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本发明公开了一种飞机不对称推力补偿控制方法。所述飞机不对称推力补偿控制方法包括：步骤1：判断飞机是否处于三轮滑跑过程中；步骤2：高压转子转速信号以及低压转子转速信号；步骤3：是否具有推力输出；步骤4：获取高压转子转速差ΔnoutH以及低压转子转速差ΔnoutL；步骤5：选取高压转子转速差或者低压转子转速差中的一个作为控制变量；步骤6：计算平衡状态下的副翼偏度和方向舵偏度的偏差值；步骤7：得到的副翼偏度和方向舵偏度的偏差值求得副翼角度以及方向舵角度的变化增益；步骤8：控制副翼以及方向舵按照角度变化增益变化角度。本发明在全飞行包线内当发动机失效后，及时自动偏转副翼和方向舵平衡飞机，使力和力矩达到平衡，确保飞行安全。
本发明公开了一种固态配电装置复位功能测试系统及测试方法，属于测试技术领域。所述系统包括：电源、测控计算机以及接口盒，所述电源为所述固态配电装置提供工作电源和功率输入电源；测控计算机向所述固态配电装置发送控制功率通道的开关，所述测控计算机还连接电子负载，向所述电子负载发送额定电流设置指令；接口盒，输入端连接任一条功率通道，输出端连接所述电子负载，其中，由所述测控计算机控制所述接口盒的输入端接通所述固态配电装置的功率通道。通过测控计算机控制电子负载的电流大小以及控制功率通道与接口盒之间的连接关系，达到了使用一台负载即可完成固态配电装置全部功率通道复位功能测试，具有自动化程度高、测试效率高等优点。
本发明公开了一种用于适航审定的复合材料结构设计验证方法。所述一种用于适航审定的复合材料结构设计验证方法包含以下步骤：S1, 确定复合材料应用位置，并进行复合材料的适航验证；S2, 确定典型结构的初步尺寸，从S1中确定的复合材料体系中选定需要的复合材料，并进行复合材料在该结构状态下的设计许用值的适航验证。S3, 根据S2中得到的设计许用值，进行组件级复合材料结构的详细设计及适航验证；S4，根据S3中组件级复合材料的结构设计，确定飞机全尺寸级的复合材料的详细设计及试航验证。本发明的有益效果：通过本试验验证方法得到的结果置信度高，对设计人员的经验要求低，不同人员可以遵循同一验证方法，节约了审查时间，加快了产品的研发周期。
本发明涉及一种放油自封活门装置，包括壳体(1)、接口管(2)、活门芯(3)、顶片(4)、弹簧(5)和活门座(6)；在壳体上设有进油孔()与出油孔()，通过预设进油孔(101)与出油孔(102)的角度，使放油装置能更加适应放油位置的形状，在燃油的流通路径上，通过在活门芯(3)与活门座(6)之间设置弹簧(5)，使油路自密封，可有效地解决放油过程中的漏油问题，本发明的放油装置具有结构简单、重量轻、可靠性高、便于安装维护等优点。
本发明公开了一种飞行器除冰系统，涉及飞行器除冰技术领域。所述飞行器除冰系统包含电加热元件、结冰厚度探测器及除冰控制装置，其中，所述电加热元件设置在飞行器的迎风表面结冰区的内侧；所述结冰厚度探测器设置在飞行器的迎风表面结冰区；结冰厚度探测器探测到迎风表面结冰后，将结冰厚度信息传输给除冰控制装置, 除冰控制装置根据结冰厚度控制电加热元件加热迎风表面，消除冰层与飞行器迎风表面之间的结合力，飞行器表层附着的冰溶化后，在气动力的吹拂下脱离飞行器迎风表面。本发明的有益效果：除冰控制装置可根据飞行器迎风表面的结冰厚度信息控制电加热元件加热结冰区，节约了飞行器的能源，且除冰厚度范围广。
本发明公开了一种双层飞机蒙皮热交换器。所述双层飞机蒙皮热交换器，包含外层散热单元和内层散热单元，外层散热单元与内层散热单元之间设置有空气通道。外层散热单元与内层散热单元均包含散热单元外表面、散热单元内表面及多个散热隔板，多个散热隔板设置在散热单元外表面与散热单元内表面之间，形成散热微通道；外层散热微通道与内层散热微通道的同一端设置有与其连通的液体分配腔，另一端设置有与其连通的液体收集腔；所述双层飞机蒙皮热交换器安装在机身蒙皮外表面。本发明的有益效果：利用空气带走液体的热量，减小了系统对飞机的燃油代偿损失，换热效率高，可减少集中热辐射和雷达热反射面积，可以满足飞机隐身性能要求。
本发明公开了一种飞机嵌入式蒙皮热交换器。所述飞机嵌入式蒙皮热交换器，包含基础单元，所述基础单元包含外表面、内表面、侧板及多个微通道隔板，多个微通道隔板设置在外表面与内表面之间，微通道隔板的两端与外表面及内表面固定连接，多个微通道隔板与外表面及内表面形成微通道；所述基础单元嵌入机身内部，外表面的两端与机身固定连接；所述侧板设置在微通道的两端，与外表面、内表面在微通道隔板的一端形成液体分配腔，另一端形成液体收集腔。本发明的有益效果：利用空气带走液体的热量，减小了系统对飞机的燃油代偿损失，设置有多个液体微通道，换热效率高，可减少集中热辐射和雷达热反射面积，可以满足飞机隐身性能要求。
本发明公开了一种带接头的梁，属于飞机结构设计领域。所示结构包括梁(1)、接头(2)以及连接螺栓，所述梁(1)上在与接头(2)连接处设置有三个螺栓孔，三个螺栓孔位于同一直线上，中间的螺栓孔为圆孔，与所述连接螺栓干涉配合，两侧的螺栓孔为长圆孔，所述长圆孔的短边与所述连接螺栓干涉配合，所述长圆孔的长边与所述连接螺栓间隙配合，且长圆孔的长轴与支反力作用线平行，所述接头(2)在与梁(1)上三个螺栓孔对应位置处开有三个与梁(1)上中间的螺栓孔相同的螺栓孔。本发明中两侧螺栓受力形式更简单、载荷更小，而中间螺栓承受了支反力在连接部位产生的全部剪力，是一种传力路线更清晰的连接结构。
本实用新型公开了一种支撑杆及具有其的飞行器，涉及支撑杆技术领域。所述支撑杆包含伸缩杆、套管、衬套、定位环、钢球、弹簧、解锁套、卡圈、外筒。所述外筒设置为空心圆筒，其外圆上设置有环形槽，卡圈安装在环形槽内，弹簧套在外筒上，弹簧的一端与衬套的一端面接触，衬套内孔设置有第一环形凹槽，所述衬套的内孔与外筒的外圆配合，衬套的外圆与解锁套的内孔配合，所述伸缩杆和定为环采用紧固连接，套管与外筒紧固连接，伸缩杆与套管可相对滑动。本实用新型结构简单、操作方便，采用钢球自锁定位，锁紧状态安装可靠。非工作状态下伸缩杆可以收到外筒内部，可以缩小支撑杆非工作状态下的体积，节省了空间。