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本发明公开了一种飞机操纵系统，涉及飞机操纵系统设计技术领域。所述飞机操纵系统包含第一尾舵、第二尾舵、第一耦合摇臂、第二耦合摇臂、驱动连杆、解耦摇臂、第一解耦连杆、第二解耦连杆、用于驱动第一耦合摇臂的航向操纵装置、用于驱动第二耦合摇臂的纵向操纵装置；第一耦合摇臂与第二耦合摇臂共轴耦合，第一耦合摇臂与驱动连杆的一端铰接；第二耦合摇臂与解耦摇臂的转轴连接；解耦摇臂包含一个输入端和两个输出端；解耦摇臂的输入端与驱动连杆的另一端铰接；第一解耦连杆用于连接解耦摇臂的一个输出端与第一尾舵；第二解耦连杆用于连接解耦摇臂的另一个输出端与第二尾舵。本发明的有益效果在于：可同时实现航向操纵与纵向操纵，结构简单。
本发明提供一种救援飞行器，包括机体(1)、升力发动机(2)、姿态喷流器(3)、尾推发动机(4)、水平尾翼(5)、垂直尾翼(6)、起落架(7)、飞控设备舱(8)、救援收纳舱(9)，2台升力发动机(2)内置机体(1)航向方向两侧，4个姿态喷流器(3)成对内置机体(1)展向方向两侧，机体(1)航向方向机尾端安装有相互垂直的水平尾翼(5)和垂直尾翼(6)，垂直尾翼(6)上安装有尾推发动机(4)，机体(1)内的两侧升力发动机(2)之间安装有飞控设备舱(8)和救援收纳舱(9)。本发明所提供的救援飞行器，具有垂直起降能力，且桨叶内置机体中可在狭小空间中救援，具有快速高效、受地理空间限制少等优势。
本发明涉及一种避免主起落架高速情况下摆振的方法，在垂直于主起落架轮轴轴线的中心线设置配重，所述配重用于消除或减少主起落架高速情况下的摆振。本发明的一种避免主起落架高速情况下摆振的方法具有方法简单易行，适用范围广、成本低等优点。
本发明公开了一种多路液体冷却系统温度控制装置，属于高性能飞机设备冷却技术领域。主液体管路上依次连接有液体泵、单向活门、热交换器及与热交换器连接的温度调节活门，主液体管路可分为多个支路与支路上的待冷却设备进行换热冷却；次级液体管路分为多个支路, 且支路中设置有循环泵。系统控制装置分别与传感器、循环泵、供液温度传感器、液体泵、温度调节活门连接。系统控制装置中设置有待冷却设备所需的温度值，控制温度调节活门的开度调节主液体管路液体温度，系统控制装置分别控制支路的循环泵的转速，调节液体流量。利用单相液体回路系统带走高性能飞机设备的不同热载，系统能量利用得到优化，系统控制更为精确，减小了系统性能代偿损失。
本发明公开了一种飞机油箱口盖密封方法。所述飞机油箱口盖密封方法包括：将飞机油箱口盖涂抹防腐蚀底漆，并在涂抹防腐蚀底漆后的口盖上涂抹第一粘结底涂并晾干，并在晾干后的飞机油箱口盖刷涂聚硫密封剂；将飞机油箱的铝合金口框涂抹防腐蚀底漆，并在涂抹过防腐蚀底漆的铝合金口框的涂胶部位刷涂第二粘结底涂，并晾干；在涂有第二粘结底涂的铝合金口框上刷涂氟硅密封剂；将飞机油箱口盖与铝合金口框合型，并进行密封剂刮平整形处理。本发明中的飞机油箱口盖密封方法采用聚硫密封层、氟硅密封层相结合的方式进行口盖与口框的连接，这种方式具有良好的耐受高温、耐燃油和低温柔软性，可在?55～180℃长期使用。
本发明公开了一种飞机空中硬式加油自动控制对接方法。所述方法包括分别建立第一坐标系、第二坐标系以及第三坐标系；控制受油机受油口运动到加油包线内的对接位置，将受油机受油口的位置坐标转换成第一坐标系内位置坐标；将受油机受油口在第一坐标系内的位置坐标作为加油机加油杆加油接头的目标位置，驱动加油机加油杆加油接头向目标位置运动；在加油机加油杆加油接头到达目标位置时驱动受油机受油口进行方向角调整，使受油机受油口正对加油机加油杆加油接头；当受油机受油口正对加油机加油杆加油接头时驱动加油机加油杆伸长，使加油机加油杆加油接头进入受油机受油口进行加油。解决了现有技术中没有进行加油机以及受油机的地面模拟试验的问题。
本发明涉及一种结构陷幅滤波器的设计方法，用于大飞行包线范围飞行、或多任务飞行飞机、或随飞行状态变化的结构陷幅滤波器，在保证飞机具有足够气动伺服弹性稳定裕度的要求下进行设计，包括将飞机包线进行划分、对其进行无结构陷幅滤波器的气动弹性分析、根据调整原则调整初步得出的频率点和阻尼系数、最终得出结构陷幅滤波器的传递函数。本发明的一种结构陷幅滤波器设计方法增加了结构陷幅滤波器设计的适应性，增加了气动伺服弹性稳定裕度，降低了对飞行控制律技术参数调整的要求，提升了飞机性能。
本发明涉及一种刚度等效的机翼静气弹模型，包括横梁、肋板与蒙皮段，横梁为N阶梯梁并作为模型的承力机构，所述肋板和蒙皮段的数量为M，横梁垂直穿过肋板且与肋板固定连接，所述肋板具有与机翼翼剖面相同的气动外形，横梁及肋板置于所述蒙皮段内部，且肋板与蒙皮段粘接。本发明的一种刚度等效的机翼静气弹模型通过横梁垂直穿过与翼剖面相同外形的肋板后，在覆盖包裹蒙皮段，即可以保证模型的气动外形与试验对象的气动外形一致，还有足够的强度，保证试验的准确性或可实施。
本发明涉及飞机供水系统设计，特别涉及一种用于飞机供水系统的增压装置，以至少解决供水系统在飞机停机时无法使用的问题。一种。增压装置包括：选择阀，出口端通过管道与供水系统清水箱的入口连通；第一供压管路，一端端口与选择阀的第一入口端连通，并设置有增压泵和第一单向阀；第二供压管路，一端端口与选择阀的第二入口端连通，另一端端口与飞机环控气源出口端连通，并设置有第二单向阀；压力传感器，设置在清水箱内；控制器，配置成根据清水箱内部压力控制增压泵的开关。本发明的用于飞机供水系统的增压装置，通过增压泵与飞机环控气源共同增压，能够在发动机没有开机、飞机环控气源未工作时，采用增压泵增压，满足供水系统使用需要。