一种通用飞机方向舵转轴结构及操纵方法
一种通用飞机方向舵转轴结构及偏转方法，在方向舵梁上设有上接头和下接头，上接头上固定有一个旋转销轴，下接头是一个与方向舵梁平行的柱状结构，在下接头的底端中心设有一个旋转螺栓，上述的旋转销轴与旋转螺栓为同轴关系，其轴向连线与方向舵转动轴线重合，上接头的旋转销轴插接在上转轴支座上，该上转轴支座与飞机的垂直尾翼连接，下接头的旋转螺栓通过下转轴支座与飞机的垂直尾翼连接，在下接头的柱状结构上设有一个操纵摇臂，该操纵摇臂的外端与操纵拉杆连接。
关于 admin
此作者还没有写他们的个人资料同时让我们说我们是骄傲的admin贡献了一只8369条目。
项目作者： admin
一种通用飞机方向舵舵面的限动方法
一种通用飞机方向舵舵面的限动方法，在方向舵梁上设有上接头和下接头，上接头上固定有一个旋转销轴，上述的旋转销轴与方向舵的转动轴线重合，上接头的旋转销轴插接在上转轴支座上，该上转轴支座与飞机的垂直尾翼连接，在上转轴支座上设有限位面，该限位面的角度与方向舵的极限偏转角度对应，在上接头下方，方向舵梁的合适位置设有一个限位块，限位块随方向舵同步转动，当限位块的表面转动到与上转轴支座的限位面接触时，方向舵的舵面角度即为极限角度。
一种有调整片的通用飞机复合材料方向舵及制造方法
一种有调整片的通用飞机复合材料方向舵及制造方法，调整片设置在方向舵的尾缘上，该方向舵采用全复合材料胶接结构，含有由复合材料制作的梁、第一端肋、第二端肋、中间肋、组合支架肋和蒙皮，蒙皮以上述的梁、第一端肋、第二端肋、中间肋和组合支架肋为骨架，并将预制的梁、第一端肋、第二端肋、中间肋和组合支架肋胶接包覆，形成复合材料方向舵的整体外形，蒙皮上有一个操纵孔，另有一个操纵杆通过该操纵孔与调整片连接，所述的组合支架肋的前端缘条胶接在梁的中部腹板上，组合支架肋的后端位于操纵孔附近。
一种通用飞机方向舵复合材料壁板结构
一种通用飞机方向舵复合材料壁板结构，含有由复合材料制成的上壁板和下壁板，上壁板由外面板、内面板和刚性泡沫芯子整体固化成型，上壁板的前缘有第一连接弧，上壁板的尾缘有回弯槽，下壁板同样由外面板、内面板和刚性泡沫芯子整体固化成型，下壁板前缘有第二连接弧，第一连接弧与第二连接弧对应，下壁板的尾缘是延伸的平直板，上壁板和下壁板预先成形，再将上壁板和下壁板组合，第一连接弧与第二连接弧胶接成方向舵的前缘，下壁板尾缘的平直板胶接在上壁板尾缘回弯槽外侧底部形成方向舵的后缘。
一种带缺口复合材料长桁的设计方法
本发明属于飞机结构设计领域，具体涉及到一种带缺口复合材料长桁的设计方法。包括以下步骤：设计无缺口复合材料长桁、长桁腹板上开肋通过缺口、设计长桁缺口处斜切角、设计长桁缺口附近的加宽底缘、长桁端头设计、长桁参数迭代优化。不用对翼肋开缺口，从而避免对肋强度造成削弱。特别对于翼型高度低的翼面结构，翼肋高度很低，很难甚至无法满足开缺口要求的情况，这种带缺口长桁的非常适用。长桁腹板开肋通过缺口后，通过底缘加宽补强，以及腹板和底缘的斜切，逐渐实现载荷的过渡，保证载荷沿长桁的顺利传递。
一种带长桁、对接耳片整体复合材料翼面壁板结构
本发明涉及一种带长桁、对接耳片整体复合材料翼面壁板结构，包含蒙皮本体(1)、加筋长桁(2)、对接耳片(3), 其特征在于：所述翼面壁板结构主体为带有四边形后掠翼面的蒙皮本体(1)，蒙皮本体(1)上部为带有与平尾对接用结构，所述翼面壁板结构沿翼面展向布置有若干根加筋长桁(2)，所述翼面壁板结构下部为对接区，其内设有若干个对接耳片(3)，在蒙皮本体(1)的前后缘上，沿展向设计有前后缘对接下陷区(5)。减少零件数量、零件加工量、装配工作量及装配时间，提高结构完整性及疲劳特性，对结构减重及缩短研制周期作出了巨大贡献；能有效解决垂尾主承力壁板载荷的有效传递，使尾翼结构的互换将成为可能，对飞机的维修性贡献较大。
一种飞机复合材料壁板对接方法
一种飞机复合材料壁板对接方法，含有相邻的第一壁板、第二壁板和对接肋，所述的第一壁板的内侧含有第一楔形对接区，第二壁板的内侧含有第二楔形对接区，所述的对接肋腹板两侧的缘条分别为对应的楔形结构，腹板左侧的缘条对应第一楔形对接区，腹板右侧的缘条对应第二楔形对接区，将对接肋置于第一壁板和第二壁板之间，对接肋的左侧缘条与第一楔形对接区叠层固定，对接肋的右侧缘条与第二楔形对接区叠层固定。
一种飞机内饰板的连接方法和连接支架
一种飞机内饰板的连接方法和连接支架，用于将内饰板固定在飞机机体上，连接支架含有安装轨道和安装滑块，所述的安装轨道是一个槽型结构，安装滑块的上端是安装板，安装滑块的下端镶嵌在安装轨道的槽型结构内，安装滑块相对于安装轨道可以滑动，安装轨道内可设置一到多个安装滑块；将连接支架的安装轨道固定在飞机机体上，内饰板的一端通过连接件与飞机机体固定，内饰板的另一端与该连接支架安装滑块的安装板连接。
一种外吹式襟翼布局飞机动力增升效果评估方法
本发明公开了一种外吹式襟翼布局飞机动力增升效果评估方法，包括以下步骤：1)建立动力增升飞机性能计算模型；2)性能积分特征速度的计算；3)建立非基准速度点气动力增量修正模型；4)根据步骤3的气动力增量修正模型完成非基准速度点气动力的计算；5)完成飞机起飞距离的计算；6)根据步骤5计算结果，评估飞机动力增升效果，本发明适用于外吹式襟翼布局飞机动力增升飞机起降性能计算、动力增升效果的评估以及对增升装置布局构型进行优化，为动力增升飞机布局选型提供了有效的设计工具。
一种载机准确对中着舰参数确定方法
本发明公开了一种舰载机准确对中着舰参数确定方法，包括步骤1：计算舰载机纵向运动位移△x；步骤2：计算舰载机侧向运动位移△y；步骤3：计算舰载机的着舰下滑的坡度角φ；通过计算舰载机纵向运动位移△x、舰载机侧向运动位移△y、舰载机的着舰下滑的坡度角φ，为舰载机准确对中着舰、飞行员合理操纵提供了有效、直接的指令信息输入，实现舰载机准确对中着舰，为飞机着舰安全性设计及着舰飞行训练提供技术指导，本发明计算方法简单，使用效率高，同时更好地服务于海上作业飞机的着舰安全性设计。