标题：一种起落架摆振试验频率激励方法

摘要：本发明属于起落架摆振测试领域，特别是涉及一种起落架摆振试验频率激励方法。本方法实现在摆振试验中施加不同方向的机身振动频率激励，从而获得飞机起落架在不同方向的频率激励下的起落架减摆性能，相比于传统摆振试验中采用初始偏角的方法无法考虑飞机机身振动激励对起落架摆振的影响，实现各个方向机身振动频率的单向施加从而消除了各个方向振动的相互影响，减少了各个方向振动频率的互相耦合等因素对试验结果的影响，提高了试验精度，使试验结果更符合实际情况，为飞机起落架系统及结构设计定型提供更加真实、完整、可靠的试验结果。本方法会带来试验过程中的一些人工成本的少许增加，但技术的进步与试验结果可靠性的极大提高是主要的。

申请号：CN201310194169.0

申请日：2013/5/23

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：一种起落架摆振试验频率激励方法，利用到频率激励组件[1]，所述频率激励组件[1]包括电机[101]驱动的凸轮[102]、与凸轮[102]凹槽接触的钢索[103]、与钢索[103]连接的弹簧[104]以及用于导向的定向轮[105]，通过凸轮[102]的转动使钢索[103]产生频率振动，再通过弹簧[104]将频率加载到起落架上，其特征在于：(1)、施加侧向激励时，将频率激励组件[1]上的弹簧[104]固定于起落架一侧轮轴端点[2]上；(2)、施加航向激励时，将频率激励组件[1]上的弹簧[104]固定于起落架轮轴中点[3]上；(3)、施加扭转激励时，在频率激励组件[1]上增加两个定向轮[105]和一个弹簧[104]，然后通过两个弹簧[104]固定到起落架两侧轮轴端点[2]上，通过增加的两个定向轮[105]形成扭转。

专利类型：发明申请

标题：一种角位移测量装置及测量方法

摘要：本发明属于航空测试、机械领域，具体涉及一种位移测量装置及测量方法。所述测量装置包括测量组件、定位块与定位架。本发明提供的一种测量方法，可实现大多数环境和工况运动角位移的测量，结构简单，采用常规平面连杆机构做为测量组件，设计与制造成本低，且安装简单，通过定位块与定位架做为定位装置，无需调节，通用性好，能够使用相同的测量组件对不同环境和工况下的角位移进行测量，定位架能够形成多种不同组合，可适应狭窄的安装空间以及部分闭合空间的安装，传感器支座与小支座均可自适应不同的安装平面，使用时不会引入由于制造和安装误差引起的测量误差。

申请号：CN201310195631.9

申请日：2013/5/23

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：一种角位移测量装置，包括测量组件，测量组件包括传感器支座[1]、角位移传感器[2]、摇臂[3]、连杆[4]、小支座[5]，传感器支座[1]与角位移传感器[2]的外壳装配为一体，摇臂[3]及连杆[4]的两端均开有圆形孔，摇臂[3]一端与角位移传感器[2]的输入轴固连，另一端与连杆[4]铰接，小支座[5]上设置有圆形孔，连杆[4]另一端与小支座[5]铰接，其特征在于，还包括定位块[6]与定位架，所述定位块[6]一端为圆轴，另一端与被测物[7]的转轴同轴相连，定位架由两端的定位架脚[9]和中部的定位梁[10]及锁紧部件[11]组成，定位架脚[9]一端开有圆形孔，另一端通过锁紧件[11]与定位梁[10]铰接并进行锁紧。

专利类型：发明申请

标题：一种多支点飞机地面载荷确定方法

摘要：本发明属于航空起落架领域，特别是涉及到一种多支点飞机地面载荷确定方法。本发明通过等效转换，将多支点飞机的静不定计算转化为静定计算，再引入多支柱载荷不均匀分配系数，可以有效地保证各起落架结构设计中的载荷边界值，这对优化多支柱起落架结构设计，提高多支柱起落架设计的精度，具有一定的指导作用。另外，本方法的计算思路清晰、严谨，计算方法可靠，易于理解和掌握，在多支柱起落架工程设计中具有很广泛的应用前景。在实际使用中，采用本方法可以减少多支柱起落架载荷研究试验数量，这对节约设计成本，缩短多支柱式起落架的设计周期也具有明显的好处。

申请号：CN201310193928.1

申请日：2013/5/23

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：一种多支点飞机地面载荷确定方法，其特征在于，包括以下步骤：
确定多支柱起落架载荷不均匀分配系数：
1.1、数值模拟进行分析：
1．1.1、通过迭代求解的方法，计算飞机在规定的着陆角度θ范围内，以大于零的角度θi落下直至静止过程中，单个主起落架上垂直载荷V的变化情况，其中：
θi＝i·Δ………………………………………………………????[1]
式中，0＜θi≤θ，i为选定的计算角度个数，i=1、2、……、m，m为自然数，Δ为各计算角度之间的步长，
1.1.2、根据计算结果，选取每种角度θi下，飞机单侧各个主起落架上出现的最大垂直载荷V1、V2、……、Vn，其中，n为主起落架个数，计算对应角度下单侧所有主起落架的最大垂直载荷的均值
1.1.3、选取各个主起落架上最大垂直载荷V1、V2、……、Vn，中的最大值Vmax，比较最大值Vmax与均值
确定两者之间的比值ζi：
1．1.4、根据计算出的各个比值ζi，选取其中的最大值，作为初始载荷不均匀分配系数ζ’ ；
1．2、利用动力学仿真软件对初始载荷不均匀分配系数ζ’ 进行修正：
1.2.1、根据多支柱起落架的布置形式及结构设计形式，利用动力学仿真分析软件，分别建立包含前起落架和多支柱主起落架在内的，一个刚性机体结构的全机有限元仿真模型和一个弹性机体结构的全机有限元仿真模型；
1.2.2、对应θi，利用所建立的两个仿真分析模型，模拟各个角度下，飞机在着陆过程中，同侧的各个主起落架上垂直载荷V的变化情况，根据两种模型的仿真分析结果，分别提取每种角度θi下，飞机单侧各个主起落架上出现的最大垂直载荷V’ ｚ·1、V’ z·2、……、V’ z·n和V’ ‘ z·1、V’ ‘ z·2、……、V’ ‘ z·n，计算单侧所有主起落架的最大垂直载荷的均值
和
再选取各个主起落架上最大垂直载荷V’ z·1、V’ z·2、……、V’ z·n和V’ ‘ z·1、V’ ‘ z·2、……、V’ ‘ z·n中的最大值V’ z·max和V’ ‘ z·max，比较最大值V’ z·max与均值
最大值V’ ‘ z·max与均值
确定刚性机体结构情况下及弹性机体结构情况下两者之间的比值ζ’ z·i和ζ’ ‘ z·i：
1.2.3、利用所建立的两个仿真分析模型，模拟飞机以一定的速度，在滑跑过程中，同侧的各个主起落架上垂直载荷V的变化情况，飞机速度根据设计要求选取；根据两种模型的仿真分析结果，分别提取各速度下，飞机单侧各个主起落架上出现的最大垂直载荷V’ h·1、V’ h·2、……、V’ h·n和V”h·1、V”h·2、……、V”h·n、计算单侧所有主起落架的最大垂直载荷的均值
和
再选取各个主起落架上最大垂直载荷V’ h·1、V’ h·2、……、V’ h·n和V’ ‘ h·1、V’ ‘ h·2、……、V’ ‘ h·n中的最大值V’ h·max和V’ ‘ h·max，比较最大值V’ h·max与均值
最大值V’ ‘ h·max与均值
确定刚性机体结构情况下及弹性机体结构情况下两者之间的比值ζ’ h·i和ζ’ ‘ h·i：
1.2.4、得到上述仿真分析结果后，将着陆与滑跑情况下的比值ζ’ z·i、ζ’ ‘ z·i和ζ’ h·i、ζ’ ‘ h·i与初始载荷不均匀分配系数ζ’ 进行比较，并根据仿真结果对初始载荷不均匀分配系数ζ’ 进行修正，最终得到载荷不均匀分配系数ζ；
根据多支柱式主起落架各机轮接地点位置，确定这些接地点的等效中心点，以等效中心点作为主起落架的虚拟承载点，以距等效中心点最近的主起落架缓冲系统数据作为虚拟承载点的缓冲系统数据，建立虚拟主起落架，虚拟主起落架的结构与距等效中心点最近的主起落架结构相同；
采用迭代计算的方法，计算在给定的飞机重量和重心下，前起落架距飞机重心的水平距离a和虚拟主起落架承载点距飞机重心的水平距离b，以及重心距地面的垂直高度H和重心距虚拟主起落架轮轴中心点的垂直高度h；迭代计算过程包括：
3.1、以前起落架和各主起落架全伸长状态为迭代初始点，计算该状态下，前起落架距飞机重心的水平距离a’ 和虚拟主起落架承载点距飞机重心的水平距离b’ ；
3.2、根据计算得到的参数a’ 和b’ ，计算前起落架和虚拟主起落架缓冲系统载荷，根据该载荷计算前起落架和虚拟主起落架缓冲系统的位移，得到一组新的参数a’ 和b’ ，在根据这组新的参数，重新计算前起落架和虚拟主起落架缓冲系统载荷及位移，迭代循环直至参数a’ 和b’ 不再发生变化，此时得到的前起落架距飞机重心的水平距离a’ 和虚拟主起落架承载点距飞机重心的水平距离b’ ，即为给定重量和重心下的前起落架距飞机重心的水平距离a和虚拟主起落架承载点距飞机重心的水平距离b；
3.3、根据前起落架和虚拟主起落架缓冲系统位移，计算重心距地面的垂直高度H和重心距虚拟主起落架轮轴中心点的垂直高度h；
3.4、根据迭代得到的上述参数，计算前起落架和虚拟主起落架的停机载荷：
式中，Vq·tj为前起落架停机载荷；Vdz·tj为虚拟主起落架停机载荷；G为飞机重量，g为重力加速度；
3.5、将虚拟主起落架上的停机载荷平均分配到各个主起落架，即得到单个主起落架上停机载荷Vzh·tj：
式中，n为单侧主起落架个数；
主起落架停机载荷Vzh·tj不考虑不均匀分配系数，前起落架停机载荷不变；
根据步骤3中所确定的各个参数，按照地面载荷规范规定的三支点飞机地面载荷计算方法，计算规范中给定的着陆、滑行、操纵等各个载荷情况下，虚拟主起落架载荷和前起落架载荷；
将得到的各虚拟主起落架载荷乘以不均匀分配系数ζ后，平均分配至各个主起落架，从而得到单个主起落架在各种载荷情况下的地面载荷，计算时，前起落架载荷不变。

专利类型：发明申请

标题：过狭窄区域的大流量低流速的空气导管

摘要：本实用新型提供一种过狭窄区域的大流量低流速的空气导管，涉及空气导管设计领域，解决空气导管采用扁管在内外压差较大时，刚度很难满足设计需要的问题。本实用新型技术方案包括：法兰和至少两个圆管，所述至少两个圆管并排设置，所述至少两个圆管的一端端头用一个法兰固定在一起，所述至少两个圆管的另一端端头用另一个法兰固定在一起。本实用新型在保证当量的空气流通面积和空气流速要求的前提下，解决了导管内外压差增大时，原空气扁管变形的问题。适用于各种飞机。

申请号：CN201320060516.6

申请日：2013/2/1

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：一种过狭窄区域的大流量低流速的空气导管，其特征在于，包括：法兰和至少两个圆管，所述至少两个圆管并排设置，所述至少两个圆管的一端端头用一个法兰固定在一起，所述至少两个圆管的另一端端头用另一个法兰固定在一起。

专利类型：实用新型

标题：一种闭环回路式飞行前自检测系统

摘要：本实用新型属于电传飞行控制系统自检测技术领域，涉及一种闭环回路式飞行前自检测系统。本系统包括飞行控制计算系统、回传机构、驾驶舱操纵装置、指令传感器、作动器系统、舵面、舵面传感器及座舱显示。本实用新型采用动态闭环原理实现了飞行前电传飞行控制系统的自检测，能够实现自检测时飞行员的深入“介入”，提高了飞行员对自检测的信任度。同时，本实用新型充分利用了系统各部件的内在关联，使得系统能够完全“动起来”，因而能提高系统的检测覆盖率与检测的直接性，且能够减少各独立部件的自检测支持电路，从而提高整个系统的可靠性同时降低系统成本。

申请号：CN201320049567.9

申请日：2013/1/29

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：一种闭环回路式飞行前自检测系统，其特征是，本系统包括飞行控制计算系统、回传机构、驾驶舱操纵装置、指令传感器、作动器系统、舵面、舵面传感器及座舱显示，其中，飞行控制计算系统控制回传机构工作，从而驱动驾驶舱操纵装置运动，驾驶舱操纵装置带动指令传感器运动并发出指令，飞行控制计算系统接收到传感器指令后对传感器指令进行余度表决及监控、并与其期望值进行大小比较，判读正常后飞行控制计算系统将其作为控制律解算输入解算指令控制作动器系统工作，从而驱动舵面运动，运动的舵面带动舵面传感器的运动并发出指令，飞行控制计算系统接收舵面传感器指令并对其进行监控、余度表决及与期望值进行大小比较，同时将舵面传感器信息送往座舱显示。

专利类型：实用新型