门解锁装置及具有其的舱门。所述舱门解锁装置包括：操作端(2)，其用于供操作者操作；传力机构(3)，其一端与所述操作端(2)连接，另一端与锁舌(1)连接，且所述传力机构(3)能够根据所述操作端(2)与所述锁舌(1)之间的距离而蜿蜒布置；其中，所述操作端(2)用于受所述操作者操作，从而产生一个力，并将该力传递给所述传力机构(3)；所述传力机构(3)能够将所述操作端(2)的力传递给所述锁舌(1)，使所述锁舌(1)自所述锁止位置转换至解锁位置，从而使所述舱门结构能够运动。采用这种结构，能够解决现有技术中舱门与解锁装置相隔过远，不方便布置的问题，且该舱门解锁装置结构简单，布置方便。
本发明涉及航空燃油系统热管理技术领域，具体涉及一种热负载功率模拟方法及热负载模拟系统，以解决飞机电气系统对飞机燃油系统的加热功率模拟误差大的问题。模拟方法包括如下步骤：步骤一、泵使得试验管路中的热介质流通；按照试验功率目标值控制电加热器对流经其内部的热介质进行加热；计算水散热器吸热功率，并计算吸热功率与试验功率的差值；根据差值，重新调节电加热器的加热功率；使得储液箱中热介质温度、电加热器的控制电流达到上述步骤中的记录值，再接通“燃油-热介质”散热器管路进口进行试验。本发明的热负载功率模拟方法，能够对系统向试验环境的散热功率损失进行试验标定，从而精确模拟飞机电气系统对飞机燃油系统的加热功率。