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本实用新型公开了一种工作梯。所述工作梯包括第一梯架段、第二梯架段以及铰接固定组件，所述第一梯架段的一端与所述第二梯架段的一端铰接，所述铰接固定组件以可拆卸方式安装在所述第一梯架段以及第二梯架段的铰接位置；所述第二梯架段包括两个第二梯架支撑段以及设置在两个第二梯架支撑段之间的多个第二阶梯；其中，两个第一梯架支撑段中的一个或两个所述第二梯架支撑段中的一个或两个为中空结构，其内设置有能够相对伸出或缩回的手扶杆，该设置有手扶杆的第一梯架支撑段或第二梯架支撑段称为手扶杆支撑段。本申请的工作梯设置有能够相对伸出或缩回的手扶杆，从而能够在人字梯状态下能够使用手扶杆，防止使用者出现危险。
本实用新型提供一种机翼壁板对接结构，用于消除壁板外形一(1)和壁板外形二(2)间的转折接痕(4)，壁板外形一(1)和壁板外形二(2)之间对接沿机翼展向大曲率半径的双曲过渡曲面(3)，壁板外形一(1)与双曲过渡曲面(3)之间、壁板外形二(2)与双曲过渡曲面(3)之间都光滑过渡，构成一个无转折的整体外形，该壁板外形一(1)、壁板外形二(2)和双曲过渡曲面(3)采用一体成型制造。本实用新型所提供的机翼壁板对接结构，减少结构分离面数量，减小机翼装配复杂度，降低飞机重量和结构成本，提升飞机的性能，避免对接处的紧固件疲劳失效。
本实用新型提供一种大型气密框竖梁结构，用于与横梁相连，该大型气密框竖梁结构包括框上缘(1)、框腹板(2)、框下缘(4)，框上缘(1)与框下缘(4)分别与框腹板(2)的两相对边相连，构成一个横截面形式为H型的框梁结构，框腹板(2)上设置有多个与该框腹板(2)相连的筋条(3)，并且该筋条(3)与框上缘(1)、框下缘(4)都垂直相连，框腹板(2)上设置有用于装配定位的带凸台工艺孔(5)、用于过钢索的钢索工艺孔(6)以及用于过摇臂的摇臂工艺孔(7)。本实用新型所提供的大型气密框竖梁结构，带凸台工艺孔(5)的设置便于装配中定位而且能够减少后续装配定位工艺孔堵孔工作量，无需用铆钉封堵。
本发明公开了一种自动飞行控制系统的测试系统，属于航空工程试验领域。其特征在于：包括用于完成自动飞行控制计算机交联信号检测的自动飞行控制信号传输断连装置，机载数据总线耦合器，自动飞行控制系统测试接口设备，以及油门执行机构、回传作动器、主飞行控制计算机的仿真器和大气数据系统、惯导系统、无线电高度表、飞行管理系统、飞行状态显示、发动机参数系统仿真器等和测试应用软件组成，实现自动飞行控制系统测试中交联机载设备的仿真，完成对自动飞行控制系统测试。
本发明涉及无人机领域，具体涉及一种模块化的无人机飞行控制与管理系统。所述系统包含两台飞行控制与管理计算机以及最多14个接口模块；所述总线模块包括FlexRay总线A/B通道、两个主动星形连接器以及多达16个总线连接器，采用星形、总线型混合拓扑结构；所述飞行控制与管理计算机具有FlexRay总线接口，同时具有4路离散量专门用于采集地址编码信息；所述接口模块具有FlexRay总线接口，同时具有4路离散量专门用于采集地址编码信息；所述的飞行控制与管理计算机和接口模块通过总线连接器挂接到FlexRay总线上，并根据地址编码信息确定自身的功能区域，并运行相应的应用软件。提供一种互换性和维护性好的无人机飞行控制与管理系统。
本发明公开了一种中性速度与正向速度稳定控制律转换控制方法。在已有纵向控制律的基础上，通过存储器采集平尾或升降舵偏度作为输出信号，经过起落架收放开关或状态在平尾或升降舵偏度和存储器输出值之间进行选择，经过驾驶杆或驾驶盘纵向位移及起落架收放开关或状态进行逻辑运算，根据逻辑运算结果在平尾或升降舵偏度和零之间进行选择，同时通过起落架收放开关或状态控制包围积分器的负反馈支路通断开关接通或断开积分器运算，实现中性速度与正向速度稳定控制律的转换，使控制律转换过程平稳过渡，不仅很好地减轻了飞行员负担，同时极大地提高了控制律转换过程中的舒适性，可直接在已有控制律中增加该控制方法，节约改造成本、缩短研发周期。
本发明公开了一种高升力控制系统的测试系统及其方法，属于航空工程试验领域。其特征在于：包括用于完成高升力控制计算机相关交联信号检测的高升力信号传输断连装置，高升力控制系统测试接口设备，以及襟缝翼超控控制板、襟缝翼操纵手柄、襟缝翼PDU(动力驱动装置)、襟缝翼防收刹车制动装置、襟缝翼舵面位置传感器的仿真器和航电系统仿真器和测试应用软件组成，实现高升力控制系统测试中交联设备的仿真，完成对高升力控制系统测试。
本发明公开了一种作动器剩余行程确定方法，剩余行程主要与作动器尾座安装轴线(2)定位工装精度a、作动器活塞杆端安装轴线(5)定位工装精度b、作动器尾座安装轴线(2)处的配合间隙c、作动器活塞杆端安装轴线(5)处的配合间隙d、控制系统精度e、热胀冷缩对作动器中立长度L(6)造成的变化f、作动器中立长度L(6)制造公差g有关，本发明剩余行程s＝a+b+c++e|+f+2*g。本发明明确了影响作动器剩余行程的相关因素，在进行作动器设计时，可以根据影响因素的值，确定科学合适的剩余行程值。