一种飞行控制系统余度设计方法

标题：一种飞行控制系统余度设计方法

摘要：本发明属于飞行控制技术领域，涉及一种飞行控制系统余度设计方法。本发明在余度通道设计中没有增加硬件成本，仅采用了原设计中各余度通道的状态量，设计简单、成本低，能够较好的解决余度不足、任务可靠性不足的缺点；消除了系统设计中可能出现的1：1的故障现象，提高了系统设计的可靠性。

申请号：CN201310034378.9

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：一种飞行控制系统余度设计方法，其特征是，本方法包括以下步骤：第一步，余度通道的生成：对各余度通道建立各自的辨识模型，辨识模型实时采集相对应的余度通道的输入信号、输出信号以及状态信号，经数据处理后，产生备份信号；第二步，飞控系统对各余度通道是否正常做出判断，判断时如果不存在故障通道，则进入第五步；判断时如果存在故障通道且能识别故障通道则进入第三步；如果存在故障通道且不能识别故障通道，则进入第四步；第三步，将识别出来的故障通道的辨识模型的备份信号作为该通道的输出表决信号输出，进入第五步；第四步，顺序取有效的辨识模型的备份信号输出，进入第五步；第五步，将各余度通道的信号进行表决输出。

专利类型：发明申请

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风速校核装置结构

标题：风速校核装置结构

摘要：本发明提供一种风速校核装置结构，涉及风速计校核领域，解决风洞风速小于1m/s时的定点校核问题。本发明的技术方案包括：压缩气源、压力调节段，压缩气源出口与所述压力调节段入口连接，用于向压力调节段输入高压气流；压力调节段用于调节风速校验点。本发明解决风洞风速小于1m/s时的定点校核问题，适用于大气风速测量。

申请号：CN201310041392.1

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：一种风速校核装置结构，其特征在于，包括：压缩气源、压力调节段，压缩气源出口与所述压力调节段入口连接，用于向压力调节段输入高压气流；压力调节段用于调节风速校验点。

专利类型：发明申请

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风速校核装置构型

标题：风速校核装置构型

摘要：本发明提供一种风速校核装置构型，涉及风速计校核领域，解决风洞风速小于1m/s时的定点校核问题。本发明的技术方案包括：压缩气源、限流段，压缩气源用于向限流段输入高压气流；限流段用于调节风速校验点对应的风速流量。本发明解决风洞风速小于1m/s时的定点校核问题，适用于大气风速测量。

申请号：CN201310041115.0

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：一种风速校核装置构型，其特征在于，包括：压缩气源、限流段，压缩气源用于向限流段输入高压气流；限流段用于调节风速校验点对应的风速流量。

专利类型：发明申请

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一种金属材料腐蚀度原位检测方法

标题：一种金属材料腐蚀度原位检测方法

摘要：本发明涉及一种金属材料腐蚀度原位检测方法。本发明技术方案包括：模拟腐蚀环境，测试测量腐蚀度的传感器电阻值与金属材料待检测部位腐蚀度的对应关系；将所述传感器粘贴在金属材料待检测部位；通过万用表实时采集传感器的电阻值，根据传感器电阻值与金属材料待检测部位腐蚀度的对应关系得出金属材料待检测部位腐蚀度。本方法与现在工程上应用的通过定检的方式检测金属材料腐蚀度相比，简单方便、准确度高、且具有趋势分析的功能，能对金属材料的腐蚀度提前做出预测。本发明适用于各种金属材料腐蚀度检测。

申请号：CN201310042116.7

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：一种金属材料腐蚀度原位检测方法，其特征在于，包括：模拟腐蚀环境，测试测量腐蚀度的传感器电阻值与金属材料待检测部位腐蚀度的对应关系；将所述传感器粘贴在金属材料待检测部位；通过万用表实时采集传感器的电阻值，根据传感器电阻值与金属材料待检测部位腐蚀度的对应关系得出金属材料待检测部位腐蚀度。

专利类型：发明申请

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验证舱内空气分配均匀度的直观方法

标题：验证舱内空气分配均匀度的直观方法

摘要：本发明提供一种验证舱内空气分配均匀度的方法，涉及环境控制领域，针对现有验证机舱内空气分配均匀度方法不准确有污染的问题。本发明技术方案包括：根据机舱内的温度、湿度环境，向机舱内通入可以形成雾的空气，通过观测雾的分布观测舱内空气分配均匀度。本发明利用在一定湿度情况下，冷热空气交汇形成雾的原理，以无毒的雾代替传统的彩烟或测风速，本方法直观、无污染、易观察且易实现，适用于各种飞机。

申请号：CN201310041393.6

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：一种验证舱内空气分配均匀度的直观方法，其特征在于，包括：根据机舱内的温度、湿度环境，向机舱内通入可以形成雾的空气，通过观测雾的分布观测舱内空气分配均匀度。

专利类型：发明申请

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一种大型飞机机翼液压管路弯曲疲劳试验方法

标题：一种大型飞机机翼液压管路弯曲疲劳试验方法

摘要：本发明属于液压系统试验技术，特别是涉及一种液压管路弯曲疲劳试验方法。本发明6442相比，使用本发明，被试管路全为根据实际飞机机翼液压管路相同的弯曲管路，实现同时对管接头和弯曲管路的应力集中问题进行试验验证，更加符合于实际情况。本发明采用加工机翼地面模拟件来模拟机翼的运动，无需加工整个机翼翼盒结构，节省经费。

申请号：CN201310034061.5

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：一种大型飞机机翼液压管路弯曲疲劳试验方法，其特征是，本方法包括以下步骤：1)根据大型飞机机翼在地面停放状态，确定出翼尖出现的最大下垂位移量；根据飞机飞行状态，确定出飞行过程中翼尖出现的最大上翘量；根据机翼在气流中所产生的颤振状态，确定翼尖的颤振位移和频率；2)在三维设计软件中，建立机翼结构模拟件三维数模，再将数模导入应力分析软件中，向数模施加外力使其出现实际机翼的最大下垂位移量、最大上翘量、翼尖的颤振位移和频率，通过网格划分，对数模在运动过程中各个点处的弯曲应力进行计算，验证高应力集中区应力值是否超出了材料的许用极限，若超出，则必须通过更改设计或更换材料，使其应力值小于材料变形许用极限值；3)在弯曲应力满足设计要求后，加工机翼结构模拟件，并在模拟件上，按照真实机翼上管路的安装方式和走向，安装液压管路，管路安装完毕后，一端堵死，通过另一端将管路内部压力升高至工作压力，随后用自封接头保持压力；4)采用地面加载系统，将加载系统与机翼模拟件最外侧相连，通过加载系统驱动机翼模拟件上下运动和颤振；5)通过设置规定次数的试验来模拟飞机的飞行次数，若在规定次数试验之后，管路内部压力不降低，则说明管路设计完好，满足使用要求，否则则说明管路系统出现应力问题，需逐段对管路完好性进行分析。

专利类型：发明申请

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一种襟翼扭曲测试系统

标题：一种襟翼扭曲测试系统

摘要：本发明属于飞行控制系统监控技术领域，涉及一种襟翼扭曲测试系统。本发明利用LVDT传感器信号变化的可逆向性原理，在对每块舵面扭曲的测试时，将每块舵面两台滚珠丝杠上的LVDT进行串联后连接到控制器，即：将每两台滚珠丝杠所对应的LVDT间副边相互连接，原边连接到到控制器，此方法极大减少了扭曲传感器LVDT到控制器的接口数目，因此简化了控制器硬件电路的设计、降低了控制器复杂度、减小了控制器体积、重量以及可靠性，同时也减少了机上电缆数量。

申请号：CN201310034130.2

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：一种襟翼扭曲测试系统，本系统包括左控制器(1)、左控制器(2)、左一滚珠丝杠(3)、左二滚珠丝杠(4)、左三滚珠丝杠(5)、左四滚珠丝杠(6)、右四滚珠丝杠(7)、右三滚珠丝杠(8)、右二滚珠丝杠(9)、右一滚珠丝杠(10)、左一襟翼扭曲传感器(11)、左二襟翼扭曲传感器(12)、左三襟翼扭曲传感器(13)、左四襟翼扭曲传感器(14)、右四襟翼扭曲传感器(15)、右三襟翼扭曲传感器(16)、右二襟翼扭曲传感器(17)、右一襟翼扭曲传感器(18)、左一襟翼(19)、左二襟翼(20)、右二襟翼(21)以及右一襟翼(22)；所述的八台襟翼扭曲传感器都为通道A及通道B两电气两余度的线性可变差动变压器，其特征是，左一襟翼扭曲传感器(11)通道A的原边连接到左控制器(1)，副边与左二襟翼扭曲传感器(12)通道A的副边并联后，左二襟翼扭曲传感器(12)通道A的原边连接到控制器(1)，左三襟翼扭曲传感器(13)通道A的原边连接到左控制器(1)，副边与左四襟翼扭曲传感器(14)通道A的副边并联后，左四襟翼扭曲传感器(14)通道A的原边连接到控制器(1)，右四襟翼扭曲传感器(15)通道A的原边连接到左控制器(1)，副边与右三襟翼扭曲传感器(16)通道A的副边并联后，右三襟翼扭曲传感器(16)通道A的原边连接到控制器(1)，右二襟翼扭曲传感器(17)通道A的原边连接到左控制器(1)，副边与右一襟翼扭曲传感器(18)的通道A副边并联后，右一襟翼扭曲传感器(18)通道A的原边连接到控制器(1)，左一襟翼扭曲传感器(11)通道B的原边连接到左控制器(2)，副边与左二襟翼扭曲传感器(12)通道B的副边并联后，左二襟翼扭曲传感器(12)通道B的原边连接到控制器(2)，左三襟翼扭曲传感器(13)通道B的原边连接到左控制器(2)，副边与左四襟翼扭曲传感器(14)通道B的副边并联后，左四襟翼扭曲传感器(14)通道B的原边连接到控制器(2)，右四襟翼扭曲传感器(15)通道B的原边连接到左控制器(2)，副边与右三襟翼扭曲传感器(16)通道B的副边并联后，右三襟翼扭曲传感器(16)通道B的原边连接到控制器(2)，右二襟翼扭曲传感器(17)通道B的原边连接到左控制器(2)，副边与右一襟翼扭曲传感器(18)通道B的副边并联后，右一襟翼扭曲传感器(18)通道B的原边连接到控制器(2)。

专利类型：发明申请

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一种牵引测力测速机构

标题：一种牵引测力测速机构

摘要：本发明涉及牵引测量技术领域，特别是涉及一种牵引测力测速机构。本机构包括钢丝绳[1]，第一滑轮[2]、第二滑轮[6]、第三滑轮[8]，安装底座[4]，测力传感器[5]和速度传感器[9]。本发明将大载荷牵引测速和测力集合在一个简单的机构中，降低了成本，可靠性高，实现大载荷牵引中速度和牵引力的准确测量。机构简单，牢固，可靠性高，使用方便，不受外界信号干扰。

申请号：CN201310034065.3

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：一种牵引测力测速机构，其特征是，本机构包括钢丝绳[1]，第一滑轮[2]、第二滑轮[6]、第三滑轮[8]，安装底座[4]，测力传感器[5]和速度传感器[9]，其中，第一滑轮[2]和第三滑轮[8]固定在安装底座[4]上，速度传感器[9]择一装在安装底座[4]上第一滑轮[2]或第三滑轮[8]的安装轴位置，测力传感器[5]一端与第二滑轮[6]相连，另一端与安装底座[4]相连，第一滑轮[2]、第二滑轮[6]、第三滑轮[8]径向对称面保持重合，钢丝绳[1]依次经过第一滑轮[2]、第二滑轮[6]和第三滑轮[8]，第二滑轮[6]位置设定应保证从第一滑轮[2]到第二滑轮[6]的钢丝绳[3]段和从第二滑轮[6]到第三滑轮[8]的钢丝绳[7]段垂直于第一滑轮[2]和第三滑轮[8]轴连线方向。

专利类型：发明申请

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一种飞机缓冲器油液加注装置

标题：一种飞机缓冲器油液加注装置

摘要：本发明属于飞机缓冲器油液加注技术，具体涉及一种飞机缓冲器油液加注装置。所述飞机缓冲器油液加注装置包括液压源(1)、第一导管(2)、第二导管(7)、金属插入管(3)、螺母(4)、打气筒(5)、螺旋开关(6)。其中，第一导管(2)和第二导管(7)均为可承受一定压力的橡胶软管，第一导管一端连接液压源(1)，另一端经三通接头分别与第二导管(7)和金属插入管(3)连接，所述第二导管另一端设置有打气筒(5)和螺旋开关(6)，打气筒(5)端头设置单向阀，金属插入管(3)另一端通过螺母(4)与缓冲器注油口连接。本发明安装简单，操作方便，能够快速确定油液加注量是否到位，需要人力少，很适合外场使用。

申请号：CN201310618915.4

申请日：2013/11/27

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：一种飞机缓冲器油液加注装置，其特征在于，包括液压源(1)、第一导管(2)、第二导管(7)、金属插入管(3)、螺母(4)、打气筒(5)、螺旋开关(6)。其中，第一导管(2)和第二导管(7)均为可承受一定压力的橡胶软管，第一导管一端连接液压源(1)，另一端经三通接头分别与第二导管(7)和金属插入管(3)连接，所述第二导管另一端设置有打气筒(5)和螺旋开关(6)，打气筒(5)端头设置单向阀，金属插入管(3)另一端通过螺母(4)与缓冲器注油口连接。

专利类型：发明申请

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一种超高强度MJ螺纹合金钢螺栓

标题：一种超高强度MJ螺纹合金钢螺栓

摘要：本发明属于机械设计制造领域，特别是涉及一种超高强度合金钢螺栓。本发明包括螺栓头部(1)、螺栓光杆(2)、过渡区(3)和螺纹区(4)，其特征是，其中，螺栓头部(1)与螺栓光杆(2)之间冷挤压强化，螺栓光杆(2)和螺纹区(4)的过渡区(3)为连续平滑圆弧，过渡区(3)的长度在2倍螺距之内。本发明设计出一种新型螺栓，提高螺栓的承载能力以及疲劳寿命，解决国内现有螺栓承载小及寿命低的问题，同时增强螺栓的耐热、耐蚀性能，满足飞机长寿命要求。

申请号：CN201310034214.6

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：一种超高强度MJ螺纹合金钢螺栓，包括螺栓头部(1)、螺栓光杆(2)、过渡区(3)和螺纹区(4)，其特征是，其中，螺栓头部(1)与螺栓光杆(2)之间冷挤压强化，螺栓光杆(2)和螺纹区(4)的过渡区(3)为连续平滑圆弧，过渡区(3)的长度在2倍螺距之内。

专利类型：发明申请

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