标题：一种制冷加热系统半物理仿真试验方法

摘要：一种制冷加热系统半物理仿真试验方法，属于大型民机环境控制领域设计技术。试验系统包括制冷加热控制器、一套真实制冷组件和激励仿真台，步骤如下：第一，将上述部件通过导线连接；第二，在激励仿真台中搭建制冷组件物理仿真模型，将真实制冷组件出口的温度值和流量值传递给制冷组件物理仿真模型；第三，在激励仿真台中搭建座舱物理仿真模型，计算出座舱温度；第四，激励仿真台将座舱温度传递给制冷加热控制器，制冷加热控制器计算出温度控制活门的控制率。本发明优点是：可以及早发现系统设计中的缺陷，大大的降低试验的风险，缩短系统附件的加工周期，减少系统附件的数量，本发明可以验证整个系统的性能指标及可靠性，调整系统参数和控制规律。

申请号：CN201110272822.1

申请日：2011/9/14

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：１．一种制冷加热系统半物理仿真试验方法，其特征在于，试验系统包括制冷加热控制器、一套真实制冷组件，激励仿真台三部分，制冷加热控制器，用于采集传感器数值，接收激励仿真台传递的参数，调用控制器中固有的控制率，进行计算，以驱动控制系统中电动活门的开闭及开度；制冷加热控制器具有如下部件：１)ＣＰＵ；２)数据存储器，支持数据校验；３)ＵＳＥＲ ＦｌａｓｈＴＭ存储器；４)ＳＹＳＴＥＭ ＦｌａｓｈＴＭ存储器；５)非易失存储器；６)定时器；７)看门狗；８)以太网接口；９)温度传感器输入接口；１０)压力传感器输入接口；１１)流量传感器输入接口；１２)温度控制活门输出通道接口；１３)电源模块；１４)机箱。制冷组件包括导管、散热器、压气机、涡轮、温度控制活门、制冷组件出口温度传感器、制冷组件出口流量传感器，驾驶舱管路温度传感器、货舱管路温度传感器、驾驶舱管路流量传感器、货舱管路流量传感器；激励仿真台，用于采集传感器数值，通过运算计算出座舱的温度值；激励仿真台配置适当的硬件系统与软件系统，实现对另一套真实制冷组件的模拟以及座舱物理仿真模型的搭建。激励仿真台硬件选用流量采集模块和温度采集模块完成对驾驶舱管路流量、货舱管路流量、驾驶舱配平管路流量、货舱配平管路流量、驾驶舱管路温度和货舱管路温度的测量，根据座舱温度模型传递函数将这些测量值参与计算，得出驾驶舱区域温度和货舱区域温度值，通过三线电阻仿真板卡将相应的温度值送给制冷加热控制器。试验步骤如下：第一，将上述制冷加热控制器、一套真实制冷组件和激励仿真台通过导线连接；制冷加热控制器通过导线与真实制冷组件中的温度控制活门和制冷组件出口温度传感器连接，温度控制活门的开度由制冷加热控制器控制；同时，制冷加热控制器与激励仿真台通过硬件接口连接，制冷加热控制器接收激励仿真台的仿真信号；激励仿真台通过导线与真实制冷组件中的制冷组件出口流量传感器和制冷组件出口温度传感器连接。并且，激励仿真台设置有硬件输出接口，可以与制冷加热控制器对接。第二，在激励仿真台中搭建制冷组件物理仿真模型，采集真实制冷组件出口的温度值和流量值，并将真实制冷组件出口的温度值和流量值传递给制冷组件物理仿真模型；制冷组件物理仿真模型出口的温度值＝真实制冷组件出口的温度值制冷组件物理仿真模型出口的流量值＝真实制冷组件出口的流量值第三，在激励仿真台中搭建座舱物理仿真模型，采集真实制冷组件中驾驶舱管路和货舱管路的温度值和真实制冷组件中驾驶舱管路和货舱管路出口的流量值，并将上述温度值和流量值传递给激励仿真台的座舱物理仿真模型，座舱物理仿真模型根据输入的温度值和流量值，计算出座舱温度；供气量Ｑ(座舱输入流量值)＝(驾驶舱管路出口的流量值＋货舱管路出口的流量值)＊２供气量Ｑ＝驾驶舱供气量＋货舱供气量驾驶舱供气量＝驾驶舱管路出口的流量值＊２货舱供气量＝货舱管路出口的流量值＊２座舱温度模型建立公式：假设不考虑座舱舱壁的储热和内部座椅及人员的蓄热，即舱壁吸收热量和放出的热量相同θ入——供入座舱的气体温度；θｔ——座舱的温度。传递函数＊＊＊ｎ为换气效率，为座舱供气量Ｑ和座舱容积Ｖ的比。第四，座舱物理仿真模型将计算得出的座舱温度传递给制冷加热控制器，制冷加热控制器根据座舱温度和座舱温度设定值之间的差计算出温度控制活门的控制率。

专利类型：发明申请

标题：一种飞机辅助动力装置进气口鼓包构型

摘要：本发明属于飞机设计技术，涉及一种飞机辅助动力装置进气口鼓包构型。其特征在于，该进气口鼓包位于飞机机身蒙皮的平面部位，该进气口鼓包凸出机身蒙皮平面部位的表面；进气口鼓包由进气风门和整流罩组成。本发明的进气道外部整流罩设计成与飞机蒙皮表面融合过渡的鼓包型面，可以有效减小对飞行气动阻力以及沿各个方向的外部气流扰动的影响。进气风门采用流线型曲面设计，在打开和闭合状态下都较好地兼顾了进气道的外流和内流气动性能。

申请号：CN201110232638.4

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：1.一种飞机辅助动力装置进气口鼓包构型，其特征在于，
(1)该进气口鼓包位于飞机机身蒙皮平面部位[3]，该进气口鼓包凸出机身蒙皮平面部位[3]的表面；
(2)进气口鼓包由进气风门[1]和整流罩[2]组成，进气口鼓包在机身蒙皮平面部位[3]上投影轮廓的对称中心线与飞机纵向轴线平行，该轮廓为龟甲形状，进气口鼓包轮廓的左端为龟甲形状的后部，A点为龟甲形状的后端点，进气风门[1]在机身蒙皮平面部位[3]上投影的轮廓为矩形，该矩形位于上述进气口鼓包轮廓的内部，该矩形的前边即为龟甲形状的前边缘，B点为该矩形前边的中点，该矩形的后边与进气口鼓包凸出机身蒙皮平面部位[3]的最高位置对应，过A点和B点的直线为进气口鼓包在机身蒙皮平面部位[3]上投影轮廓的对称中心线，龟甲形状的前边缘与投影轮廓的对称中心线垂直；
(3)进气风门[1]的前边通过铰链与机身结构形成铰链连接，进气风门[1]有关闭和打开两个工作位置，当进气风门[1]处于关闭工作位置时，进气风门[1]和整流罩[2]共同构成进气口鼓包；当进气风门[1]处于打开工作位置时，进气风门[1]绕铰链向机身内部旋转α角，构成进气道内流道的一部分，α＝10°～30°；
(4)当进气风门[1]处于关闭工作位置时，进气口鼓包的型面坐标如下：建立进气口鼓包的三维坐标系：以A点为原点，过A点和B点的直线为X轴，正方向指向右方，即机头方向，以机身蒙皮平面部位[3]内过A点垂直于X轴直线为Y轴，正方向指向上方，以右手法则确定Z轴；以垂直于X轴的10个平行平面截取进气口鼓包的横截面，平行平面的间隔为d＝L/10，L是A点和B点的距离，L的范围取500mm～1000mm。每个横截面与鼓包型面相交得到一条型面曲线，从左至右将型面曲线依次编号为1号型面曲线至10号型面曲线；将每条型面曲线等分为9个特征点，1号型面曲线的特征点编号为A1-1至A1-9，依此类推，10号型面曲线的特征点编号为A10-1至A10-9，则每条型面曲线特征点的坐标如下：
1号型面曲线特征点的坐标：
A1-1A1-2A1-3A1-4A1-5A1-6A1-7A1-8A1-9X0.1L0.1L0.1L0.1L0.1L0.1L0.1L0.1L0.1LY-0.142L-0.105L-0.071L-0.037L00.037L0.071L0.105L0.142LZ00.006L0.022L0.037L0.043L0.037L0.022L0.006L0
2号型面曲线特征点的坐标：
A2-1A2-2A2-3A2-4A2-5A2-6A2-7A 2-8A2-9X0.2L0.2L0.2L0.2L0.2L0.2L0.2L0.2L0.2LY-0.255L-0.189L-0.128L-0.066L00.066L0.128L0.189L0.255LZ00.010L0.039L0.067L0.077L0.067L0.039L0.010L0
3号型面曲线特征点的坐标：
A3-1A3-2A3-3A3-4A3-5A3-6A3-7A3-8A3-9X0.3L0.3L0.3L0.3L0.3L0.3L0.3L0.3L0.3LY-0.341L-0.252L-0.171L-0.089L00.089L0.171L0.252L0.341LZ00.013L0.052L0.089L0.102L0.089L0.052L0.013L0
4号型面曲线特征点的坐标：
A4-1A4-2A4-3A4-4A4-5A4-6A4-7A4-8A4-9X0.4L0.4L0.4L0.4L0.4L0.4L0.4L0.4L0.4LY-0.392L-0.29L-0.196L-0.102L00.102L0.196L0.29L0.392LZ00.015L0.059L0.102L0.118L0.102L0.059L0.015L0
5号型面曲线特征点的坐标：
A5-1A5-2A5-3A5-4A5-5A5-6A5-7A5-8A 5-9X0.5L0.5L0.5L0.5L0.5L0.5L0.5L0.5L0.5LY-0.408L-0.302L-0.204L-0.106L00.106L0.204L0.302L0.408LZ00.016L0.062L0.107L0.122L0.107L0.062L0.016L0
6号型面曲线特征点的坐标：
A6-1A6-2A6-3A6-4A6-5A6-6A6-7A6-8A6-9X0.6L0.6L0.6L0.6L0.6L0.6L0.6L0.6L0.6LY-0.409L-0.303L-0.205L-0.106L00.106L0.205L0.303L0.409LZ00.016L0.061L0.105L0.123L0.105L0.061L0.016L0
7号型面曲线特征点的坐标：
A 7-1A7-2A 7-3A7-4A7-5A7-6A7-7A7-8A7-9X0.7L0.7L0.7L0.7L0.7L0.7L0.7L0.7L0.7LY-0.402L-0.298L-0.203L-0.104L00.104L0.203L0.298L0.402LZ00.015L0.059L0.09L0.105L0.09L0.059L0.015L0
8号型面曲线特征点的坐标：
A8-1A8-2A8-3A8-4A8-5A8-6A8-7A8-8A8-9X0.8L0.8L0.8L0.8L0.8L0.8L0.8L0.8L0.8LY-0.364L-0.272L-0.187L-0.094L00.094L0.187L0.272L0.364LZ00.013L0.052L0.063L0.068L0.063L0.052L0.013L0
9号型面曲线特征点的坐标：
A9-1A9-2A9-3A9-4A9-5A9-6A9-7A9-8A9-9X0.9L0.9L0.9L0.9L0.9L0.9L0.9L0.9L0.9LY-0.291L-0.218L-0.147L-0.074L00.074L0.147L0.218L0.291LZ00.01L0.024L0.028L0.029L0.028L0.024L0.01L0
10号型面曲线特征点的坐标：
A10-1A10-2A10-3A10-4A10-5A10-6A10-7A10-8A10-9X1.0L1.0L1.0L1.0L1.0L1.0L1.0L1.0L1.0LY-0.187L-0.14L-0.094L-0.047L00.047L0.094L0.14L0.187LZ000000000
每条型面曲线上相邻特征点之间平滑过渡，龟甲形状的后端点A与1号型面曲线之间，相邻型面曲线之间以及9号型面曲线与龟甲形状的前边缘之间的型面平滑过渡。

专利类型：发明申请

标题：一种无冲压进气道的综合环控/液冷热能管理系统

摘要：一种无冲压进气道的综合环控/液冷热能管理系统，属于飞机机载设备领域，具体涉及对一种无冲压进气道综合环控/液冷热能管理系统的改进。本发明由两轮式高压除水制冷组件、液体冷却系统1、液体冷却系统2和燃油系统四部分组成，高压除水制冷组件和液体冷却系统1通过空气-液体热交换器耦合，该空气-液体热交换器在两轮式高压除水制冷组件位于压气机出口下游，在液体冷却系统中其位于燃油-液体热交换器与液体泵之间。本发明降低了制冷系统性能代偿损失，提高了制冷组件除水及制冷效率，有效降低了对飞机飞行性能的影响，提高了飞机燃油效率，飞机经济性好。

申请号：CN201110272801.X

申请日：2011/9/14

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：１．一种无冲压进气道的综合环控／液冷热能管理系统，其特征在于，由两轮式高压除水制冷组件、液体冷却系统１、液体冷却系统２和燃油系统四部分组成，高压除水制冷组件和液体冷却系统１通过空气－液体热交换器耦合，该空气－液体热交换器在两轮式高压除水制冷组件位于压气机出口下游，在液体冷却系统中其位于燃油－液体热交换器与液体泵之间；液体冷却系统１和燃油系统通过液体－燃油热交换器耦合，该液体－燃油热交换器在液体冷却系统１中位于空气－液体热交换器和液体－液体热交换器之间；液体冷却系统１和液体冷却系统２通过液体－液体热交换器耦合，该液体－液体热交换器在液体冷却系统１中位于燃油－液体热交换器和关断活门之间，在液体冷却系统２中位于蒙皮散热器和电加热器之间。

专利类型：发明申请

标题：一种大展弦比机翼跨声速颤振模型

摘要：本实用新型涉及大展弦比机翼跨声速颤振模型，包括空心梁，最外部的玻璃钢蒙皮，空心梁和玻璃钢蒙皮之间填充有轻质泡沫；空心梁为矩形空心结构，矩形两边带有耳片；空心梁上安装有垂直空心梁的肋板；空心梁的材料为低密度高模量金属材料。用带耳片的空心梁可以在满足三向刚度要求的情况下减轻模型的整体重量，使得模拟更加准确；空心梁和蒙皮之间填充数控加工的轻质泡沫，精确保证了惯量分布，该结构形式使得模型的生产和装配易于进行。

申请号：CN201120294839.2

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：１．一种大展弦比机翼跨声速颤振模型，其特征在于：包括空心梁，最外部的玻璃钢蒙皮，空心梁和玻璃钢蒙皮之间填充有轻质泡沫。

专利类型：实用新型