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本实用新型公开了一种飞机用堵孔组件，属于飞机封闭设计技术领域。包括：螺栓、簧片及螺母；所述蒙皮上设置有检查孔，所述检查孔与所述螺母配合；所述簧片套接在所述螺栓的螺帽上，且两者套接在一起，共同穿过所述检查孔，且簧片抵接在所述检查孔的两侧蒙皮的内表面上；所述螺母从螺栓的螺杆端套入，并镶嵌在所述检查孔内；待所述螺母紧固安装且密封后，将高于螺母端面部分的螺杆去除，使螺杆截面、所述螺母端面及飞机蒙皮外表面保持平齐；本实用新型一种适用于飞机的堵孔组件，其结构形式更简单、结构重量更轻，制造成本更低，操作实施时间更短，可实现堵孔单面连接，且在堵孔过程中不会有二次产生多余物的风险。
本实用新型涉及飞机热端部件结构设计，特别涉及一种具有热防护功能的热结构。一种具有热防护功能的热结构包括：外面板；内侧加强板，固定贴合在外面板的一侧面；多块隔热层，面面贴合固定设置在内侧加强板的背向外面板的一侧面，且多块隔热层之间相互平行；冷气通道，设置在内侧加强板的背向外面板的一侧面，且围绕多块隔热层的边缘分布；加强筋条，中部位置与隔热层以及冷气通道的背向外面板的一侧面贴合，两端端部焊接固定。本实用新型的具有热防护功能的热结构，冷却效果明显，同时减少了隔热材料的用量，进一步减轻系统的重量；另外，加强筋条采用焊接形式与面板相连，减轻重量同时减少机械连接带来的紧固件松动及掉钉的风险。
本实用新型公开了一种用于锥形螺栓的拆卸组件，属于紧固件设计技术领域。包括：锥形螺栓、拆卸工具及垫圈；锥形螺栓与机体过盈配合安装；垫圈设置在靠近锥形螺栓大端的一端，垫圈抵接在机体的端面上，且与锥形螺栓大端轴径间隙配合；锥形螺栓的大端设置有螺纹孔，拆卸工具穿过垫圈与螺纹孔连接；拆卸工具与螺纹孔配合设置有螺纹段，转动拆卸工具产生预紧力，能够使锥形螺栓在预紧力的作用下产生轴向拉力并发生径向收缩，从而从机体内脱落。本实用新型采取拧动六角头螺栓的方式，无振动及敲击噪音，操作过程可控制性好，其构件简单、便于取用及操作，受场地及操作空间的限制小，尤其是在操作空间狭小部位优势更为明显，省时省力。
本发明涉及一种无人机侧风着陆控制方法，其包括：建立无人机着陆的纠偏流机动控制，所述纠偏流的机动控制用于减小飞机偏流角βw；在所述纠偏流机动控制中加入航向机动预留控制，用于减少减小纠偏流机动对飞机侧偏控制的冲击；在所述纠偏流机动控制中加入侧滑角限制，用于防止无人机侧向载荷超限；以及在纠偏机动的横向控制支路中需加入滚转角权限限制，以避免近地滚转纠偏导致机翼擦地。本发明的无人机侧风着陆控制方法在着陆控制过程将侧偏修正与纠偏流机动结合起来，解决了着陆过程的协调控制与纠偏流机动控制的匹配问题，实现滚转姿态受限/侧滑受限条件下的安全着陆，可显著提升无人机侧风着陆过程安全性。
本发明涉及防护用卷帘机构设计，特别涉及一种卷帘机构。卷帘机构包括：卷帘，其末端设置有钢带；卷帘轴，用于区卷卷帘；卷钢带轴，用于在与卷帘区卷方向相反的方向区卷钢带；滑轨，用于对卷帘的区卷方向进行限位；第一电机，通过卷帘开启传动副驱动卷帘轴转动；第二电机，通过关闭传动副驱动卷钢带轴转动；止动开关组件，用于在卷帘处于完全区卷状态时，控制第一电机停机，还用于在卷帘处于完全展开状态时，控制第二电机停机。本发明的卷帘机构，避免了手动控制卷帘门时不能完全收起或者完全放下的问题，也避免了由于疏忽因素造成的当卷帘门完全收起或者完全放下时电机未关闭使得卷帘门转轴继续转动造成卡滞现象发生，杜绝了发生事故的隐患。
本发明涉及一种受拉伸载荷螺栓孔的预防性修理方法，属于飞机维修技术领域，其包括第一：根据飞机载荷谱、螺栓孔结构特性、大修周期以及相关试验结果确定修理时机和修理范围；第二：对待修理的螺栓孔通过铰孔去除微裂纹；第三：对铰孔后的螺栓孔表面进行滚压强化，提高螺栓孔抗疲劳能力；本发明的受拉伸载荷螺栓孔的预防性修理方法能够通过最小的资源消耗保证飞机结构的可靠性和安全性，具有简单、高效的优点。
本发明公开了一种座舱盖静力试验台刚度分布模拟方法，属于座舱盖静力试验技术领域。包括步骤一、提取座舱盖机身口框部分结构；对座舱盖静力试验无关的结构进行简化处理，重新设计支架结构，增加试验台底板并更换试验台结构的材料；步骤二、根据座舱盖试验台初始结构建立有限元分析模型并对其进行强度计算和刚度计算；步骤三、通过调整座舱盖试验台支架位置、支架结构尺寸、支架材料，优化试验台结构，然后再进行强度和刚度计算；通过多轮设计和计算过程，保证座舱盖试验台上锁钩的受力情况与机身上锁钩的受力情况基本一致，锁勾载荷误差小于5％；步骤四、试验台和机身支持条件下加载座舱盖有限元模型，观察两种状态下座舱盖的受力和变形情况。
本发明公开了一种迎角传感器自检测方法，属于传感器检测技术领域。包括：步骤一、检测控制器的采集接口是否正常；若正常，则进行步骤二；否则，则对采集接口故障进行记录；步骤二、检测传感器输出信号的和值是否正常；若正常，则进行步骤三；否则，则对和值故障进行记录；步骤三、检测传感器在极限位置输出信号及和值是否正常；若正常，则进行步骤四；否测，则对传感器输出信号故障及和值故障进行记录；步骤四、检测迎角传感器风标是否出现卡死故障；步骤五、对迎角传感器自检测结果进行故障综合；本发明提高了本自检测方法的故障定位准确性；采用和值判断与两侧偏转极限位置时传感器输出位置判断方法，提高了迎角传感器故障检测覆盖率。
本发明涉及高性能超音速进气道设计，特别涉及一种进气道唇口结构，包括由支撑板、上柔性蒙皮以及下柔性蒙皮构成的进气道唇口本体；上腔体和下腔体；支撑板的靠近唇缘的一端由形状记忆合金构成，其具有至少两种变化状态，使得由所述进气道唇口结构构成的进气道具有正常状态、开口扩大状态以及开口缩小状态；上唇缘驱动件和下唇缘驱动件，均由形状记忆合金构成，分别固定设置在上唇缘位置处及下唇缘位置处；温控装置，用于分别控制上腔体和下腔体中的温度。本发明的进气道唇口结构，能够在飞行过程中，随飞行速度对唇缘形状进行控制，使得进气道唇口在不同飞行状态下都能保持良好的气动性能，在宽速域的飞行范围内，都能保持较好的进发匹配性能。
本实用新型涉及线缆敷设技术领域，具体提供了一种飞机油箱内电缆集束敷设结构，油箱内安装有至少八个框架，所述框架之间线性排列，其中，位于最外侧的两个框架分别为框架A和框架N，电缆集束从油箱壁板穿入，依次贯穿所有框架并从油箱另一侧壁板穿出，电缆集束的一端通过法兰盘和框架A的密封罩相固定，另一端通过法兰盘和框架N相固定，该敷设结构打破了传统油箱内不允许安装电缆集束的限制，解决了新增大幅电缆的无敷设空间及通路问题。