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。
本实用新型公开了一种助推式无人机发射架，属于航空航天技术领域。包括：安装底座、滑轨支架组件、安装挡板、闭锁装置及俯仰升降装置；安装底座由钢管焊接而成的三点式柱体承力框架、第二支座及两个第一支座组成，承力框架通过第二支座和第一支座支撑于地面或者安装面上；滑轨支架组件由滑轨支架、滑轨、限位装置组成；滑轨支架一端与承力框架安装有第一支座的上端铰接，另一端通过俯仰升降装置与承力框架安装有第二支座的底端铰接，滑轨支架组件通过俯仰升降装置能够调节其俯仰角度；安装挡板固定在滑轨支架组件的尾端，闭锁装置固定在滑轨支架组件的下方，无人机通过其后滑块固定在滑轨支架组件的限位装置上，并通过所述闭锁装置锁定。
本实用新型涉及一种双自由度飞行器尾翼运动机构，用于实现尾翼的偏转运动及俯仰运动，所述双自由度飞行器尾翼运动机构包括偏转控制结构和俯仰控制机构；所述偏转控制结构进一步包括主轴、传动臂和偏转作动筒，所述主轴一端与第一机身框连接、另一端与尾翼铰接，传动臂连接于偏转作动筒和主轴之间，偏转作动筒固定于机身支座，所述主轴在偏转作动筒作用下能够沿轴线转动；所述俯仰控制机构进一步包括俯仰作动筒，所述俯仰作动筒两端分别与主轴和尾翼连接。本实用新型的双自由度飞行器尾翼运动机构可实现尾翼绕两根轴线的双自由度旋转运动，实现飞行器不同的操纵效果，减少飞行器操作面，减轻飞行器重量，提高飞行器隐身性、机动性和敏捷性。
本实用新型提供一种耳片式大型口盖开启支撑结构，用于支撑口盖(4)与固定结构(5)，包括支撑杆(1)、耳片一(2)、耳片二(3)、锁紧装置，支撑杆(1)为两端折弯的杆形件，包括折弯一(11)、折弯二(12)以及与两者相连的中间段(13)；耳片一(2)和耳片二(3)都为折弯的板形件，也都分为两部分，一部分与口盖(4)或者固定结构(5)固连，另一部分都设置有能够使折弯部分穿过且能够在其中移动的滑道孔；锁紧装置安装在折弯一(11)和折弯二(12)上，用于将两折弯部分锁紧在各自的滑道孔内。本实用新型所提供的支撑结构，避免了口盖开启角度不可控而造成的口盖结构受损或自动闭合问题，提高了口盖开启时支撑的可靠性。
本发明涉及航空制图技术领域，具体提供了一种飞机航线规划方法，首先获取飞机的初始位置、当前航向和盘旋半径R，根据当前航向和盘旋半径R获得第一切圆和第二切圆，然后获取飞机目标位置分别和两个切圆的两条切线及切点，判断出与最短航线对应的切线L0及其对应的切点Q0，再根据切线L0的长度以及切圆上与切线L0对应的弧形段长度，得到飞机的规划航线及其长度，根据其判断飞机可达高度、飞行时间、飞行距离、在目标位置的航向以及剩余油量是否满足设计要求，若不满足则重新设置目标位置，若满足则以飞机目标位置为当前初始位置，飞机在目标位置的航向为飞机当前航向，重复执行上述步骤直至完成整条飞机航线的规划。
标题：一种飞机二元喷管管道设计方法 摘要： 申请号：CN201518003389.0 申请日：2015/7/2 […]
本发明公开了一种矢量推进风洞试验系统，用于在风洞中对矢量推进飞机模型进行吹风试验，所述矢量推进飞机模型的机身内部设置有第一矢量推进喷管和第二矢量推进喷管，所述矢量推进风洞试验系统包括压缩空气源以及用于将所述压缩空气源分别与所述第一矢量推进喷管和第二矢量推进喷管的第一管道和第二管道；围绕所述第一矢量推进喷管和第二矢量推进喷管外侧设置有电加热丝。本发明的矢量推进风洞试验系统利用压缩空气源的高压空气通过管道向矢量推进喷管释放形成喷气效果以获得喷气动力，模拟出了矢量推进发动机的喷气状态，克服了现有技术无法在风洞中模拟矢量推进飞机模型的空气动力学状况的缺陷。
本发明公开了一种用于矢量推进飞机模型试验的风洞系统，所述矢量推进飞机模型的机身内部设置有第一矢量推进喷管和第二矢量推进喷管；所述风洞系统包括设置于所述风洞的外部的压缩空气源以及用于将所述压缩空气源分别与所述第一矢量推进喷管和第二矢量推进喷管连接的第一管道和第二管道。本发明的用于矢量推进飞机模型试验的风洞系统利用压缩空气源的高压空气通过管道向矢量推进喷管释放形成喷气效果以获得喷气动力，模拟出了矢量推进发动机的喷气状态，克服了现有技术无法在风洞中模拟矢量推进飞机模型的空气动力学状况的缺陷。
本发明涉及飞机动力设计技术领域，具体提供了一种飞机降负载起动自主交联控制方法，将飞机负载、起动机功率与发动机供油调节自主交联控制，增加平原/高原液压卸载转换控制功能，起动卸载功能与机轮承载信号交联，只有当轮承载有效，且平原/高原开关“高原”有效时，左、右起动信号才能驱动起动卸载控制盒内继电器动作，向液压系统输出卸载信号，当发动机转速达到设定转速或连续工作时间达到设定时间时，起动机自动脱开，恢复液压系统正常压力，液压系统实现自主加载控制能力，发动机依靠自身的燃烧室点火及转子惯性加速至发动机慢车状态，完成高原环境地面起动功能。
本发明涉及航空制造技术领域，具体提供了一种防止激光沉积成形A‑100钢结构变形开裂的方法，包括如下步骤：步骤一，在激光沉积成形A‑100钢的成形过程中，沿激光沉积成形生长方向将每层激光沉积成形截面沿周向均匀分区，且分区数量为至少六个，对截面的各分区按离散成形方式进行激光扫描填充，其中对各分区的填充规则为：相邻的两个分区在填充次序上不相邻，且填充任意分区时的填充路径为S形走向；步骤二，零件成形后24h内进行去应力退火处理，其包括：将零件加热至190℃～450℃并持续2h～4h，之后将其空冷或油冷至室温；该方法可有效降低激光直接沉积成形A‑100钢整体结构热应力的产生。