一种回弹式角位移测量装置及其测量方法

标题：一种回弹式角位移测量装置及其测量方法

摘要：一种回弹式角位移测量装置，属于航空工程试验检测领域。其特征在于：由角位移检测单元、回弹复位单元、传动连接单元、安装定位单元组成，回弹复位单元一个受力端固定在角位移检测单元的承力固定端，另一个受力端固定在传动连接单元的一个摇臂上，传动连接单元一个摇臂的末尾端固定在上角位移检测单元的转轴上，另一个摇臂的末端与安装定位单元上表面接触，通过传动连接单元跟随飞机舵面的偏转运动并带动角位移检测单元转轴偏转来测量舵面偏角。本发明具有结构紧凑、简单，空间尺寸小、成本低、工作可靠、测试精度高，符合飞机舵面实际运动情况，安装使用调整方便的特点，适用于各种类型飞机舵面偏角的测量。

申请号：CN201110232671.7

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：一种回弹式角位移测量装置包括角位移检测单元(1)、回弹复位单元(2)、传动连接单元(3)、定位单元(4)，传动连接单元(3)包括两个摇臂，转动连接，分别为第一摇臂(301)和第二摇臂(302)，回弹复位单元(2)一端固定连接角位移检测单元(1)上，另一端固定连接第一摇臂(301)上；第一摇臂(301)还直接和角位移检测单元(1)转轴固定连接；第二摇臂(302)另一端通过安装定位单元(4)限位固定。

专利类型：发明申请

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一种飞机高速颤振模型四耳片空心梁截面尺寸的确定方法

标题：一种飞机高速颤振模型四耳片空心梁截面尺寸的确定方法

摘要：本发明属于航空结构力学领域，涉及一种飞机高速颤振模型四耳片空心梁截面尺寸的确定方法。主要步骤包括确定带四个耳片薄壁矩形空心梁截面尺寸的步骤如下：计算不带耳片薄壁矩形空心梁在具有预定数值的垂直向惯性矩Ix和极惯性矩J以及壁厚为t的矩形等效宽度a1和等效高度b1；对预定的极惯性矩J进行调整，计算等效宽度a2和等效高度b2；以b2为b3的最大值范围，结合侧向惯性矩Iy和耳片高度比n2，迭代得到符合截面特性控制方程的截面尺寸a3，b3，br和L3。本发明提高了模型截面设计的精度，减少了模型设计的不确定性，缩短了确定截面尺寸的时间，提高了颤振模型的设计效率，并且由于耳片的高度可以根据需要调整，因此在一定程度上可以调整截面的总高度和总宽度，满足了尺寸限制要求。

申请号：CN201210451713.0

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：一种飞机高速颤振模型四耳片空心梁截面尺寸的确定方法，在保证飞机高速颤振模型四耳片空心梁具有预定数值的垂直向惯性矩Ix、侧向惯性矩Iy、极惯性矩J、矩形薄壁空心梁壁厚为t、耳片厚度为tr和耳片高度比n2的情况下，确定其矩形的等效宽度a3、等效高度b3、耳片高度br和空心梁截面总宽L3；这里规定所有的长度单位为mm，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一、令nr＝tr/t????????????……………………………[1]
步骤二、计算不带耳片的薄壁矩形空心梁在具有预定数值的垂直向惯性矩Ix和极惯性矩J以及矩形薄壁空心梁壁厚为t和耳片厚度为tr时的矩形等效宽度a1和等效高度b1：
其中，
步骤三、对预定的极惯性矩J进行调整：根据下式计算出极惯性矩J调整后的值J1：
J1＝J[1?tr/(2b1)]?????????????……………………………[5]
步骤四、计算等效宽度a2和等效高度b2：将公式[1]中的J换成J1，然后按照步骤二所述的方法计算出等效宽度a2和等效高度b2；
步骤五、迭代计算截面特性控制方程并得到截面尺寸：
5.1、令b3k＝b2?0.1k，变量k＝1, 2, 3, …, int(10b2)，其中int()为取整函数；
5.2、根据b3k计算a3k：
5.3、根据b3k计算brk：
brk＝n2b3k????????????????????……………………………[7]
5.4、根据a3k、b3k和brk计算L3k：
5.5、根据a3k，b3k和L3k计算fk：
5.6、根据fk计算errk：
5.7、获取截面尺寸：找出误差值errk最小情况对应的a3k、b3k、brk和L3k，即为最终截面尺寸a3、b3、br和L3。

专利类型：发明申请

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一种动力涡轮驱动的全封闭空气循环制冷系统

标题：一种动力涡轮驱动的全封闭空气循环制冷系统

摘要：本实用新型属于飞机环境控制系统构型设计领域，涉及大型军民用飞机的环境控制系统或电子设备制冷系统。它由压力调节关断活门1、调速活门2、动力涡轮3、压气机4、热交换器5、冷却涡轮6、水分离器7、关断活门8和旁路活门9组成。其特征在于，在压力调节关断活门1的下游连接调速活门2与关断活门8，动力涡轮3，压气机4与冷却涡轮6同轴安装，在压气机4出口与冷却涡轮6入口之间有一个热交换器5，冷却涡轮5下游连接一个水分离器7，热交换器5与水分离器7之间设有一个旁路活门9。本实用新型可适应不同功率要求的电子设备与座舱的制冷需要，具有通用性。

申请号：CN201220352925.9

申请日：2012/7/20

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：一种动力涡轮驱动的全封闭空气循环制冷系统，所述动力涡轮驱动的全封闭式空气循环制冷系统由压力调节关断活门(1)、调速活门(2)、动力涡轮(3)、压气机(4)、热交换器(5)、冷却涡轮(6)、水分离器(7)、关断活门(8)和旁路活门(9)组成，其特征在于：在压力调节关断活门(1)的下游连接调速活门(2)和关断活门(8)；调速活门(2)下游连接动力涡轮(3)，关断活门(8)下游连接压气机(4)，在压气机(4)出口与冷却涡轮(6)入口之间安装一个热交换器(5)，在冷却涡轮(6)下游连接一个水分离器(7)，热交换器(5)与水分离器(7)之间设有一个旁路活门(9)。

专利类型：实用新型

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一种拉伸载荷作用下的防弯夹具

标题：一种拉伸载荷作用下的防弯夹具

摘要：本实用新型涉及一种搭接连接试验件在拉伸载荷作用下的防弯夹具。夹具包括上框架、下框架及夹紧螺栓，上框架为“曰”字形或“口”字形口框结构，上框架的两侧布置螺栓孔，下框架为“口”字形口框结构，下框架的两侧布置螺栓孔，上框架与下框架外形尺寸相同，上框架与下框架通过夹紧螺栓连接。本实用新型通过此防弯夹具的设计和安装，使搭接连接试验件在拉伸载荷作用下获得了理想的钉孔挤压应力分布状态，试验件破坏形式更接近于真实的破坏形式，得到了更准确的钉孔挤压许用应力值。此防弯夹具可以广泛应用于飞机结构搭接连接试验件的拉伸载荷试验。

申请号：CN201220212469.8

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：一种拉伸载荷作用下的防弯夹具，其特征是，夹具包括上框架、下框架及夹紧螺栓，上框架为“曰”字形或“口”字形口框结构，上框架的两侧布置螺栓孔，下框架为“口”字形口框结构，下框架的两侧布置螺栓孔，上框架与下框架外形尺寸相同，上框架与下框架通过夹紧螺栓连接。

专利类型：实用新型

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一种新型全机低速颤振模型风洞试验悬挂系统

标题：一种新型全机低速颤振模型风洞试验悬挂系统

摘要：本实用新型属于气动弹性技术领域，涉及一种新型全机低速颤振模型风洞试验悬挂系统。该风洞试验悬挂系统包括悬挂刚架系统、模型吊挂系统及主钢索系统三个部分，整个系统用材简单，只需通过钢丝、弹簧、滑轮之间的简单连接关系就能实现模型自由飞行状态的模拟，而且该系统的操作也非常方便，通过风洞顶部钢索调节装置的调整可以实现模型迎角的控制；通过弹簧的简单更换可以满足模型在不同重量状态下弹性支持频率的要求；通过砝码的调整，可以提高系统的稳定性。同现有技术相比，这里设计的悬挂系统重量轻、软支持、结构简单、气动干扰小，而且功能明确、安全可靠，完全能够满足全机低速颤振模型风洞试验的要求。

申请号：CN201220212234.9

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：一种新型全机低速颤振模型风洞试验悬挂系统，其特征是，试验悬挂系统包括悬挂刚架系统、模型吊挂系统及主钢索系统；悬挂刚架系统安装在风洞顶板外侧的刚架上，在其顶部有吊挂点，在其两个侧边有钢索调节装置；模型吊挂系统由垂直钢索和弹簧系统构成，垂直钢索的一端与弹簧系统连接，另一端与全机模型相连，而弹簧系统的另一端与悬挂刚架系统的吊挂点相连；主钢索系统包含三个部分：前方钢索系统、横向钢索系统和后方钢索系统。在模型的两侧，横向钢索系统穿过模型上的圆孔，并在钢索的前端和后端分别固定一个滑轮；前方钢索系统的上端与风洞的顶部固定，穿过横向钢索系统前端的滑轮后，前方钢索系统的下端与风洞的底板固定，后方钢索系统的上端与风洞的顶部固定，穿过横向钢索系统后端的滑轮后，后方钢索系统的下端穿过风洞底板与挂装砝码装置相连。

专利类型：实用新型

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一种激光跟踪仪目标靶球定位装置

标题：一种激光跟踪仪目标靶球定位装置

摘要：本实用新型测试技术领域，特别是涉及一种激光跟踪仪目标靶球定位装置，包括目标靶球、球座及螺栓，所述目标靶球由铁制成，为半球形，靶球平面上装有反光玻璃或水晶，所述球座为倒U或倒V字型结构，球座上端设置有用于放置靶球的带有磁性的凹陷，球座下端两侧设置有限位板，限位板上开有轨道。本实用新型结构简单、准确可靠、使用方便、造价低廉，能够有效解决目标靶球反射镜无法接触测量问题，提高测量精度的准确性。

申请号：CN201220210712.2

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：一种激光跟踪仪目标靶球定位装置，其特征在于，包括目标靶球[1]、球座[2]及螺栓[3]，所述目标靶球[1]由铁制成，为半球形，靶球[1]平面上装有反光玻璃或水晶，所述球座[2]为倒U或倒V字型结构，球座[2]上端设置有用于放置靶球[1]的带有磁性的凹陷[5]，球座[2]下端两侧设置有限位板[6]，限位板[6]上开有轨道[7]，所述螺栓[3]通过限位板[6]上的轨道[7]安装于限位板[6]上，螺栓[3]一端为螺钉座[8]，固定在限位板[6]一端，螺栓[3]的另一端为螺母[9]，固定在限位板[6]另一端。

专利类型：实用新型

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一种支脚底盘

标题：一种支脚底盘

摘要：本实用新型涉及一种支脚底盘。本实用新型包括球头撑杆、球头盖、球窝、滚珠、滚珠架、弹簧、底盘和罩体等，球头撑杆的球头放置在球窝中，球头盖通过螺钉与球窝相连，使球头撑杆不能脱离球窝；滚珠放置在底盘的滚珠窝内，滚珠架通过螺钉与与底盘连接，使滚珠位置固定但可以转动，压缩弹簧套装在滚珠架外侧；罩体通过螺钉与底盘相连，用来限制球窝的活动范围。该实用新型在普通支脚底盘基础上增加带滚珠的底盘，使球窝可在平面内有一定的活动范围。本实用新型可在四支脚液压同步顶升机构中实现支脚间距变化的要求。

申请号：CN201220286650.3

申请日：2012/6/18

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：一种支脚底盘，包括球头撑杆(1)、球头盖(7)、球窝(2)，球头撑杆(1)的球头放置在球窝(2)中，球头盖(7)通过螺钉与球窝(2)相连，其特征为：所述支脚底盘还包括滚珠(3)、滚珠架(4)、底盘(6)和罩体(8)；滚珠(3)放置在底盘(6)的滚珠窝内；滚珠架(4)置于滚珠(3)上方，并开有限制滚珠(3)活动范围的滚珠孔；滚珠架(4)通过螺钉与底盘(6)连接固定；罩体(8)通过螺钉(9)与底盘(6)相连并形成球窝(2)的活动腔；球窝(2)置于滚珠架(4)上方并与滚珠(3)接触。

专利类型：实用新型

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一种橡胶缓冲器

标题：一种橡胶缓冲器

摘要：本实用新型涉及一种橡胶缓冲器，尤其是一种大型飞机牵引杆用橡胶缓冲器。本实用新型包括心轴、前端板、橡胶圈、隔板、后端板、螺母，其中心轴穿过前端板、橡胶圈、隔板、后端板，心轴末端用螺母固定，橡胶圈与相邻一侧的隔板通过三点粘贴固定在一起。本实用新型提高了缓冲器工作的平稳性和安全性，增长了橡胶缓冲器的使用寿命，且装配工艺要求低，加工简单，容易实施。

申请号：CN201220285811.7

申请日：2012/6/18

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：一种橡胶缓冲器，包括心轴(1)、前端板(2)、橡胶圈(3)、隔板(4)、后端板(5)、螺母(6)，其中心轴(1)穿过前端板(2)、橡胶圈(3)、隔板(4)、后端板(5)，心轴(1)末端用螺母(6)固定，其特征为：橡胶圈(3)与相邻一侧的隔板(4)通过三点粘贴固定在一起。

专利类型：实用新型

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一种飞机防雷击的复合材料机翼翼盒

标题：一种飞机防雷击的复合材料机翼翼盒

摘要：一种飞机防雷击的复合材料机翼翼盒，涉及飞机复合材料机翼翼盒的防雷击结构的技术领域，通过调整复合材料机翼翼盒两侧的凹形翼梁的凹形口朝向，并在凹形翼梁的凹形口内与机翼壁板连接的螺栓与螺母连接处增加一条与机身相连的金属导电条，增加了复合材料机翼翼盒防雷击的导电通路，消除了复合材料机翼翼盒外表面导电通路与翼盒内所储燃油接触的安全隐患，减少了防护成本和装配工作量，提高了复合材料翼盒防雷击的可靠性。

申请号：CN201220244870.X

申请日：2012/5/29

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：一种飞机防雷击的复合材料机翼翼盒，其是由两侧的两根复合材料第一凹形翼梁(3)和第二凹形翼梁(4)以及在凹形翼梁的凹形口内通过金属螺栓(6)和金属螺母(7)将上下带有与机身相连的金属网或金属涂层(5)的复合材料壁板(1)和(2)连接固定而成，其特征在于：复合材料第一凹形翼梁(3)和第二凹形翼梁(4)的凹形口相背地设置于翼盒的两侧。

专利类型：实用新型

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一种大展弦比机翼颤振模型配重确定方法

标题：一种大展弦比机翼颤振模型配重确定方法

摘要：本发明属于航空结构力学领域，涉及一种大展弦比机翼颤振模型配重确定方法。主要如下：根据配重计算的输入数据，计算配重目标点特性；进一步结合配重目标点质量大小mP、绕刚轴的惯量大小IPx，以及坐标yP计算yA和yB；更进一步根据特征点G、H、I和J和质心目标的平面坐标，计算参数n；最后确定配重点C、D、E和F坐标和配重点质量大小。本发明思路简洁明晰，减少了模型设计的不确定性，缩短了确定配重的时间，提高了颤振模型的设计效率。相比于现有一般方法，本发明的计算效率可大幅提高，以往需要数小时甚至数天完成的工作，目前只需要数秒钟即可，大大缩短了颤振模型的设计周期，并为颤振模型试验工作和飞机研制带来便利。

申请号：CN201210452011.4

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：一种大展弦比机翼颤振模型配重确定方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一、建立坐标系：以机翼根部为原点o，以机翼的刚心轴为x轴，在机翼平面内建立y轴；
步骤二、确定配重目标点P质量的大小mP、惯量的大小IPx及坐标(xP, yP)：
其中，
mP＝mq?ml?mkd????????????????……………………………[1]
IPx＝Iqx?Ilx?Ikdx????????????……………………………[2]
xP＝(mqxq?mlxl?mkdxkd)/mP????……………………………[3]
yP＝(mqyq?mlyl?mkdykd)/mP????……………………………[4]
其中，
mq是框段内机翼模型的总质量，
ml是框段内梁的质量，
mkd是框段内木框、蒙皮、加强肋等部件的总质量，
Iqx是框段内机翼模型绕刚心轴x轴的总惯量，
Ilx是框段内梁绕刚心轴x轴的惯量，
Ikdx是框段内木框、蒙皮、加强肋等部件绕刚心轴x轴的总惯量，
(xq, yq)是框段内机翼模型质心，
(xl, yl)是框段内梁质心，
(xkd, ykd)是框段内木框、蒙皮、加强肋等部件的总质心，
步骤三、以配重目标点P为原点，以ξ轴为横坐标，以η为纵坐标，且ξ轴平行于x轴，η轴平行于y轴，建立局部坐标系；
步骤四、确定局部坐标下的特征点的位置
其中i分别表示四个特征点G、H、I、J；
步骤五、确定过渡点A，B的坐标
式[6]要求
其中，
步骤六、根据杠杆原理确定过渡点A和B质量大小
步骤七、确定配重点C、D、E和F坐标；
由于点C、D位于线段GK、KH上，点E、F位于线段IL、LJ上，可进一步求得xC、xD、xE、xF；直线CE和DF平行于ox轴；
步骤八、根据杠杆原理确定配重点C、D、E和F质量大小，完成单框配重；
步骤九、重复上述步骤直至完成其他框的配重。

专利类型：发明申请

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