一种高升力通用飞机翼型
本发明涉及飞行器机翼，特别涉及一种高升力通用飞机翼型。一种高升力通用飞机翼型，所述高升力通用飞机翼型的最大相对厚度为12.5％C，最大相对厚度位置34.9％C，最大相对弯度为2.6％C，最大相对弯度位置为21.7％C，其中C为弦长，且弦长C为1；所述高升力通用飞机翼型的工作马赫数范围为0.1～0.2，雷诺数为4.0×106；本发明的高升力通用飞机翼型升阻比更大，巡航效率更高。
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一种千斤顶支撑结构
本实用新型公开了一种千斤顶支撑结构，涉及飞机底面维护设备技术领域。所述千斤顶支撑结构包含：三角支架，所述三角支架用于支撑千斤顶；调节支脚，所述调节支脚包含支撑部及运输部；所述支撑部设置在所述三角支架的三个顶角处，用于调平所述千斤顶；所述运输部包含滚轮、拉伸弹簧及第一曲柄，所述第一曲柄的中部通过销轴连接在所述三角支架上；所述拉伸弹簧的一端连接三角支架，另一端连接第一曲柄的一端；所述滚轮安装在所述第一曲柄的另一端。本实用新型的优点在于：本实用新型的千斤顶支撑结构在千斤顶的非工作状态下，运输部的滚轮着地，方便调整千斤顶的位置；在千斤顶工作状态下，支撑部着地，通过调整连杆，可以方便将千斤顶调平。
一种主动式应急撤离虚拟训练系统
本发明公开了一种主动式应急撤离虚拟训练系统，属于飞机救生技术领域。采用计算机仿真和虚拟现实技术相结合进行应急撤离训练；计算机仿真系统内设置有机舱环境、机上设备及人员配备的位置、动作集合及不同撤离路径的仿真信息及仿真假人；虚拟现实系统包括眼点跟踪器、头戴式显示设备及动作捕捉装置；计算机仿真系统与头戴式显示设备输入端连接，将仿真信息经过头戴式显示设备进行显示；参训人员眼位通过眼点跟踪器与仿真假人头部绑定，以仿真假人的视角进行训练模拟；动作捕捉装置采集参训人员的动作并驱动仿真假人模仿此动作，头戴式显示设备将显示信息反馈给参训人员。本发明提升了训练效果，具有周期短、费用低及良好的工程应用价值优势。
一种气密载荷下机身隔框环向应力计算方法
本发明公开了一种气密载荷下机身隔框环向应力计算方法，属于飞机结构力学技术领域。所述方法包括：首先将所述机身隔框处的长桁横截面面积分配到机身蒙皮上, 获得组合厚度tx；进而根据组合厚度tx计算得到隔框单位周长上的径向分布力T；之后，根据径向分布力T计算所述机身隔框在增压载荷作用下的轴向应力σ；再结合机身隔框与蒙皮组合后的截面形心到机身蒙皮中性面的距离e计算所述机身隔框与蒙皮组合后的增压载荷作用下的弯矩M；最后，计算在弯矩M作用下所述机身隔框内外缘的弯曲应力。本发明能够快速准确的获得普通框在座舱增压载荷下的轴向应力，改变了以往通过有限元建模分析获得普通框应力的常规方法，提高了工作效率。
使用固态配电装置的配电系统故障诊断方法
本发明涉及配电系统技术领域，具体提供了一种使用固态配电装置的配电系统故障诊断方法，首先获取固态配电装置自检测信息、SSPC通道输入电压状态、SSPC通道输入控制指令、SSPC通道输出指令、SSPC通道输出电压状态、SSPC通道过载保护状态和SSPC通道短路保护状态，根据这些信息判断总线控制指令发出设备、SSPC通道、负载、固态配电装置和负载之间的线路和固态配电装置中的一个或多个设备发生故障，通过该方法可提高使用固态配电装置配电系统故障诊断效率，缩短故障诊断时间。
一种飞机金属机翼主盒段刚度测试的模型试验件设计方法
本发明涉及一种飞机金属机翼主盒段刚度测试的模型试验件设计方法，所述飞机金属机翼主盒段刚度测试的模型试验件设计方法适用于大型飞机的金属机翼主盒段的模型试验件，其包括根据真实飞机金属机翼主盒段确定模型试验件的缩放比例；根据上述确定的缩放比例确定模型试验件结构；对上述模型试验件进行刚度试验，通过模型试验件刚度试验结果计算真实际飞机机翼主盒段刚度。本发明的飞机金属机翼主盒段刚度测试的模型试验件设计方法生产周期短、生产费用低、用料少，试验费用低，试验周期短，可实现机翼主盒段设计的快速迭代，缩短飞机设计周期，节约设计成本。
一种相对位移测量方法及相对位移测量装置
本发明公开了一种相对位移测量方法及相对位移测量装置，涉及结构强度试验技术领域。所述相对位移测量方法具体为，在第一待测结构和第二待测结构上分别安装基座，将应变片粘贴在基板上，基板两端通过拉线与所述基座固定连接，并消除安装间隙；将应变片与应变测量仪连接，根据应变片的应变计算第一待测结构与第二待测结构的相对位移。所述相对位移测量装置包含：基板，所述基板用于粘贴应变片；基座，所述基座安装在第一待测结构与第二待测结构上；拉线，所述拉线设置在所述基板的两端，用于连接基板与基座；应变测量仪，所述应变测量仪与应变片连接，用于测量所述应变片的应变值本发明的优点在于：本发明的方法操作方便，装置结构简单。
一种T尾飞机垂尾翼梁试验件设计方法
本发明涉及一种T尾飞机垂尾翼梁试验件设计方法，属于飞机结构设计技术领域，所述T尾飞机垂尾翼梁试验件设计方法用于确定翼梁试验件的尺寸，所述翼梁试验件包括翼梁腹板、翼梁缘条和缘条弯边，所述尺寸包括翼梁腹板的宽度bw和厚度tw、翼梁缘条的宽度bf和厚度tf以及缘条弯边的宽度bL和厚度tL，步骤为首先获得翼梁腹板的尺寸，之后根据翼梁腹板尺寸计算翼梁缘条的尺寸，根据翼梁缘条的尺寸计算缘条弯边的尺寸。本发明的T尾飞机垂尾翼梁试验件设计方法可以很好的模拟蒙皮对翼梁的支持，简化试验件的设计，最终降低试验难度，节省了试验成本。
一种无人机装置
本发明涉及无人驾驶飞行器设计，特别涉及一种无人机装置。一种。无人机装置包括无人机，无人机包括：机体；四个机翼，两两对称设置在机体的前端顶部以及后端底部，且具有展开状态和收起状态；电动机，可转动地设置在机翼的远离机体的一端端部；螺旋桨，固定设置在电动机的驱动轴上；第一驱动装置，用于驱动机翼转动；第二驱动装置，用于带动电动机转动；配电装置，用于为电动机、第一驱动装置以及第二驱动装置提供电能；控制装置，用于控制第一驱动装置、第二驱动装置以及电动机作动。本发明的无人机装置结构简单，能够在展开状态和收起状态之间快速转换，收起状态时能够最大限度实现无人机的尺寸缩小，便于单兵携带，且高速飞行与静止悬停兼顾。