一种模块化无人机

标题：一种模块化无人机

摘要：本发明公开了一种模块化无人机。更具体地说，本发明涉及一种由多个模块组成，通过不同模块的换装及组合可以改变其布局形式和装载能力的模块化无人机。该模块化无人机可根据需要增加辅翼模块和整流模块.各模块间可以实现快速拆装和更换。模块化无人机的动力模块通过快速拆装接头与机身模块实现结构连接，通过动力传输组件与机身模块实现动力和系统连接。可选择的动力模块可以安装在机身模块的前部，或者安装在机身模块的后部，或者前后各安装一个。主翼模块由机翼和中央翼盒组成。中央翼盒与机翼通过机翼连接组件进行对接与锁定，并可完成快速拆装。主翼模块、辅翼模块均可通过翼身连接组件实现与机身模块的快速拆装。

申请号：CN201210465897.6

申请日：2012/11/16

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：一种模块化无人机，其特征是，该模块化无人机包括机身模块(100)、动力模块(20)、主翼模块(30)，机身模块(100)上具有一个机身前端面(102)和机身后端面(104)，机身前端面(102)和机身后端面(104)上分别布置至少一个快速拆装接头(28)和动力传输组件(92)，动力模块(20)通过机身前端面(102)上的快速拆装接头(28)和动力传输组件(92)或机身后端面(104)上的快速拆装接头(28)和动力传输组件(92)与机身模块(100)连接；主翼模块通过安装在机身模块(100)上的机身上端面(106)或机身下端面(108)上的翼身连接组件(40)与机身模块(100)连接；机身模块(100)内设计有至少一个任务舱(112)和至少一个设备舱(114)；主翼模块(30)由机翼(32)和中央翼盒(56)组成，中央翼盒(56)与机翼(32)通过机翼连接组件(54)对接与锁定，中央翼盒(56)上布置有另一个翼身连接组件(40)，主翼模块(30)通过安装在中央翼盒(56)上的翼身连接组件(40)与安装在机身模块(100)上的翼身连接组件(40)对接。

专利类型：发明申请

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一种1553B数据总线测试仿真系统

标题：一种1553B数据总线测试仿真系统

摘要：一种1553B数据总线仿真测试系统，属于仿真试验测试技术领域。其特征在于，由仿真控制器[1]、数据传输与控制总线[2]、1553B通讯接口[3]、1553B接口适配器[4]，构成1553B数据总线仿真与测试环境，由仿真控制器[1]通过数据传输与控制总线[2]控制1553B通讯接口[3]实现数据信息的发送与接收，模拟机载飞行控制系统、航空电子系统等机载设备信息流的产生和发送过程，以及接收其它机载设备信息流并进行显示。本发明具有系统功能完整、布局合理、结构紧凑、工作可靠、使用方便，具有良好的扩展性和剪裁性。

申请号：CN201110232660.9

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：一种1553B数据总线仿真测试系统，其特征在于，该仿真测试系统包括仿真控制器[1]、数据传输与控制总线[2]、1553B通讯接口[3]、1553B接口适配器[4]，由仿真控制器[1]通过数据传输与控制总线[2]控制1553B通讯接口[3]实现数据信息的发送与接收，模拟机载飞行控制系统、航空电子系统等机载设备信息流的产生和发送过程，以及接收其它机载设备信息流并进行显示，数据传输与控制总线[2]配置在测试仿真控制器的机箱中，实现仿真控制器[1]与1553B通讯接口[3]的数据信息的传输与交换，以及时钟、触发、同步等控制信号的传输，1553B通讯接口[3]将来自仿真控制器的数据信息发送到1553B数据总线，或者是从1553B数据总线接收数据信息并传输到仿真控制器[1]，1553B接口适配器[4]完成1553B通讯接口[3]与1553B数据总线的物理连接，保证数据信息传输通道的畅通。

专利类型：发明申请

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一种金属材料强度性能评定方法

标题：一种金属材料强度性能评定方法

摘要：本发明属于航空材料强度试验领域，特别是涉及到一种金属材料强度性能评定方法，包括查阅每一种待评定材料的KC和σb值的步骤、查阅稳定裂纹扩展阶段的da/dN~ΔK曲线并得到da/dN~3ΔK/σb曲线的步骤、确定裂纹扩展性能评定指标KP的步骤等。本发明采用归一化处理的方法，将材料的静强度性能指标–极限拉伸强度σb与断裂性能指标–断裂韧度Kc以及材料在裂纹稳定扩展阶段的裂纹扩展速率性能指标–当量裂纹长度KP有效地综合在一起，通过一个综合的强度指标Ld来表征。本发明能够快速评价材料的静强度与损伤容限的综合性能，为飞机结构设计中材料的选择提供了一种便捷有效，又能同时涵盖静力、损伤容限两方面特性的综合评价方法，提高了工作效率和结构设计的有效性。

申请号：CN201210451997.3

申请日：2012/11/12

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：一种金属材料强度性能评定方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一、查阅每一种待评定材料的KC和σb值，其中KC是为材料的断裂韧性，σb是材料的极限拉伸强度，并利用上述两个值来确定每种材料的静强度性能评定指标ZP值，ZP=KC/σb；
步骤二、查阅每一种待评定材料的稳定裂纹扩展阶段的da/dN~ΔK曲线；其中d a/d N为裂纹扩展速率, ΔK为应力强度因子变化幅值；
步骤三、由于一般结构大部分工作应力在σb/3左右, 因此对材料的裂纹扩展特性进行评价时, 等幅载荷的最大应力取σb/3；将步骤二中得到的da/dN~ΔK曲线的横坐标转换成3ΔK/σb, 得到da/dN~3ΔK/σb曲线, 即当工作应力为σb/3时裂纹扩展速率d a/d N与裂纹长度的平方根之间的关系曲线；
步骤四、根据步骤三中得到的da/dN~3ΔK/σb曲线，确定裂纹扩展性能评定指标KP，即在裂纹扩展速率d a/d N=1×10‑5mm/次下，对应的当量裂纹扩展长度KP=3ΔK/σb；
步骤五、结合步骤一与步骤四中得到的静强度性能评定指标ZP值以及裂纹扩展性能评定指标KP值，确定每一种待评定材料的强度综合评定指标Ld，其中根据试验结果与使用经验，按照统计规律分析结果，引入加权系数进行修正处理，静强度性能评定指标权系数取为0.4，而裂纹扩展性能评定指标权系数取为0.6，有此计算每一种待评定材料的强度综合评定指标Ld=0.4×ZP+0.6×KP；对于每一种待评定材料的强度综合评定指标Ld，指标Ld越大，则待评测材料的强度性能越好。

专利类型：发明申请

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用于大展弦比机翼高速颤振模型的空心梁及其制作方法

标题：用于大展弦比机翼高速颤振模型的空心梁及其制作方法

摘要：本发明涉及一种用于大展弦比机翼高速颤振模型的空心梁及其制作方法；空心梁为矩形空心结构，矩形两边带有耳片；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重量，解决了跨声速颤振模型的超重问题；制作时，首先加工两个对称的礼帽型合金构件，然后将两个礼帽型合金构件进行高温胶结和铆钉连接即可，从而解决了变截面带耳片矩形空心梁结构的加工难问题，并且能够保证强度要求。该空心梁的设计简单，生产和装配易于进行。

申请号：CN201110232703.3

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：一种用于大展弦比机翼高速颤振模型的空心梁，其特征在于：具有两个对称礼帽型构件，两者之间采用铆接和高温胶结形式固定，为一口字型带耳片的变截面结构。

专利类型：发明申请

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一种机舱压力调控方法

标题：一种机舱压力调控方法

摘要：本发明涉及一种大中型飞机气密增压试验设备时需要用到的机舱压力调控方法，该方法首先需要通过实验确定在试验环境条件下充气气动薄膜阀的控制电流与输出气体流量之间的对应关系，合理确定机舱压力采样周期；其次需要测量在试验压力设定区间单位采样周期内的压力增量；根据以上测量数据，依次计算压力增量与充气管路流量的对应关系、采集保持机舱压力稳定的充气流量值的经验范围、充气气动薄膜阀的控制电流修正值；最后，根据计算的充气气动薄膜阀的控制电流修正值，重新设置控制电流与气体流量的折算系数，确定试验过程中充气流量的控制程序，保证充气气动薄膜阀输出精确的气体流量，实现机舱压力调控自动化。

申请号：CN201110232672.1

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：一种机舱气密增压试验装置，其特征在于：包括过滤器包括自力式压力调节阀、涡接流量装置、粗调气动薄膜阀、细调气动薄膜阀、压力传感器、放气气动薄膜阀、多功能输入输出板、工控机主机；过滤器、自力式压力调节阀、涡接流量装置、粗调气动薄膜阀、机舱和放气气动薄膜阀通过管路相连，粗调气动薄膜阀处并联有细调气动薄膜阀，放气气动薄膜阀[和机舱之间的管路上安装有压力传感器；涡接流量装置和压力传感器信号输出端接入多功能输入输出板的电流输入端，粗调气动薄膜阀、细调气动薄膜阀和放气气动薄膜阀电流受控端接入多功能输入输出板电流输出端，多功能输入输出板装在工控机主机内。

专利类型：发明申请

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一种可减阻降噪的前缘缝翼空腔整形机构

标题：一种可减阻降噪的前缘缝翼空腔整形机构

摘要：本发明属于飞机机翼设计领域，涉及一种可减阻降噪的前缘缝翼空腔整形机构。前缘缝翼空腔整形机构包括下整形板、上整形板、活动铰链、作动器、固定转轴及滑槽，下整形板的展向长度与前缘缝翼的长度相同，下整形板的一端通过活动铰链与作动器连接，下整形板的另一端通过固定转轴与缝翼下翼后端点连接。本发明可以降低起飞、进场、着陆阶段的气动噪声，提高民用飞机的舒适性、环保性，并可以作为一项保障飞机通过CCAR36适航规范的措施；同时，由于强涡的消失，气动阻力降低，飞机起飞阶段升阻比可以得到提高，对飞机起飞时安全性和经济性将有积极效果。

申请号：CN201210465736.7

申请日：2012/11/16

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：一种可减阻降噪的前缘缝翼空腔整形机构，其特征是，前缘缝翼空腔整形机构包括下整形板[5]、上整形板[7]、活动铰链[4]、作动器[3]、固定转轴[6]及滑槽[8]，下整形板[5]的展向长度与前缘缝翼[1]的长度相同，下整形板[5]的一端通过活动铰链[4]与作动器[3]连接，下整形板[5]的另一端通过固定转轴[6]与缝翼[1]下翼面后端点连接；上整形板[7]的展向长度与前缘缝翼[1]的长度相同，上整形板[7]下端通过活动铰链[4]与作动器[3]连接，上整形板[7]的上端沿机翼展向铰接至少二个滑块[9]，滑块[9]均匀分布，滑块[9]卡在滑槽[8]上并沿滑槽[8]内滑动，滑块[9]的数量与滑槽[8]的数量相对应，作动器[3]固定安装在缝翼[1]腹板或其它结构件上。缝翼[1]在收起状态与固定翼[2]贴合，在打开状态缝翼[1]相对固定翼[2]向前向下运动，缝翼[1]下翼面外露。

专利类型：发明申请

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一种交叉式补偿片随动机构

标题：一种交叉式补偿片随动机构

摘要：本发明涉及一种用于飞机舵面的交叉式补偿片随动机构，包括主舵面悬挂支座、主舵面悬挂接头、补偿片悬挂支座、补偿片悬挂接头和随动连杆，由两根相互交叉的随动连杆连接主舵面悬挂支座和补偿片悬挂接头构成飞机舵面补偿片随动机构。本发明能确保当舵面偏转方向改变时，补偿片偏角与舵面偏角间的比例能确保严格一致。本发明中的连杆始终受拉伸载荷，连杆的截面尺寸相对较小，有利于节省安装空间和减轻重量。

申请号：CN201110232683.X

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：一种飞机舵面补偿片随动机构，其特征在于：包括主舵面悬挂支座(15)、主舵面悬挂接头(3)、补偿片悬挂支座(5)、补偿片悬挂接头(10)和随动连杆(4、13)，由两根相互交叉的随动连杆(4、13)连接主舵面悬挂支座(15)和补偿片悬挂接头(10)构成飞机舵面补偿片随动机构；所述主舵面悬挂支座(15)与固定结构相固联，主舵面悬挂接头(3)、补偿片悬挂支座(5)分别与主舵面(12)相固联，补偿片悬挂接头(10)与补偿片(8)相固联；所述主舵面悬挂支座(15)上有3个铰链点：位于对称平面(9)上的主舵面转轴铰链(1)，对称分布在对称平面(9)两侧的第一铰链点(2)和第二铰链点(14)；补偿片悬挂接头(10)上有3个铰链点：位于对称平面(9)上的补偿片转轴铰链(7)，对称分布在对称平面(9)两侧的第三铰链点(6)和第四铰链点(11)；所述主舵面悬挂接头(3)与主舵面悬挂支座(15)通过主舵面转轴铰链(1)铰接，补偿片悬挂支座(5)与补偿片悬挂接头(10)通过补偿片转轴铰链(7)铰接；第一随动连杆(4)的一端与主舵面悬挂支座(15)通过第一铰链点(2)铰接，另一端与补偿片悬挂接头(10)通过第四铰链点(11)铰接；第二随动连杆(13)的一端与主舵面悬挂支座(15)通过第二铰链点(14)铰接，另一端与补偿片悬挂接头(10)通过第三铰链点(6)铰接；所述第一随动连杆(4)和第二随动连杆(13)均为压缩弹簧连杆。

专利类型：发明申请

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一种基于嵌入式系统的格式化页面显示控制实现方法

标题：一种基于嵌入式系统的格式化页面显示控制实现方法

摘要：本发明提出一种基于嵌入式系统的格式化页面显示和控制处理方法，采用面向对象的设计思想，对页面中的显示元素进行分析、抽象和封装，只对外界暴露必要的属性，通过接口的形式控制显示元素的属性。根据当前子页面的标识分别完成显示和控制两个部分，通过更改显示元素的属性完成显示部分，控制处理中判断哪个软按键元素被按下，从而触发相应控制事件。本发明已经在某型号飞机上得到验证，通过该方法现实该型号飞机的飞行管理和中央维护页面的有效显示和控制，经过验证完全实现上述优点，避免了页面的频繁开发，降低了页面的耦合性。

申请号：CN201210411578.7

申请日：2012/10/24

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：一种基于嵌入式系统的格式化页面显示控制实现方法，其特征在于，包括页面控制调度模块[1]，页面显示调度模块[2]，显示元素资源[3]，显示元素属性接口[4]，页面控制调度模块[1]用于处理可控元素的信息，实现页面跳转或向外部系统发送指令，页面显示调度模块[2]根据当前页面通过显示元素属性接口[4]调用相应的显示元素资源[3]，包括以下步骤：步骤一：根据实际需求对显示页面进行格式化定义，确定显示页面的显示需求；步骤二：开发显示元素资源[3]，显示元素资源[3]包括可控元素和非可控元素；步骤三：开发显示元素属性接口[4]；步骤四：调用页面显示调度模块[2]，根据当前页面的显示需求，通过调用显示元素属性接口[4]更改显示元素的属性，实现页面显示；步骤五：调用页面控制调度模块[1]，判断当前页面是否有可控元素被按下，若有，则进入步骤六，若没有，则继续显示当前页面；步骤六：调用页面控制调度模块[1]，判断哪个可控元素被按下，触发相应控制事件，若控制事件为页面跳转，则进入步骤四，否则，页面控制调度模块[1]向外部系统发送指令。

专利类型：发明申请

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一种伺服作动系统仿真装置及其仿真方法

标题：一种伺服作动系统仿真装置及其仿真方法

摘要：一种伺服作动系统仿真器及其仿真方法，属于工程仿真技术领域。其特征在于由信号定义操作单元、参数设置及运行控制操作单元、模拟量信号输入单元、RVDT信号输入单元、作动器信号仿真单元、伺服阀信号仿真单元、舵面位置信号仿真单元、故障设置控制单元、系统控制总线和接口适配器组成，信号定义操作单元、参数设置及运行控制操作单元接收用户的操作输入，根据用户的操作选择或参数设置，形成控制作动器信号仿真单元、伺服阀信号仿真单元、舵面位置信号仿真单元的命令及参数，控制接口模板输出飞行控制系统所需的接口信号。本发明具有系统功能完整，结构合理、紧凑，工作可靠，使用方便，具有良好的可扩展性和剪裁性。

申请号：CN201110232659.6

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：一种伺服作动系统仿真装置，其特征在于：包括信号定义操作单元[1]、参数设置及运行控制操作单元[2]、模拟量信号输入单元[3]、RVDT信号输入单元[4]、作动器信号仿真单元[5]、伺服阀信号仿真单元[6]、舵面位置信号仿真单元[7]、系统控制总线[9]和接口适配器[10]；信号定义操作单元[1]、参数设置及运行控制操作单元[2]、模拟量信号输入单元[3]、RVDT信号输入单元[4]、作动器信号仿真单元[5]、伺服阀信号仿真单元[6]、舵面位置信号仿真单元[7]之间通过系统控制总线[9]进行信息的传输与数据交换；模拟量信号输入单元[3]、RVDT信号输入单元[4]、作动器信号仿真单元[5]、伺服阀信号仿真单元[6]和舵面位置信号仿真单元[7]通过通过信号传输总线[11]和接口适配器[10]相连，进行信号的传输，接口适配器[10]还与飞行控制系统之间互联。

专利类型：发明申请

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一种飞机整体翼梁止裂筋条面积的确定方法

标题：一种飞机整体翼梁止裂筋条面积的确定方法

摘要：本发明属于航空疲劳损伤容限领域，特别是涉及到一种飞机整体翼梁止裂筋条面积的确定方法，包括确定整体翼梁的弯矩M的步骤、确定整体翼梁中未开裂部分中性轴到止裂筋条的距离y及抗弯模量I的步骤、计算翼梁下缘条起裂扩展至止裂筋条时的裂尖应力强度因子K并进行判断的步骤。本发明根据整体翼梁结构形式及传力特点，从疲劳损伤容限研究领域给出了整体翼梁止裂筋条结构参数的确定方法。本发明使用的理论依据正确，分析步骤清晰、简单，剖面特性计算便于计算机自动化迭代计算。本发明的提出解决了整体翼梁止裂筋条面积确定的难题。

申请号：CN201210451926.3

申请日：2012/11/12

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：一种飞机整体翼梁止裂筋条面积的确定方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤一、确定整体翼梁的弯矩M：M＝σ1*s*H；其中，σ1是翼梁下缘条轴向应力，s是翼梁下缘条面积，H是翼梁高度；步骤二、在静强度方面，赋予止裂筋条面积一个初值A1＝a1*b1，确定整体翼梁中未开裂部分中性轴到止裂筋条的距离y及抗弯模量I；其中，a1是止裂筋条高度，b1是止裂筋条厚度；步骤三、判断止裂筋条的轴向应力σ2是否满足其中，M是翼梁的弯矩，y是翼梁中未开裂中性轴到止裂筋条的距离，I是抗弯模量，σb是材料极限强度；若满足，则进入步骤四，反之，则返回步骤二，赋予止裂筋条面积一个更大的值A2＝a2*b2，继续判断；步骤四、从断裂韧性方面，计算翼梁下缘条起裂扩展至止裂筋条时的裂尖应力强度因子K；步骤五、判断K是否符合K≤KC，其中，KC是材料的断裂韧性；若符合，则此时的止裂筋条面积满足要求，若不符合，则返回步骤二，赋予止裂筋条面积一个更大的值A3＝a3*b3，继续判断，直至满足要求。FDA00002389749400011.jpg

专利类型：发明申请

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