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一种高温中压管路增压自密封滑套式补偿装置

一种高温中压管路增压自密封滑套式补偿装置,涉及飞机管路结构设计技术领域,用于飞机环境控制系统高温中压管路补偿,管路通过滑套管套装在管路的两接头上实现管路之间的连接,滑套管与管路之间设置有椭圆截面可膨胀管,管路的端头沿管路周向设置有半管,椭圆截面可膨胀管设置于管路、滑套管、半管所围成的空腔内。本实用新型提供的高温中压管路增压自密封滑套式补偿装置结构简单、制造方便,滑套管、套管、半管所围成的限位槽内设置椭圆截面可膨胀管,实现滑套管与套管之间的无应力安装,保障补偿装置套管不受损害,装置稳定性高,安全可靠。

一种飞机复合材料加筋壁板结构

一种飞机复合材料加筋壁板结构,涉及飞机结构设计技术领域,蒙皮与长桁胶接成壁板结构,壁板与前梁、后梁、翼肋共同构成翼面盒段,翼肋平面垂直于所述长桁轴线,并与前梁和后梁连接,蒙皮和长桁均由复合材料制成,长桁平行于后梁布置,长桁端部遇前梁自然截止,长桁端部通过紧固件加固长桁与蒙皮的胶接质量,长桁与翼肋通过所述长桁的下缘条加宽进行连接,壁板根部不布置设计分离面,左右壁板贯穿,充分发挥复合材料优势形成一块整体复合材料壁板。本实用新型提供的飞机复合材料加筋壁板结构,减少翼面壁板分离面,降低结构重量,提高了翼肋对壁板支持系数,提高了壁板抗失稳能力与壁板承载能力。

一种弹射救生仿真方法

本发明涉及飞机弹射救生领域,具体涉及一种弹射救生仿真方法,能够对整个弹射救生过程进行仿真。本发明的仿真方法适用于飞机整个弹射救生过程轨迹仿真的弹射救生仿真,该方法的应用及拓展能切实从整个弹射救生过程轨迹仿真入手,分析弹射救生运动过程,优化座舱盖、人椅系统、人伞系统的参数设计,同时通过弹射救生仿真,为弹射救生系统火箭滑车试验状态的确定提供依据,简化和替代部分物理试验,降低弹射救生系统研制成本和研制风险,缩短系统研制周期。

一种应急撤离仿真方法

本发明涉及防护救生领域,具体涉及一种应急撤离仿真方法,能够对应急撤离过程进行三维仿真。本发明应急撤离仿真方法包括:选取仿真对象;建立座舱模型和乘员模型;根据座舱模型和乘员模型建立应急撤离时间计算的二维模型,并计算仿真;根据应急撤离时间计算仿真的结果,进行三维应急撤离过程的仿真;本发明可以在方案阶段,进行应急撤离时间的计算仿真,说明座舱布局和乘员的构成是否满足标准要求的撤离时间要求,支撑飞机布局方案以及应急撤离系统方案的确定;在研制阶段,通过应急撤离过程三维演示和虚拟演示,让测试者感受撤离过程,并提出改进意见,完善应急撤离方案,从而降低应急撤离系统研制成本和研制风险,缩短系统研制周期。

一种飞机电子设备通风控制器检测方法

本发明涉及飞机环境控制系统设计,具体涉及一种飞机电子设备通风控制器检测方法,以解决目前飞机电子设备通风控制器无法准确检测出通风功能失效的问题。飞机电子设备通风控制器检测方法检测方法包括如下步骤:控制器通过至少一根总线与电子设备通风控制器连接;将控制器与中央告警处理器电连接;检测控制器与电子设备通风控制器之间的总线通信信息,根据总线通信信息判断对应的总线是否处于故障状态,并将处于故障状态的总线的总线通信信息传递至中央告警处理器;根据总线通信信判断电子设备通风控制器故障;从而能够监控电子设备通风控制器掉电情况,一旦控制器掉电,由其他控制器发出对应告警,从而准确判断通风功能失效,避免出现严重后果。

电传控制律传动比的验证方法及装置

本发明提供了一种电传控制律传动比的验证方法及装置,该方法包括根据飞行器的操纵信号、预先设置的飞行器的姿态反馈信号和调参变量获取飞控计算机的舵面偏转指令,其中,该操纵信号是操作上述飞行器的操纵机构时,上述操纵机构输出的信号,上述调参变量包括大气数据和飞机构型;将上述操纵信号、上述姿态反馈信号和上述调参变量输入到仿真模型,上述仿真模型输出仿真舵面偏转指令;比较上述舵面偏转指令和上述仿真舵面偏转指令,根据比较结果验证上述飞控计算机中的上述电传控制律传动比。通过本发明,解决了相关技术中无法快捷的对控制律参数进行全面验证,且无法在试验过程实时的对试验结果进行评判及对控制律的动态特性进行验证的问题,进而达到了大大缩短试验周期,实现对飞行控制律传动比的全面验证的效果。

实时控制系统的仿真方法及装置

本发明提供了一种实时控制系统的仿真方法及装置,该方法包括确定实时控制系统中的受控系统的输入信号和输出信号,根据所述输入信号和所述输出信号建立所述受控系统的第一仿真模型;根据周期调度轮转机制和所述实时控制系统中的控制计算机的控制逻辑建立所述控制计算机的第二仿真模型,其中,所述周期调度轮转机制用于周期调度所述控制逻辑中的控制任务;利用所述第一仿真模型和所述第二仿真模型进行所述实时控制系统的仿真通过本发明,解决了相关技术中仿真系统的仿真性能较差的问题,进而达到了提高仿真性能的效果。

一种发动机与进气道连接装置

一种发动机与进气道连接装置,涉及飞机地板结构设计技术,用于飞机进气道与发动机连接巩固,该发动机与进气道连接装置为对称结构,卡带a与卡带b结构相同,一端连接有回转螺栓,另一端连接有套管,卡带a上的回转螺栓连接卡带b上的套管并且卡带a上的套管连接卡带b上的回转螺栓成闭环回路结构,回转螺栓与套管通过自锁螺母固定连接,自锁螺母与套管之间设置有垫圈,卡带a、卡带b同侧设置有多段卡槽。本发明提供的发动机与进气道连接装置结构简单,拆装方便、占用空间小,装置稳定性高,安全可靠。

一种连接杆

本发明公开了一种连接杆,涉及连杆技术领域。本发明所述的连接杆包含有接头(1)、杆体(2)、螺母(3)、法兰杆体(4)、铆钉(6)、套筒(7)及连接件(8)。该连接杆两端设置有接头(1),中间所有零件采用螺纹或紧固件连接,避免采用现有技术的高温焊接连接,其优点在于:降低了制造工艺的难度,而且精度较高,杆体与接头同轴度较好,通过转动螺母(3)可以调整两个接头(1)的距离,同时保证两端接头(1)上连接孔的相对方向没有变化,可适用于不同距离零件的连接。

一种航空发动机点火控制系统

一种航空发动机点火控制系统,涉及航空发动机设计技术,用于控制发动机点火电嘴,在发动机电子控制器双余度点火继电器控制的基础上,通过在飞机设备发动机接口单元中增加一路点火继电器,使得每个点火电嘴的继电器增加为三个,任何一个继电器吸合都能实现发动机点火功能,第一点火电嘴通过第一点火继电器、第一备份点火继电器并联控制是否释放电火花;第二点火电嘴通过第二点火继电器、第二备份点火继电器并联控制是否释放电火花本发明提供的航空发动机点火控制系统提高了发动机点火系统的可靠性,增强飞机安全。