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本实用新型公开了一种易拆卸机载挂点口盖组件，属于飞机口盖设计技术领域。包括：挂点口盖、锁紧螺栓、自锁螺母、支架及顶盖；挂点口盖安装在机翼上翼面的开口处，用于对上翼面开口的封堵；顶盖安装在机翼下翼面的开口处，用于对下翼面开口的封堵；支架设置在机翼的上翼面和下翼面之间，支架靠近下翼面的一端与顶盖固定连接形成支架组件；锁紧螺栓穿过挂点口盖并通过自锁螺母固定在支架组件靠近上翼面的一端，通过拧紧锁紧螺栓完成对机翼的上、下翼面开口的封堵；本实用新型结构适应性强，易于拆装维护，而且该口盖组件依靠自身组件就可安装定位，不与周边结构发生连接关系，避免了因挂点口盖拆装而导致燃油渗漏，提高了结构可靠性。
本实用新型提供一种后退折翻式飞机座舱盖防护结构，机身蒙皮(3)相对舱盖(1)一侧向舱盖(1)内侧弯折，该弯折部分由第一弯折区域(5)和第二弯折区域(6)两部分构成，第一弯折区域(5)折痕处距舱盖(1)边缘的距离大于第二弯折区域(5)折痕处距舱盖(1)边缘的距离，同时两弯折区域边缘处重合，在弯折部分远离舱盖(1)一侧沿弯折区域边缘方向设置一条形橡胶型材(2)，该条形橡胶型材(2)由用于搭接舱盖(1)的环形橡胶条和与该环形橡胶条相连的平直型橡胶条构成，其中平直型橡胶条通过夹持板(4)固定在弯折部分上。本实用新型所提供的防护结构，可以有效防水和防刮碰，并且实施过程简单，成本低廉，维护简单易行。
本实用新型涉及飞机结构设计技术领域，具体提供了一种适应飞机姿态变化的防雨排水罩，排水罩固定在飞机蒙皮外部，排水罩内设有排水通道，排水通道的通道入口和飞机排水孔连通，排水通道的通道出口通向机外，排水通道具有折弯段，折弯段位于通道入口和通道出口的同一侧，折弯段分别与通道入口和通道出口连通；该排水罩既能保证飞机的正常排水，又能够防止因飞机姿态变化而产生的雨水侵蚀到机体机构内，能有效的解决目前飞机上防雨/排水罩结构功能单一的弊端，具有较大的实际应用价值。
本实用新型公开了一种易拆卸注油孔自锁口盖组件，属于飞机口盖设计技术领域。包括：快卸螺栓、口盖、紧定螺钉、密封垫圈、注油孔转换基座及托板螺母；注油孔转换基座固定在舱体的蒙皮内表面上，其靠近舱内的一侧与注油管连接；注油孔转换基座远离注油管的一侧设置有注油螺纹孔，紧定螺钉安装在注油螺纹孔内，且紧定螺钉套接有密封垫圈，紧定螺钉调节密封垫圈的厚度能够对注油螺纹孔的端面进行密封；口盖设置在紧定螺钉远离密封垫圈的一侧，通过快卸螺栓安装在注油孔转换基座上，并通过托板螺母固定。本实用新型通过锁紧螺钉和密封垫片连接和密封，方便拆装，易于拆装维护，而且该口盖结构依靠自身组件就可安装定位和防松，具有较高的可靠性。
本实用新型公开了一种固定翼电动无人机，属于无人机设计技术领域。包括：机身、尾翼、尾撑杆、任务载荷头及均布在机身左右两侧的机翼；所述机翼沿机翼展向方向由外到内设置有外翼和内翼；所述内翼远离机身的一端与所述外翼可拆卸连接，并通过锁定装置锁定；所述内翼另一端与所述机身可拆卸连接，并通过锁定装置锁定；所述尾翼可拆卸连接在尾撑杆远离机身的末端，并通过锁定装置锁定；所述机身的两端分别设置有连接套环，所述尾撑杆、任务载荷头分别通过连接套环与所述机身连接；本实用内新型采用分体式设计，某个部件损坏可直接更换该，无需整体更换，互换性较好；方便拆卸及携带，任务载荷可根据实际需要进行更换，实现多功能一体化。
本发明涉及一种飞机无动力返场能量/轨迹综合控制方法，其包括：计算无动力状态下飞机下滑飞行中单位航程、单位时间的能量耗散率，以及确定飞机在无动力状态下飞机能量与航程或航时的关系；根据上述能量耗散率计算飞机无动力状态下的剩余能量，通过所述剩余能力判断飞机能否返场，并动态计算返场飞行轨迹。本发明主要应用于发动机空中停车后的无动力返场飞行，从能量的角度出发，规划无人机总能量的转移与耗散过程，实现返场飞行的能量优化。本发明的控制方法中依赖的飞机状态量少、计算过程简单，实时性强，易于在无人机控制系统中实现，可以大大提高飞机/无人机系统在这种故障状态下的生存率，增强系统可靠性。
本发明涉及航空发动机安装技术领域，具体提供了变角度穿框可调整发动机安装架车，该型架车具有X向调节机构、Z向调节机构和至少四个独立的Y向调节机构，X向调节机构用于调整发动机轴向上的位置，Z向调节机构设置在X向调节机构之上，用于调整发动机在垂直于轴向的水平方向上的位置，Y向调节机构设置在架车的发动机支撑框架上，其顶部为托架，托架间距尺寸可通过发动机安装节位置进行调整，发动机可与其中任意至少两组托架结构连接，采用撑杆与固定螺栓与发动机安装边结构进行固定，托架的高度可通过调整竖直方向上的丝杠实现。
本发明公开了一种飞机受拉结构破坏载荷的预测方法，属于飞机受拉结构静力试验技术领域。包括 : 步骤一、建立有限元模型并进行结构受力数值仿真计算；步骤二、确定结构危险部位以及结构危险部位的等效应变能门槛值；步骤三、绘制结构危险部的应变能‑位置曲线；根据数值计算得到的结构危险部位的应力状态，确定局部结构的主应力方向；以结构危险部位为起点，沿结构应力主方向绘制一条传力线并绘制传力线上的应变能‑位置曲线；步骤四、选择应变能‑位置曲线上多个点作为静力试验中的应变测量点并计算测量点的应变能；步骤五、当结构危险点的应变能达到等效应变能门槛值时即判断结构将发生破坏；本发明可以预测结构塑性破坏载荷，从而降低试验风险。
本发明涉及一种故障推理方法，涉及航空故障测试技术领域，其基于故障诊断专家系统及多信号流图测试性模型，具体包括：对被诊断系统在单一状态参数下进行故障判断，以二属性值辨识判断结果，最终形成被诊断系统的状态矩阵；对被诊断系统进行测试性建模，得到被诊断系统的故障模式与被诊断系统状态的相关性矩阵；对上述被诊断系统的状态矩阵及相关性矩阵进行运算，得到被诊断系统的诊断结果。本发明的系统故障推理方法在系统故障推理过程中，具有速度快、精度高等优点。
本发明涉及一种单侧安装的进气道密封组件，其属于飞机结构试验技术领域，其包括第一前堵板及第二前堵板，第一前堵板与第二前堵板拼接后具有与进气道进口相匹配的边缘且设置于进气道进气口处，以及在第一前堵板和/或第二前堵板上设有用于对进气道内部充放气的堵盖及设置于所述堵盖上的接头；至少一连接组件，连接组件设置于第一前堵板与第二前堵板的拼接处，用于将第一前堵板与第二前堵板固定连接；支持板和支撑柱，支持板设置于第一前堵板和第二前堵板的进气道外侧面，通过支撑柱支撑于支持板用于对第一前堵板和第二前堵板支撑固定。本发明的进气道密封组件能够实现进气道的单侧安装并实现固定支撑，保证冲压静力试验的完成。