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本发明公开了一种基于双层超材料的耐高温雷达红外兼容隐身材料，为层状结构，由内至外依次包括介质层Ⅰ、电阻型高温超材料层、介质层Ⅱ、修饰层和频率选择表面层；其中，介质层Ⅰ和介质层Ⅱ均为氧化物纤维增强氧化物基复合材料；电阻型高温超材料层主要由呈周期性图案的耐高温电阻涂层组成；修饰层为玻璃涂层；频率选择表面层主要由呈周期性图案的耐高温、抗氧化、低红外发射率的贵金属镀层组成。本发明的制备方法各层材料分层制备。本发明的耐高温雷达红外兼容隐身材料具有较强的可设计性，采用超材料技术可从结构设计角度较好的解决雷达红外兼容隐身的矛盾性问题，具备较好的宽频吸波性能与低发射率特性；同时还可以耐受1000℃以上的高温。
本发明公开了一种激光焊接段的焊接方法。所述激光焊接段的焊接方法，用于焊缝区域内的焊接段的焊接，所述激光焊接段的焊接方法包括：步骤1：将两个待焊接零件的焊缝区域划分成多个焊接段，对每个焊接段内部采用螺旋扫描方式或往复扫描方式进行焊接。本申请的激光焊接段的焊接方法采用螺旋扫描或者往复扫描方式，避免了单段焊接路径内的空跳行程，大幅提高激光同轴送粉方式在拼接、激光焊接方面的连接效率。
本发明公开了一种复合材料压损设计许用值试验方法。所述复合材料压损设计许用值试验方法包括如下步骤：步骤1：通过积木式试验元件级试验获取复合材料冲击后压缩强度设计许用值具有影响的工艺批次影响因子；步骤2：通过积木式试验细节件级试验阶段获取湿热环境影响因子和复合材料压损强度基本值；步骤3：通过公式以及步骤1及步骤2中获得的数据，计算得到复合材料压损设计许用值。本申请的复合材料压损设计许用值试验方法能够解决长久以来仅靠理论计算分析获取压损强度准确性低、可靠性差的设计现状。
本实用新型涉及一种摇臂式油门杆驱动装置，用于飞机地面发动机操纵系统寿命试验，控制摇臂式油门杆的运动角度，包括电机；底座，固定于试验台上用于固定电机；外套筒，外套筒一端为圆筒状结构，圆筒状结构与电机的伸出轴形状相匹配，且通过键与电机连接，外套筒另一端为夹具，夹具与摇臂式油门杆结构相匹配；轴承；内套筒，内套筒一端连接于轴承的内圈，内套筒另一端设置有定位孔并与摇臂式油门杆轴同轴连接；油门杆驱动装置通过外套筒的夹具固定摇臂式油门杆，通过控制电机带动摇臂式油门杆的运动角度。本实用新型的摇臂式油门杆驱动装置具有结构简单，精度高，能实现速度调节等优点，可用于摇臂式油门杆的发动机操纵系统寿命试验。
本实用新型公开了一种基于液体流动的颤振风洞模型防护装置，涉及风洞试验技术领域。所述基于液体流动的颤振风洞模型防护装置包含：风洞模型翼面(1)，内部具有容纳腔(2)，所述容纳腔(2)设置在所述风洞模型翼面(1)的重心靠近前缘的一侧；液体进出导管(4)，位于所述风洞模型翼面(1)内部，一端与所述容纳腔(2)连通；第一液体容器(6)，设置在所述风洞模型翼面(1)外部；双向泵(5)，与所述液体进出导管(4)的另一端连通。本实用新型的优点是：所述风洞模型翼面内部设置有容纳腔，所述容纳腔内可以充入液体介质，利用双向泵控制所述容纳腔内液体的进出，从而控制风洞模型翼面的质量分布，抑制颤振的发生，达到防护目的。
本实用新型公开了一种飞翼布局飞行器飞行姿态控制结构，涉及飞行器技术领域。所述飞翼布局飞行器飞行姿态控制结构，包含机体(1)，所述机体(1)以机头至机尾连线方向为对称中心，在所述机尾的横向对称设置有至少4个舵面，所述舵面与所述机体(1)转动连接，所述舵面能够单独在所述机尾的纵向相对所述机体(1)转动。本实用新型的优点是：本实用新型的飞翼布局飞行器飞行姿态控制结构能够满足全无尾飞翼布局飞行器的要求，实现了良好的隐身功能。通过多个舵面的配合偏转，可以在不需要平尾和垂尾的条件下实现飞行器飞行姿态的控制。
本实用新型涉及一种用于飞机的防腐蚀复合蒙皮，属于飞机结构领域，所述防腐蚀复合蒙皮包括金属基层、至少一层的防腐蚀基层以及防腐蚀涂层，所述防腐蚀基层的两面均具有相交错的槽纹，所述金属基层与防腐蚀基层相接触的面经过强化处理以及强化处理的面上具有上述槽纹，所述防腐蚀基层位于所述金属基层与防腐蚀涂层之间，且所述金属基层、防腐蚀基层和防腐蚀涂层用胶料紧固粘结。本实用新型的用于飞机的防腐蚀复合蒙皮经过多层处理，可以有效的保护蒙皮结构，使蒙皮具有较强的抗腐蚀能力，从而保证飞机结构安全，其具有操作简单、成本低、易实施等优点。
本发明涉及飞机飞行控制系统技术领域，特别涉及一种多余度飞行控制系统及控制方法。多余度飞行控制系统包括：并列的第一计算机、第二计算机和第三计算机；左迎角传感器，其包括并列的第一迎角电气和第二迎角电气，其中，所述第一迎角电气与所述第一计算机连接，所述第二迎角电气与所述第二计算机连接；右迎角传感器，其包括并列的第三迎角电气和第四迎角电气，其中，所述第三迎角电气与所述第三计算机连接，所述第四迎角电气分别与所述第一计算机、所述第二计算机以及所述第三计算机连接。本发明多余度飞行控制系统及控制方法，能够防止任意一个电气故障导致迎角传感器失效，保证迎角传感器的可用性。
本发明提供了一种飞行器折叠翼面转角测量装置，包括固定机构和测量机构，固定机构包括装夹支架和球铰卡板，球铰卡板通过螺纹结构固定在装夹支架上，装夹支架通过球铰卡板固定在飞行器折叠翼上，测量机构包括重锤、重锤转轴和角度测量传感器，重锤通过重锤连杆与重锤转轴连接，重锤转轴固定在装夹支架上并能相对装夹支架转动，角度测量传感器通过传感器固定支架固定在装夹支架上，角度测量传感器的转轴与重锤转轴同轴连接；该测量装置利用物体重力方向垂直于地面的特性，使测量装置随折叠翼转动，重锤方向始终垂直向下不变，利用折叠前和折叠后的角度差值计算出折叠翼转动角度，提高了飞行器折叠翼面转角测量可操作性。
标题：一种蛇形进气道结构件的成形工艺方法 摘要： 申请号：CN201518003393.7 申请日：2015/ […]