标题：一种外吊货舱的飞翼布局货运飞机

摘要：本发明属于飞行器设计领域, 涉及一种外吊货舱的飞翼布局货运飞机。本发明采用倒鸥型机翼，在倒鸥型机翼上表面凹处放置发动机，利用发动机的滑流效应结合常规的襟缝翼实现短距起飞。在倒鸥型机翼拐折处的下表面左右各布置一个垂直安定舱，在左右垂直安定舱的前方分别设置驾驶员舱与辅助人员舱，在垂直安定舱中设置起落架。在机翼的下方，左右垂直安定舱中间设置集装箱吊挂设备。集装箱运输车驶入左右垂直安定舱之间的通道后，根据集装箱的标号，吊挂设备自动放下吊挂锁具，将集装箱固定后吊起并与吊挂设备连接。本发明实现了货物的快速装卸，利用发动机滑流倒鸥型翼产生的科恩达效应实现了飞机的短距起降。

申请号：CN201210146170.1

申请日：2012/5/11

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：一种外吊货舱的飞翼布局货运飞机，其特征是，该货运飞机为展向倒鸥型飞翼布局(1)，在倒鸥型机翼左右展向凹处，发动机短舱(3)支柱(2)与机翼的上表面接触处的后缘位于后缘襟翼铰链的前面，在机翼下表面，倒鸥型拐折处，由机翼前缘缝翼铰链处至后缘襟翼铰链处之间，关于飞机对称面放置垂直安定舱(4)，左右垂直安定舱的前面分别设置驾驶员座舱(5)与辅助人员舱(6)，左右垂直安定舱上各设置一个起落架舱(7)；机翼(1)内部，左右垂直安定面与机翼结构连接处为飞机的中央翼翼盒(11)的左右边界，在中央翼翼盒(11)内，分别基于飞机对称面和沿飞机弦向，设置与不同规格标准集装箱顶角件圆心距一致的锁定插孔加强件(13)；锁定插孔加强件(13)上的锁定插孔(19)与地面垂直，锁定插孔的上端由支撑部件(12)封闭，吊索(16)的上端与支撑部件(12)相接，支撑部件(12)上设天平(14)与起吊电机(15)，天平(14)与起吊电机(15)配合，平缓起吊货物；吊索(16)与锁定插孔(19)同轴；吊索(16)的下端包括飞机固定锁(17)和集装箱固定锁(18)两个部件，飞机固定锁(17)位于集装箱固定锁(18)之上，与锁定插孔(19)结合后将集装箱与飞机固定；集装箱固定锁(17)位于飞机固定锁(17)下方，与集装箱顶角件结合；在左右垂直安定舱(4)内侧安装吊挂辅助加强件(25)，吊挂辅助加强件(25)上包含两根固定索(27)，每根固定索(27)与集装箱底角件连接处设置底角件连接锁(28)，固定索(27)与吊挂辅助加强件(25)连接处设置辅助电机(26)。

专利类型：发明申请

标题：一种带固定双缝襟翼的飞机增升装置

摘要：本发明属于设计领域，涉及一种用于飞机起飞和着陆时增加飞机升力的带固定双缝襟翼的飞机增升装置。增升装置包括主襟翼、后襟翼、Y形支架、主翼后梁固定杆、作动筒、第一联动杆、第二联动杆、第三联动杆、扰流板、下挡板、密封胶皮。本发明的增升装置的结构重量是带非固定主/后双缝襟翼的飞机增升装置的重量的60%～75%。相对于非固定主/后双缝襟翼的飞机增升装置，采用本发明的增升装置，飞机的生产成本可以降低1.5%～3.5%，乘客或货物装载量增加0.5%～1.5%，飞机的单位装载的燃油消耗量降低0.5%～1.5%，飞机的运营成本降低0.5%～1.5%。与传统的滑轨运动机构相比。

申请号：CN201210146287.X

申请日：2012/5/11

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：一种带固定双缝襟翼的飞机增升装置，其特征在于，增升装置包括主襟翼(2)、后襟翼(3)、Y形支架(8)、主翼后梁固定杆(9)、作动筒(10)、第一联动杆(11)、第二联动杆(15)、第三联动杆(16)、扰流板(4)、下挡板(6)、密封胶皮(7)，主翼后梁固定杆(9)的一端固定在主翼(1)上的后梁(12)下缘条处，主翼后梁固定杆(9)的这一端的宽度与后梁(7)的下缘条宽度相同，主翼后梁固定杆(9)的另一端通过主铰链(13)与Y形支架(8)的一端铰接，主翼后梁固定杆(9)的宽度光滑渐变至与主铰链(13)的直径相同；Y形支架(8)的另外两个端面分别固定在主襟翼(2)中的主襟翼梁下部和后襟翼(3)中的后襟翼梁下部，Y形支架(8)固定在主襟翼(2)中的主襟翼梁下部的端面宽度是主襟翼梁下缘条宽度的2倍，Y形支架(8)固定在后襟翼(3)中的后襟翼梁下部的端面宽度是后襟翼梁下缘条宽度的2.5倍；连杆(14)的一端固定在主翼后梁固定杆(9)上靠近主铰链(13)处，此固定位置到主铰链(13)的距离为主翼后梁固定杆(9)长度的10%～25%，连杆(14)的另一端与第一联动杆(11)的一端铰接；第一联动杆(11)的另一端同时与第二联动杆(15)的一端、第三联动杆(16)的一端铰接，第二联动杆(15)的另一端铰接在Y形支架(8)上的主襟翼(2)一侧的内壁上，此铰接位置到主襟翼下表面的距离是主襟翼后梁下缘条到主铰链(13)的距离的15%～25%，第三联动杆(16)的另一端铰接在下挡板(6)的下表面；此铰接位置与主襟翼铰链(17)的距离为下挡板(6)长度的25%～50%；下挡板(6)的一端通过主襟翼铰链(17)铰接在主襟翼(2)上主襟翼梁下缘条的后方，下挡板(6)的另一端固定有一个密封胶皮(7), 密封胶皮(7)与后襟翼(3)前缘贴合，将后襟翼舱(5)下部分密封；作动筒(10)的固定端铰接在主翼后梁固定杆(9)上，此铰接位置到主翼(1)上的后梁(12)下缘条的距离为后梁固定杆(9)长度的5%～30%，作动筒(10)的活动端铰接在Y形支架(8)上，此铰接位置到主襟翼梁下缘条的距离为主铰链(13)到主襟翼梁下缘条的距离的20%～60%；主翼(1)上的扰流板(4)的尾部搭在后襟翼(3)中的后襟翼梁上缘条处，将后襟翼舱(5)遮住，扰流板(4)与主襟翼(2)的尾部有间隙。

专利类型：发明申请

标题：自适应可调式低阻整流罩

摘要：本发明属于飞机设计技术领域，涉及一种自适应可调式低阻整流罩。整流罩包括整流罩头部，整流罩后部，机体表面, 通孔，螺旋弹簧、固定滑轨、前端板，后滑动端板。本发明将传统整流罩分段，在整流罩内，按照叠套形式，增加一套简易的伸缩机构，能根据整流罩前后压差情况自动改变整流罩长细比，从而兼顾飞机低速飞行时有小的浸湿面积和小的摩擦阻力，高速飞行时有合适的长细比和小的压差阻力，从而改善各个飞行速度的飞机阻力特性。本发明可以在压差阻力、摩擦阻力之间进行权衡，根据飞行速度自适应改变整流罩的形状，抑制大速度情况下整流罩上的气流分离，改善整流罩尾部的涡流强度，从而使整流罩前后压差减小，降低飞机的飞行阻力。

申请号：CN201210146259.8

申请日：2012/5/11

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：一种自适应可调式低阻整流罩，其特征在于：整流罩包括整流罩头部[1]，整流罩后部[2]，机体表面[3], 通孔[4]，螺旋弹簧[5]、固定滑轨[6]、前端板[7]，后滑动端板[8]，所述的整流罩头部[1]固定在飞机机体表面[3]上，在整流罩头部[1]的最前端即气流驻点留一通孔[4]，整流罩头部[1]的内腔内垂直气流方向固定有前端板[7]，固定滑轨[6]的前端固定在机体表面[3]上，并按照顺气流方向穿过前端板[7]，并与前端板[7]焊接牢固，固定滑轨[6]的后端伸入整流罩后部[2]的腔体内部，伸入深度不小于整流罩后部[2]长度的50%，整流罩后部[2]的前段嵌套在整流罩头部[1]的内腔内，与整流罩头部[1]的内壁留有1‑4mm间隙，整流罩后部[2]与机体表面[3]留有2‑5mm间隙，整流罩后部[2]可沿机体表面[3]滑动，在整流罩后部[2]内腔内垂直气流方向固定有后滑动端板[8]，后滑动端板[8]上开有滑槽，后滑动端板[8]通过滑槽套在固定滑轨[6]上，后滑动端板[8]沿固定滑轨[6]前后滑动，螺旋弹簧[5]穿过固定滑轨[6]，螺旋弹簧[5]前端与前端板[7]连接，后端与后滑动端板[8]连接。
一种自适应可调式低阻整流罩，其特征在于：整流罩包括整流罩头部[1]，整流罩后部[2]，机体表面[3], 通孔[4]，螺旋弹簧[5]、固定滑轨[6]、前端板[7]，后滑动端板[8]，所述的整流罩头部[1]固定在飞机机体表面[3]上，在整流罩头部[1]的最前端即气流驻点留一通孔[4]，整流罩头部[1]的内腔内垂直气流方向固定有前端板[7]，固定滑轨[6]的前端固定在机体表面[3]上，并按照顺气流方向穿过前端板[7]，并与前端板[7]焊接牢固，固定滑轨[6]的后端伸入整流罩后部[2]的腔体内部，伸入深度不小于整流罩后部[2]长度的50%，整流罩后部[2]的前段嵌套在整流罩头部[1]的内腔内，与整流罩头部[1]的内壁留有1‑4mm间隙，整流罩后部[2]与机体表面[3]留有2‑5mm间隙，整流罩后部[2]可沿机体表面[3]滑动，在整流罩后部[2]内腔内垂直气流方向固定有后滑动端板[8]，后滑动端板[8]上开有滑槽，后滑动端板[8]通过滑槽套在固定滑轨[6]上，后滑动端板[8]沿固定滑轨[6]前后滑动，螺旋弹簧[5]穿过固定滑轨[6]，螺旋弹簧[5]前端与前端板[7]连接，后端与后滑动端板[8]连接。

专利类型：发明申请

标题：飞机全弦长副翼

摘要：本发明属于飞机设计领域，涉及一种用于飞机滚转操纵的飞机全弦长副翼。在飞机左侧机翼和右侧机翼的翼梢分别向内占每侧机翼长度的10%～30%的位置处断开，在每侧翼梢的部分分别形成左全弦长副翼和右全弦长副翼；在左机翼内侧和右机翼内侧的部分分别形成左內翼和右内翼；左內翼、右內翼的内端分别与飞机机身相接；左內翼、右內翼外端内当地弦长的30%～60%处分别固定安装一个驱动电机，两个驱动电机轴分别延伸到对应的全弦长副翼的内部，并与对应的全弦长副翼固定连接，两个驱动电机均与飞机的飞行控制系统连接。全弦长副翼将缩小滚转操纵翼面所占机翼展向空间、降低飞行阻力、提高飞机的操纵性和安全性。

申请号：CN201210146260.0

申请日：2012/5/11

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：一种飞机全弦长副翼，其特征在于，在飞机左侧机翼和右侧机翼的翼梢分别向内占每侧机翼长度的10%～30%的位置处断开，在每侧翼梢的部分分别形成左全弦长副翼和右全弦长副翼(2)；在左机翼内侧和右机翼内侧的部分分别形成左內翼和右内翼(5)；左內翼、右內翼(5)的内端分别与飞机机身相接；左內翼、右內翼(5)外端内当地弦长的30%～60%处分别固定安装一个驱动电机(4)，两个驱动电机轴(3)分别延伸到对应的全弦长副翼(2)的内部，并与对应的全弦长副翼(2)固定连接，两个驱动电机(4)均与飞机的飞行控制系统连接。

专利类型：发明申请

标题：飞机高升力作动系统传动效率测量装置及其方法

摘要：一种飞机高升力作动系统传动效率测量装置及其方法，属于测控技术领域。其特征在于，在传动单元[1]上安装固定有应变片组[2]、园磁栅[3]，由应变信号调理单元[4]向应变片组[2]提供激励电源和接收应变输入，调理后的信号送入到应变信号采集单元[6]，磁栅[3]输出的脉冲信号经过脉冲信号调理单元[5]调理后送入到脉冲信号采集单元[7]，由数据采集控制单元[8]控制应变信号采集单元[6]、脉冲信号采集单元[7]的工作，执行测量软件，完成对信号的数据采集操作，以及数据处理、图形曲线显示等测量任务。本发明具有系统结构紧凑简单，空间尺寸小、工作可靠、测量精度高，使用方便，具有良好的可扩展性和可剪裁性。

申请号：CN201110043579.6

申请日：2011/2/24

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：一种飞机高升力作动系统传动效率测量装置，其特征在于，测量装置由传动单元[1]、应变片组[2]、园磁栅[3]、应变信号调理单元[4]、脉冲信号调理单元[5]、应变信号采集单元[6]、脉冲信号采集单元[7]、数据采集控制单元[8]组成；在传动单元[1]上安装固定有应变片组[2]、与应变片相配的滑环(图中未画出)，应变片组[2]通过滑环与应变信号调理单元[4]相连，由应变信号调理单元[4]向应变片组[2]提供激励电源，以及接收应变片组[2]的应变输出，经过应变信号调理单元[4]调理后的信号送入到应变信号采集单元[6]；在传动单元[1]上还安装固定有园磁栅[3]，以及在园磁栅[3]侧面安装有与园磁栅配套的磁头(图中未画出)，读取磁栅[3]随传动杆[1]转动时变化角度，磁头输出的脉冲信号接入脉冲信号调理单元[5]，经过脉冲信号调理单元[5]调理后的信号送入到脉冲信号采集单元[7]；数据采集控制单元[8]与应变信号采集单元[6]、脉冲信号采集单元[7]通过仪器控制总线进行通讯，由数据采集控制单元[8]控制应变信号采集单元[6]、脉冲信号采集单元[7]的工作，执行测量软件，完成对信号的数据采集操作，以及数据处理、图形曲线显示等测量任务。

专利类型：发明申请