标题：一种航空钣金零件挤压型材下陷创建方法

摘要：本发明属于飞机设计技术，涉及对航空钣金零件挤压型材下陷创建方法的改进。创建下陷的步骤如下：定义；标记几何元素和参数；输入下陷标准设计参数；偏置获得平面；偏置获得偏置曲面；在实体内相切连续扩展内侧面获得面列表；分割删除一侧实体；创建圆角，增厚生成下陷。本发明提出了一种改进的航空钣金零件挤压型材下陷创建方法，大大缩短了设计时间，提高了设计效率，保证了下陷的创建质量，实现了所创建下陷的规范化。

申请号：CN201410525255.X

申请日：2014/10/8

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：1.一种航空钣金零件挤压型材下陷创建方法，基于一台通用计算机和飞机设计软件CATIA，创建航空钣金零件挤压型材下陷的步骤如下：
1.1、定义：下陷创建之前的钣金零件由腹板、翻边和过渡底角连接组成，腹板和翻边为平面，两者的夹角α＝45°～135°，过渡底角为圆弧形状，腹板与过渡底角的一个边缘切向连接，翻边与过渡底角的另一个边缘切向连接；创建的下陷由压制区(7)、过渡区(8)、底角压制区(9)和底角过渡区(6)组成；
1.2、标记下陷创建之前的钣金零件的几何元素：将腹板上表面(1)标记为BottomPlane；将内侧面(2)标记为InnerSideList；将端面(3)标记为RefEndFace；根据装配设计要求创建下陷位置参考平面(4)并将其标记为PosRefPlane，该平面要求与腹板上表面和翻边内侧面垂直；
1.3、在通用计算机上调出下陷创建之前钣金零件的数学模型，向数学模型中输入下陷标准设计参数：输入过渡区8长度(L)，下陷深度(Depth)，L和Depth根据装配设计要求和航标HB 0-22-2008获得标准参数值；
1.4、偏置PosRefPlane获得平面，偏置距离为L，标记为：OffsetPlane，具体步骤为：
1.4.1、获得RefEndFace的外法向，标记为：OuterVector_ EF；
1.4.2、偏置PosRefPlane平面，偏置距离为L；
1.4.3、以PosRefPlane原点至OffsetPlane原点，构造方向ConstructVector1；
1.4.4、若OuterVector_ EF与ConstructVector1之间的角度小于等于90度，则将OffsetPlane反向偏置；
1.5、偏置InnerSideList获得偏置曲面，偏置距离为Depth，标记为：OffsetSurface，具体步骤为：
1.5.1、获得InnerSideList的外法向，标记为：OuterVector_ IS；
1.5.2、偏置InnerSideList曲面，偏置距离为Depth；
1.5.3、以InnerSideList中点至OffsetSurface中点，构造方向ConstructVector2；
1.5.4、若OuterVector_ IS与ConstructVector2之间的角度大于等于90度，则将OffsetSurface反向偏置；
1.6、OffsetSurface与PosRefPlane求交，交线标记为：IntersectCurve1；
1.7、通过IntersectCurve1分割OffsetSurface，保留面标记为：RemainFace1，具体步骤为：
1.7.1、通过IntersectCurve1分割OffsetSurface；
1.7.2、以IntersectCurve1中点至RemainFace1中点，构造方向ConstructVector3；
1.7.3、若OuterVector_ EF与ConstructVector3之间的角度大于等于90度，则保留RemainFace1另一侧曲面；
1.8、InnerSideList与OffsetPlane求交，交线标记为：IntersectCurve2；
1.9、通过IntersectCurve2分割InnerSideList，保留面标记为：RemainFace2，具体步骤为：
1.9.1、通过IntersectCurve2分割InnerSideList；
1.9.2、以IntersectCurve2中点至RemainFace2中点，构造方向ConstructVector4；
1.9.3、若OuterVector_ EF与ConstructVector4之间的角度小于等于90度，则保留RemainFace2另一侧曲面；
1.10、RemainFace1与RemainFace2之间添加过渡曲面，若为G0连续，则需要在IntersectCurve1与IntersectCurve2处分别添加圆角过渡，若为G1连续，则不需要。整个过渡曲面标记为：ConnectFace；
1.11、结合RemainFace1、RemainFace2和ConnectFace，标记为JoinFace；
1.12、在实体内相切连续扩展内侧面获得面列表，标记为：TanFaceList；
1.13、使用PosRefPlane分割删除一侧实体，继续使用PosRefPlane分割删除另一侧实体；
1.14、JoinFace与TanFaceList创建圆角，标记为BottomCornerList，具体步骤为：
1.14.1、获得JoinFace中离腹板面最近的一系列相切连续的线，以下称为底线，标记为BottomLineList，具体步骤为：
1.14.1.1、遍历JoinFace中所有面元素，提取每个面元素的外环边界FaceBoundaryLineList，将所有FaceBoundaryLineList加入列表BoundaryLineList；
1.14.1.2、遍历BoundaryLineList中所有线元素，重复次数为1的线元素的集合即为JoinFace的外环边界，定义为OuterLoop；
1.14.1.3、遍历OuterLoop中所有线元素，提取出距离腹板面最近的一条边，定义为NearestLine；
1.14.1.4、在OuterLoop中将NearestLine删除，并将NearestLine加入列表BottomLineList；
1.14.1.5、遍历BottomLineList中所有线元素，提取每个线元素的两个拓扑点，将所有拓扑点加入列表BoundaryVertexList；
1.14.1.6、遍历BoundaryVertexList中所有拓扑点，重复次数为1的拓扑点的集合即为BottomLineList的边界点列表，定义为OuterVertexList，OuterVertexList中的元素个数一般为2，将其定义为VertexSide1和VertexSide2，分别计算出VertexSide1与VertexSide2在BottomLineList中的外切线：OuterTangentVector1与OuterTangentVector2；
1.14.1.7、遍历OuterLoop中所有线元素，提取其中与BottomLineList在VertexSide1和VertexSide2处分别相切连续的线元素，分别将其加入BottomLineList，并在OuterLoop中删除；
1.14.1.8、重复步骤1.14.1.5，直至在OuterLoop中找不到与BottomLineList在VertexSide1或VertexSide2处相切连续的线元素为止；
1.14.2、将JoinFace沿BottomLineList外插延伸，标记为ExtraJoinFace；
1.14.3、通过ExtraJoinFace对TanFaceList分割裁剪，保留TanFaceList中的主体部分，标记为：TanFaceSplit；
1.14.4、通过TanFaceSplit对ExtraJoinFace分割裁剪，保留ExtraJoinFace中的主体部分，标记为：ExtraJoinSplit；
1.14.5、在ExtraJoinSplit与TanFaceSplit之间生成圆角，圆角半径为钣金底角半径，结果即为BottomCornerList；
1.15、将所有曲面增厚，生成实体，即为最终结果。

专利类型：发明申请

标题：一种缓冲调节机构

摘要：本实用新型涉及一种缓冲调节机构，主要用于飞机环控系统发动机引气系统地面试验，包括加热器2、被试对象4、转换阀7和缓冲调节装置8。其中加热器2安装在引气入口导管1和三通管3入口之间，被试对象4安装在三通管3出口一端与引气出口导管5之间，三通管3出口另一端与连接导管6相连，连接导管6上设置有两个连接口，一个连接转换阀7，另一个连接由串联的电磁阀9和储气罐10组成的缓冲调节机构8。本实用新型的优点是模拟飞机环控系统发动机引气转换时可根据需求进行控制和调节转换时间。

申请号：CN201420574901.7

申请日：2014/9/30

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：1.一种缓冲调节机构，包括加热器(2)、被试对象(4)、转换阀(7)和缓冲调节装置(8)，其特征在于，加热器(2)安装在引气入口导管(1)和三通管(3)入口之间，被试对象(4)安装在三通管(3)出口一端与引气出口导管(5)之间，三通管(3)出口另一端与连接导管(6)相连，连接导管(6)上设置有两个连接口，其中一个连接转换阀(7)，另一个连接由串联的电磁阀(9)和储气罐(10)组成的缓冲调节机构(8)；高压引气自引气入口导管(1)进入加热器(2)加热，然后通过三通管(3)，在转换阀(7)和电磁阀(9)关闭的情况下，高压引气进入被试对象(4)，然后通过引气出口导管(5)排出；在转换阀(7)关闭且电磁阀(9)打开的情况下，部分高压引气通过连接导管(6)，进入缓冲调节机构(8)中的储气罐(10)，在被试对象(4)入口压力达到所需的低压时，关闭高压引气和电磁阀(9)，实现了高压引气到低压引气的转换。

专利类型：实用新型

标题：一种用于高速风洞颤振模型的可变攻角支持装置

摘要：本实用新型提供了一种用于高速风洞颤振模型的可变攻角支持装置，其特征在于，包括：模型底座[1]，支持立柱[2]，模型梁[3]，风洞连接底板[4]，前角度卡块[5]，后角度卡块[6]，立柱定位销[7]，前角度卡块定位销[8]，后角度卡块定位销[9]，模型底座[1]安装在风洞连接底板[4]上，支持立柱[2]通过立柱定位销[7]安装在模型底座[1]上，模型梁[3]安装在支持立柱[2]顶端，支持立柱[2]绕立柱定位销[7]转动带动模型梁[3]转动。

申请号：CN201420588229.7

申请日：2014/10/11

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：1.一种用于高速风洞颤振模型的可变攻角支持装置，其特征在于，包括：模型底座[1]，支持立柱[2]，模型梁[3]，风洞连接底板[4]，前角度卡块[5]，后角度卡块[6]，立柱定位销[7]，前角度卡块定位销[8]，后角度卡块定位销[9]，模型底座[1]安装在风洞连接底板[4]上，支持立柱[2]通过立柱定位销[7]安装在模型底座[1]上，模型梁[3]安装在支持立柱[2]顶端，支持立柱[2]绕立柱定位销[7]转动带动模型梁[3]转动，前角度卡块[5]通过前角度卡块定位销[8]安装在模型底座[1]上并位于支持立柱[2]前侧，后角度卡块[6]通过后角度卡块定位销[9]安装在模型底座[1]上并位于支持立柱[2]后侧，通过前角度卡块[5]和后角度卡块[6]限定支持立柱[2]的位置。

专利类型：实用新型

标题：一种用于螺栓防松的止动垫圈

摘要：本实用新型公开了一种用于螺栓防松的止动垫圈，包括基体卡槽1、止动垫圈侧壁2、止动垫圈底面3，其中，止动垫圈侧壁2为圆筒状结构，与止动垫圈底面3一体成型，用于与螺栓配合，基体卡槽1设置在止动垫圈侧壁2外，通过与基体配合来固定止动垫圈。解决了传统止动垫圈安装复杂等问题。

申请号：CN201420588287.X

申请日：2014/10/11

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：一种用于螺栓防松的止动垫圈，包括基体卡槽(1)、止动垫圈侧壁(2)、止动垫圈底面(3)，其中，止动垫圈侧壁(2)为圆筒状结构，与止动垫圈底面(3)一体成型，用于与螺栓配合，基体卡槽(1)设置在止动垫圈侧壁(2)外，通过与基体配合来固定止动垫圈。

专利类型：实用新型