标题：一种飞机前缘缝翼剖面曲线的设计方法

摘要：本发明属于飞机机翼设计技术，涉及对现有飞机前缘缝翼剖面曲线 设计方法的改进。其特征在于，采用直线、圆弧、二次曲线的组合来完 成缝翼剖面曲线的设计，设计的步骤如下：二次曲线的定义方式；定义 机翼剖面曲线；定义前缘缝翼剖面曲线；确定缝翼外剖面曲线[1]和缝翼 内剖面曲线[2]的起点A的位置；确定缝翼内剖面曲线[2]终点D的位置； 确定缝翼内剖面曲线[2]；确定固定翼前缘剖面曲线[3]起点E；确定固定 翼前缘剖面曲线[3]；确定缝翼外剖面曲线[1]终点B的位置。本发明大 大提高了设计效率，改进了缝翼内型和固定翼外形曲面曲率的连续性， 提高了缝翼剖面和曲面的设计质量，进而使缝翼的气动效率得以充分发 挥，保证了缝道沿展向的间隙和展向分布规律，提高了前缘缝翼的增升 效果。

申请号：CN200910143862.9

申请日：2009/6/1

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：1、一种飞机前缘缝翼剖面曲线的设计方法，其特征在于，采用直线、 圆弧、二次曲线的组合来完成缝翼剖面曲线的设计，设计的步骤如下： 1.1、二次曲线的定义方式；采用曲线起点、曲线终点、曲线起点和 终点切线交点和曲线型因子的定义方法定义二次曲线；点S1为二次曲线 的起点，点S2为二次曲线的终点，点S3为二次曲线起点切线和终点切线 的交点，点S4为点S1和点S2连线的中点，点S5为二次曲线与线段S3S4的 交点，曲线型因子f＝S5S4/S3S4，式中：S5S4为点S5和点S4连线的长度， S3S4为点S3和点S4连线的长度，点S1、点S2和点S3组成的三角形称为二 次曲线的控制三角形； 1.2、定义机翼剖面曲线；机翼剖面曲线是指在机翼三维模型上由与 机翼根剖面平行的平面和机翼曲面相交所得到的曲线，机翼剖面曲线分 上、下两部分，分界点在机翼前缘点，上半部分称为上翼面曲线，下半 部分称为下翼面曲线； 1.3、定义前缘缝翼剖面曲线；前缘缝翼剖面曲线由缝翼外剖面曲线 [1]、缝翼内剖面曲线[2]和固定翼前缘剖面曲线[3]组成；点A为缝翼外 剖面曲线[1]和缝翼内剖面曲线[2]的起点，点B为缝翼外剖面曲线[1]的 终点，点D为缝翼内剖面曲线[2]的终点，点E为固定翼前缘剖面曲线[3] 的起点，点F为固定翼前缘剖面曲线[3]的终点，过机翼前缘点且与水平 方向平行的直线为机翼剖面的参考弦线[4]，机翼前梁平面与机翼剖面的 交线为垂直基准线[5]； 1.4、确定缝翼外剖面曲线[1]和缝翼内剖面曲线[2]的起点A的位置； 做垂直基准线[5]的第一平行线[9]，使其位于垂直基准线[5]的前方，且 与垂直基准线[5]的距离为D2，D2＝60mm～350mm，第一平行线[9]与机翼 剖面上翼面曲线的交点为缝翼外剖面曲线[1]和缝翼内剖面曲线[2]的起 点A； 1.5、确定缝翼内剖面曲线[2]终点D的位置；将机翼剖面的参考弦 线[4]与垂直基准线[5]的交点T沿机翼剖面的参考弦线[4]向前移动D0 距离，得到点R，D0为机翼剖面前缘点P至垂直基准线[5]距离的2/3～ 3/4；过点R做机翼剖面下翼面曲线的法线[7]，法线[7]与机翼剖面下翼 面曲线的交点为缝翼内剖面曲线[2]的终点D； 1.6、确定缝翼内剖面曲线[2]；缝翼内剖面曲线[2]由直线段AG[10]、 二次曲线GJ[11]和直线段JD[12]三段组成； 1.6.1、确定直线段AG[10]；过点A做机翼剖面上翼面曲线的第一切 线[6]；过点A向前做直线段AG[10]，使直线段AG[10]位于第一切线[6] 的下方且与第一切线[6]的夹角为A1，A1＝1°～15°，直线段AG[10]的 长度L1＝20mm～150mm； 1.6.2、确定直线段JD[12]；在法线[7]上D点上方截取直线段 JD[12]，直线段JD[12]的长度L2＝15mm～350mm； 1.6.3、确定二次曲线GJ[11]；直线段AG[10]的延长线与法线[7]交 于点H；以三角形HJG为控制三角形，以f1为曲线型因子，确定二次曲 线GJ[11]，f1＝0.2～0.65，直线段AG[10]、二次曲线GJ[11]和直线段 JD[12]构成缝翼内剖面曲线[2]； 1.7、确定固定翼前缘剖面曲线[3]起点E；做垂直基准线[5]的第二 平行线[20]，使其位于垂直基准线[5]的前方，且与垂直基准线[5]的距 离为D4，D4＝10mm～150mm，第二平行线[20]与机翼剖面上翼面曲线的交 点为固定翼前缘剖面曲线[3]的起点E； 1.8、确定固定翼前缘剖面曲线[3]；固定翼前缘剖面曲线[3]由第一 段二次曲线EK[13]、第二段二次曲线KM[14]和圆弧线MF[15]三段曲线连 接组成； 1.8.1、确定第一段二次曲线EK[13]；过点E做机翼剖面上翼面曲线 的第二切线[18]，将点A沿第一平行线[9]向下移动距离D3得到点K， D3＝1.5mm～10mm；过点K向前做第一直线[16]，使第一直线[16]位于直 线段AG[10]的下方且与直线段AG[10]的夹角为A2，A2＝1°～15°，第一 直线[16]与第二切线[18]的交点为点N，以三角形NKE为控制三角形，以 f2为曲线型因子，f2＝0.2～0.65，确定二次曲线EK[13]； 1.8.2、确定圆弧线MF[15]；将法线[7]沿机翼剖面的参考弦线[4] 向后平移距离D1，得到第二直线[17]，D1＝20mm～200mm；以Rh为半径做 与机翼剖面下翼面曲线和第二直线[17]相切的圆弧，Rh＝10mm～300mm， 圆弧与机翼剖面下翼面曲线的切点为点F，圆弧与直线[17]的切点为点M， 点M至点F之间的圆弧段为固定翼前缘剖面曲线[3]的圆弧线MF[15]； 1.8.3、确定第二段二次曲线KM[14]；第二直线[17]与第一直线[16] 的交点为点L，以三角形LMK为控制三角形，以f3为曲线型因子，f3＝0.3～ 0.65，确定二次曲线KM[14]；第一段二次曲线EK[13]、第二段二次曲线 KM[14]和圆弧线MF[15]连接构成固定翼前缘剖面曲线[3]； 1.9、确定缝翼外剖面曲线[1]终点B的位置；以圆弧线MF[15]的圆 心为圆心，做半径为Rn＝Rh+C1的圆弧[19]，C1＝4mm～20mm，圆弧[19]与 机翼剖面下翼面曲线的前交点为缝翼外剖面曲线[1]的终点B，机翼剖面 曲线上点A至点B之间的曲线为缝翼外剖面曲线[1]。

专利类型：发明申请

标题：一种飞机燃油箱不可放出燃油量标定方法

摘要：本发明属航空技术领域，涉及一种飞机机翼油箱不可放出燃油量的 标定方法。根据油箱数模计算出不可用燃油量，将不可用燃油量的10 倍作为加油量的理论值。将这些燃油分成几份，50％燃油按常规从重力 加油口加入，并不断转动加油，以使油箱底部全部过油；另50％燃油按 此方法加油：打开油箱最高端的维护口盖，通过软管将称重的燃油从长 桁与肋的通过孔分别加入各长桁隔间，以使每个隔间内的油箱底部全部 过油。再分别打开所有放沉淀阀，将油箱中的燃油排放到集油容器中， 并称重计量。加入的油量减去放出的油量即为油箱不可放出燃油量。本 发明以较小的加油量、在较短的时间内实现内部结构复杂的飞机机翼油 箱不可放出燃油量的标定。

申请号：CN200910147114.8

申请日：2009/6/4

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：1.一种飞机燃油箱不可放出燃油量标定方法，其特征在于，(一) 根据油箱的数模计算出不可用燃油量，将不可用燃油量的10倍作为总 加油量的理论值；(二)将总加油量的50％称重计量，并测量燃油的温度 和密度，然后，将称重计量后的燃油从重力加油口加入，并将插入油箱 的加油管口在360°范围内不断的调整加油管口的位置，另外50％燃油 按长桁隔间的数量+1等分分配燃油；(三)将软管从位于油箱最高端的 维护口盖先后穿入长桁隔间，每个长桁隔间加入1份经称重计量的燃油， 然后，将剩余的油量份额称重计量后加入包含维护口盖的长桁隔间； (四)打开油箱上放油开关放油，收集并计量放出的燃油；(五)打开 油箱最低端的维护口盖观察油箱残余燃油的分布以及油箱下壁板是否 充分过油；(六)用加入的燃油量减去放出的燃油量即为油箱不可放出 燃油量。

专利类型：发明申请

标题：一种双控口液控阀

摘要：本发明属于液压技术，涉及对液控阀的改进。它包括壳体、阀芯[7] 和弹簧[6]，其特征在于，在控制腔[1d]内安装着由换向组件[11]、滑动 卡套[12]和换向弹簧[13]组成的换向机构；滑动卡套[12]位于第一环形 凸台[1a]的内孔中，换向弹簧[13]位于滑动卡套[12]的内腔中，换向组 件[11]安装在控制腔[1d]内与控制腔[1d]正交的换向组件安装孔中，换 向叉[15]右换向臂的端头插在滑动卡套[12]左端面中心的圆锥槽内，换 向叉[15]左换向臂的端头插在左端盖[2]内端面中心的圆锥槽内；第二控 制油嘴[17]与换向组件安装孔同轴连通。本发明实现了对液控阀的两路 控制，满足了需要对液控阀实行两路控制的油路的需要，降低系统的复 杂程度、体积和成本。

申请号：CN200910143859.7

申请日：2009/6/1

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：1、一种双控口液控阀，包括由带有贯通左右端面中心孔的阀体[1]、 左端盖[2]和右端盖[3]组成的壳体，左端盖[2]与阀体[1]的左端口通过 螺钉或者螺纹连接，右端盖[3]与阀体[1]的右端口通过螺钉或者螺纹连 接，在阀体[1]内有由左向右依次排列的第一环形凸台[1a]、第二环形凸 台[1b]和第三环形凸台[1c]，上述三个环形凸台将阀体[1]的内腔分隔为 4个部分，由左向右依次为控制腔[1d]、第一进出油腔[1e]、第二进出油 腔[1f]和弹簧腔[1g]，第一进出油嘴[5]与第一进出油腔[1e]连通，第二 进出油嘴[4]与第二进出油腔[1f]连通，控制油嘴[9]与控制腔[1d]连通， 在阀体[1]内安装着阀芯[7]和弹簧[6]，弹簧[6]位于弹簧腔[1g]内，弹 簧[6]的左端顶住阀芯[7]的右端面，弹簧[6]的右端顶住右端盖[3]的内 端面；阀芯[7]的右段[7b]与第三环形凸台[1c]的中心孔间隙配合，在阀 芯[7]的右段[7b]与第三环形凸台[1c]的中心孔之间有密封圈，在阀芯[7] 的中段[7c]的左端有锥面[7a]，该锥面[7a]与第二环形凸台[1b]的右端 口构成锥面阀，阀芯[7]的左段[7d]与第一环形凸台[1a]的中心孔间隙配 合，在阀芯[7]的左段[7d]与第一环形凸台[1a]的中心孔之间有密封圈， 在第一环形凸台[1a]的内圆柱面上有一个环形定位凸台[10]；其特征在 于，在控制腔[1d]内安装着由换向组件[11]、滑动卡套[12]和换向弹簧 [13]组成的换向机构；滑动卡套[12]是左端封闭、右端敞开的圆筒，滑 动卡套[12]位于第一环形凸台[1a]的内孔中、环形定位凸台[10]的左边， 并与第一环形凸台[1a]的内孔保持滑动间隙，在滑动卡套[12]左端面的 中心有一个非贯通的圆锥槽，在上述圆锥槽的外侧有1～6个贯通滑动卡 套[12]左端面的通油孔，换向弹簧[13]位于滑动卡套[12]的内腔中，换 向弹簧[13]的右端顶住环形定位凸台[10]的左端面，换向弹簧[13]的左 端顶住滑动卡套[12]的内端面；换向组件[11]安装在控制腔[1d]内与控 制腔[1d]正交的换向组件安装孔中，换向组件安装孔与控制油嘴[9]同轴 连通，换向组件[11]由换向轴[14]、换向叉[15]和固定销[16]组成，换 向轴[14]位于换向组件安装孔内，与换向组件安装孔滑动配合，在换向 轴[14]圆柱面的轴向中心处有一个垂直于换向轴[14]轴线的贯通的换向 叉安装孔，该换向叉安装孔与控制腔[1d]同轴，换向叉安装孔的两端有 圆锥面倒角α＝45°～60°，在换向轴[14]圆柱面还有一个与换向叉安装 孔正交的销轴孔，固定销[16]安装在上述销轴孔内，换向叉[15]由弹性 材料制成的左右换向臂和连接左右换向臂的中心连接环组成，换向叉[15] 通过固定销[16]安装在换向轴[14]的换向叉安装孔内，换向叉[15]的连 接环与固定销[16]保持转动间隙，换向叉[15]的右换向臂的端头插在滑 动卡套[12]左端面中心的圆锥槽内，在左端盖[2]内端面的中心有一个非 贯通的圆锥槽，换向叉[15]的左换向臂的端头插在左端盖[2]内端面中心 的圆锥槽内；在阀体[1]的左边有一个第二控制油嘴[17]，它的位置与控 制油嘴[9]同轴对称，第二控制油嘴[17]与换向组件安装孔同轴连通。

专利类型：发明申请

标题：一种多功能信号调理器

摘要：本实用新型属于自动化测量技术，涉及对信号调理器的改进。 包括机箱、电源[3]、信号调理电路[1]、传感器连接接插件[2]和背 板总线接插件[4]，其特征在于，所说的电源[3]是多路输出电源， 所说的传感器连接插件[2]为7芯接插件，有与信号调理电路[1]数 量相同的两芯测量信号接插件[5]，它与信号调理电路[1]的输出端 连接。本实用新型能向不同种类传感器提供激励电源，兼容多种类型 传感器，具有信号输出备份接口，提高了对各类传感器的适应性，兼 顾了分析仪器和数据采集系统同时使用信号调理电路输出端的要 求。

申请号：CN200920157453.X

申请日：2009/6/1

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：1、一种多功能信号调理器，包括机箱、电源[3]、安装在机箱内 的1～64路信号调理电路[1]、安装在机箱面板或者背板的1～64个 传感器连接接插件[2]和安装在机箱背板上的1～4个背板总线接插 件[4]，1～64个传感器连接接插件[2]分别与所对应的1～64路信号 调理电路[1]的输入端连接，1～64路信号调理电路[1]的输出端通过 导线分别与1～4个背板总线接插件[4]的相应的连接点连接；其特 征在于，所说的电源[3]是多路输出电源，该电源具有+12V、±15V 和+24V 组电压输出；所说的1～64个传感器连接插件[2]为7芯接 插件，7芯接插件各引脚的定义为：一个+24V引脚、两个信号引脚、一 个地引脚、一个+15V引脚、一个-15V引脚和一个+12V引脚；在机箱背 板或前面板上安装有1～64个两芯测量信号接插件[5]，它们分别与 所对应的1～64路信号调理电路[1]的输出端连接。

专利类型：实用新型