标题：一种合页式卡箍夹紧机构

摘要：本实用新型涉及一种合页式卡箍夹紧机构。夹紧机构包括左合页、铆钉、右合页、挂柱、开口销、螺栓、螺母、挡圈、棘轮扳手，左合页与右合页的根部通过铆钉连接；左合页活动端头安装螺栓，螺栓穿过右合页活动端头的长圆孔后用螺母固定，螺栓的端头安装开口销；螺母外型的六方形部分安装棘轮扳手，螺母外型的六方形两端的圆槽内各安装一个轴用挡圈。本实用新型采用棘轮扳手与合叶式卡箍配合，可在较小的操作空间内，通过转动棘轮扳手使卡箍夹紧圆柱体产生较大的摩擦力，将重物挂在挂柱上，从而实现重物在圆柱体上悬挂，通过棘轮扳手拧紧卡箍可产生不大于150kg摩擦力，操作轻便、快捷。

申请号：CN201120038306.8

申请日：2011/2/15

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：一种合页式卡箍夹紧机构，其特征在于，夹紧机构包括左合页、铆钉、右合页、挂柱、开口销、螺栓、螺母、挡圈、棘轮扳手，左合页与右合页的根部通过铆钉连接；左合页活动端头安装螺栓，螺栓穿过右合页活动端头的长圆孔后用螺母固定，螺栓的端头安装开口销；螺母外型的六方形部分安装棘轮扳手，螺母外型的六方形两端的圆槽内各安装一个轴用挡圈。

专利类型：实用新型

标题：用于建立轰运类飞机燃油质量特性数据库的标准设计工况确定方法

摘要：本发明属于飞机燃油测量技术，涉及对用于建立轰运类飞机燃油质量特性数据库的标准设计工况确定方法的改进。标准设计工况包括地面标准设计工况和空中标准设计工况，其特征在于，确定的步骤如下：确定地面标准设计工况；确定空中标准设计工况；以地面标准设计工况和空中标准设计工况下的油箱容腔变形模型作为建立轰运类飞机燃油质量特性数据库的基础。本发明大幅度减小了标准设计工况下油箱容腔模型与其他工况下油箱容腔模型的误差，从而提高了燃油测量精度。

申请号：CN201110232581.8

申请日：2011/8/15

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.用于建立轰运类飞机燃油质量特性数据库的标准设计工况确定方法，标准设计工况包括地面标准设计工况和空中标准设计工况，其特征在于，确定的步骤如下：
1.1、确定地面标准设计工况：
1.1.1、划分地面设计工况：在飞机处于地面停机状态、不包含燃油的标准装载情况下，按照载油量由零油至满油平均划分为n个工况，n＝6～10，第一地面设计工况为零油状态，最后一个地面设计工况为满油状态；
1.1.2、获取各地面设计工况的油箱容腔变形模型：
1.1.2.1、获取油箱型架容腔模型的外包络面：根据油箱型架三维数字模型，提取油箱型架容腔模型，同时，在油箱型架容腔模型的基础上，提取油箱型架容腔模型的外包络面；
1.1.2.2、确定各地面设计工况下的载荷数据：按照地面压力加油状态进行燃油重量分布计算，确定燃油载荷数据，根据油箱型架三维数字模型获取油箱结构载荷数据，燃油载荷数据和油箱结构载荷数据共同构成地面设计工况下的载荷数据；
1.1.2.3、进行各地面设计工况下油箱变形分析：建立油箱型架三维数字模型的有限元模型，根据各地面设计工况下的载荷数据进行结构变形分析，得到包含节点初始坐标和变形位移的结果文件；
1.1.2.4、获取各地面设计工况下油箱容腔变形模型：根据上述结果文件提取各地面设计工况下油箱型架容腔模型外包络面上节点的初始坐标和变形位移；以此为基础，构造各地面设计工况下油箱容腔模型外包络点云数据，对点云数据进行拟合得到变形后的油箱容腔模型包络面，并在此基础上构造出各地面设计工况下油箱容腔变形模型；
1.1.3、计算各地面设计工况下油箱容腔变形模型的容积误差代数和：
针对第一地面设计工况下的油箱容腔变形模型，以m+1个水平面将油箱容腔变形模型的容积由零油到满油平均分成m份，m＝10～20，得到m+1个油平面；用得到的m+1个油平面分别切分第二至最后一个地面设计工况下的油箱容腔变形模型，分别得到各油平面以下第一地面设计工况油箱容腔变形模型的容积与第二至最后一个地面设计工况下的油箱容腔变形模型的容积之差的绝对值，上述绝对值组成一个n-1行、m+1列的绝对值矩阵Mi，j，i＝1，2，……n-1，j＝1，2，……，m+1，其中M1，1表示第一个油平面下第一地面设计工况油箱容腔变形模型的容积与第二地面设计工况油箱容腔变形模型的容积差值的绝对值，Mn-1，1表示第一个油平面下第一地面设计工况油箱容腔变形模型的容积与最后一个地面设计工况油箱容腔变形模型的容积差值的绝对值，M1，2表示第二个油平面下第一地面设计工况油箱容腔变形模型的容积与第二地面设计工况油箱容腔变形模型的容积差值的绝对值，M1，m+1表示第m+1个油平面下第一地面设计工况油箱容腔变形模型的容积与第二地面设计工况油箱容腔变形模型的容积差值的绝对值；计算绝对值矩阵Mi，j的各元素之和作为第一地面设计工况下油箱容腔变形模型的容积误差代数和，记为Q1；按照上述方法，分别得到第二地面设计工况至最后一个地面设计工况油箱容腔变形模型的绝对值矩阵，然后计算得到第二地面设计工况油箱容腔变形模型的容积误差代数和Q2至第n地面设计工况油箱容腔变形模型的容积误差代数和Qn；
1.1.4、选择地面标准设计工况：
找出Q1～Qn的最小值，以该最小值对应的地面设计工况作为地面标准设计工况；
1.2、确定空中标准设计工况：
1.2.1、划分空中设计工况：在飞机处于空中巡航状态、按照飞机总重量由空机重量至最大起飞重量平均划分为p个工况，p＝8～12，第一空中设计工况为空机状态，最后一个空中设计工况为最大起飞重量状态；
1.2.2、获取各空中设计工况的油箱容腔变形模型：
1.2.2.1、获取油箱型架容腔模型的外包络面：根据油箱型架三维数字模型，提取油箱型架容腔模型，同时，在油箱型架容腔模型的基础上，提取油箱型架容腔模型的外包络面；
1.2.2.2、确定各空中设计工况下的载荷数据：按照空中正常耗油状态进行燃油重量分布计算，确定燃油载荷数据，根据油箱型架三维数字模型吹风载荷数据获取油箱结构载荷数据，燃油载荷数据和油箱结构载荷数据共同构成空中设计工况下的载荷数据；
1.2.2.3、进行各空中设计工况下油箱变形分析：建立油箱型架三维数字模型的有限元模型，根据各空中设计工况下的载荷数据进行结构变形分析，得到包含节点初始坐标和变形位移的结果文件；
1.2.2.4、获取各空中设计工况下油箱容腔变形模型：根据上述结果文件提取各空中设计工况下油箱型架容腔模型外包络面上节点的初始坐标和变形位移；以此为基础，构造各空中设计工况下油箱容腔模型外包络点云数据，对点云数据进行拟合得到变形后的油箱容腔模型包络面，并在此基础上构造出各空中设计工况下油箱容腔变形模型；
1.2.3、计算各空中设计工况下油箱容腔变形模型的容积误差代数和：
针对第一空中设计工况下的油箱容腔变形模型，以m+1个水平面将油箱容腔变形模型的容积由零油到满油平均分成m份，m＝10～20，得到m+1个油平面；用得到的m+1个油平面分别切分第二至最后一个空中设计工况下的油箱容腔变形模型，分别得到各油平面以下第一空中设计工况油箱容腔变形模型的容积与第二至最后一个空中设计工况下的油箱容腔变形模型的容积之差的绝对值，上述绝对值组成一个p-1行、m+1列的绝对值矩阵Nk，j，k＝1，2，……p-1，j＝1，2，……，m+1，其中N1，1表示第一个油平面下第一空中设计工况油箱容腔变形模型的容积与第二空中设计工况油箱容腔变形模型的容积差值的绝对值，Np-1，1表示第一个油平面下第一空中设计工况油箱容腔变形模型的容积与最后一个空中设计工况油箱容腔变形模型的容积差值的绝对值，N1，2表示第二个油平面下第一空中设计工况油箱容腔变形模型的容积与第二空中设计工况油箱容腔变形模型的容积差值的绝对值，N1，m+1表示第m+1个油平面下第一空中设计工况油箱容腔变形模型的容积与第二空中设计工况油箱容腔变形模型的容积差值的绝对值；计算绝对值矩阵Nk，j的各元素之和作为第一空中设计工况下油箱容腔变形模型的容积误差代数和，记为S1；按照上述方法，分别得到第二空中设计工况至最后一个空中设计工况油箱容腔变形模型的绝对值矩阵，然后计算得到第二空中设计工况油箱容腔变形模型的容积误差代数和S2至第p空中设计工况油箱容腔变形模型的容积误差代数和SP；
1.2.4、选择空中标准设计工况：找出S1～SP的最小值，以该最小值对应的空中设计工况作为空中标准设计工况；
1.3、以地面标准设计工况和空中标准设计工况下的油箱容腔变形模型作为建立轰运类飞机燃油质量特性数据库的基础。

专利类型：发明申请

标题：一种新型高温管路绝热层

摘要：一种高温管路绝热层，属于隔热密封设计技术，涉及对现有高温导管隔热密封技术的改进。包括空气隔层[2]、绝热层[6]，绝热层衬圈[3]、气体泄漏探测预留孔[4]和金属丝网[5]，其中，绝热层[6]与高温管路外表面通过绝热层衬圈[3]支撑，绝热层(6]与高温管路外表面之间为空气隔层(2]，气体泄漏探测预留孔[4]布置在绝热层(6]上，并用金属丝网[5]覆盖。本发明以空气为绝热介质，绝热层用高温成型的复合材料，并辅以绝热层衬圈结构，能实现在较小的厚度下满足使用强度要求，与传统高温管路绝热层相比，大大减轻了绝热层的重量，也方便维护；高温成型的复合材料绝热层气密性好，在其上开气体泄漏探测预留孔，就可以在此开孔处布置探测头，易于实现泄漏探测功能。

申请号：CN201110113937.6

申请日：2011/5/4

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：一种高温管路绝热层，其特征在于，包括空气隔层[2]、绝热层[6]，绝热层衬圈[3]、气体泄漏探测预留孔[4]和金属丝网[5]，其中，绝热层[6]与高温管路外表面通过绝热层衬圈[3]支撑，绝热层(6]与高温管路外表面之间为空气隔层(2]，气体泄漏探测预留孔[4]布置在绝热层(6]上，并用金属丝网[5]覆盖。

专利类型：发明申请

标题：一种用于非同轴翼面的同步操纵机构

摘要：本发明涉及一种用于非同轴翼面的同步操纵机构。所述用于颤振模型非同轴升降舵的同步操纵连接机构，由本体[1]、左拨叉[2]、右拨叉[3]、关节轴承[4](2个)、轴销1[5](2个)、弹簧接头连接杆[6]、弹簧接头[7]、轴销2[8]、套管[9](2个)、轴销3[10](2个)及轴销4[11]组成。其中，左、右升降舵分别与左、右拨叉相连，整个同步操纵机构通过轴销4[11]悬挂在机体结构上，弹簧接头通过弹簧与主结构[14]相连，模拟升降舵操纵刚度，实现同步操纵左、右升降舵。因此，本发明可以在尾段颤振模型上模拟升降舵的操纵形式，实现了非同轴升降舵在同一驱动点的同步操纵。

申请号：CN201110113940.8

申请日：2011/5/4

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：一种非同轴翼面的同步操纵机构，由本体[1]、左拨叉[2]、右拨叉[3]、关节轴承[4](2个)、销轴1[5](2个)、弹簧接头连接杆[6]、弹簧接头[7]、销轴2[8]、套管[9](2个)、销轴3[10](2个)及销轴4[11]组成，其中左拨叉[2]、右拨叉[3]分别通过关节轴承[4]和销轴1[5]操纵机构本体[1]连接起来；套管[9]与两个拨叉通过销轴3[10]来连接；弹簧接头连接杆[6]与操纵机构本体[1]是螺纹连接；弹簧接头[7]与弹簧接头连接杆[6]通过销轴[8]来连接；左升降舵[12]、右升降舵[13]分别与左拨叉[2]、右拨叉[3]连接；同步操纵机构本体[1]通过销轴4[11]悬挂在主结构[14]上，同时弹簧接头[7]与机体主结构[14]通过弹簧[15]连接。

专利类型：发明申请