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admin2019-11-27 03:15:542019-11-27 03:15:54一种发动机测试过程中发动机供油和液压冷却兼顾的系统
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admin2019-11-27 03:15:542019-11-27 03:15:54一种弹射救生预警系统
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admin2019-11-27 03:15:512019-11-27 03:15:51一种具有重心调节能力的高可靠性供输油系统
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admin2019-11-27 03:15:512019-11-27 03:15:51一种飞翼布局飞机的燃油箱布局
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admin2019-11-27 03:15:512019-11-27 03:15:51一种小型飞机的集油箱布置构型
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admin2019-11-27 03:15:512019-11-27 03:15:51一种弹射座椅弹射离机信号采集方法
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admin2019-11-27 03:15:512019-11-27 03:15:51一种新型结冰信号传感器
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admin2019-11-27 03:15:512019-11-27 03:15:51一种低阻风扇辅助引射进气装置
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admin2019-11-27 03:15:512019-11-27 03:15:51一种舰载飞机电传转弯系统
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admin2019-11-27 03:15:512019-11-27 03:15:51一种飞机起落架正常收放隔离系统
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一种发动机测试过程中发动机供油和液压冷却兼顾的系统
标题：一种发动机测试过程中发动机供油和液压冷却兼顾的系统
摘要：本发明属于航空技术领域，涉及一种发动机测试过程中发动机供油和液压冷却兼顾的系统。本发明使得供油系统能够按照发动机要求的压力、流量和温度向被试发动机供给燃油，并及时将吸收液压加载系统热量的燃油和发动机热回油合并后返回飞机油箱，供给发动机的燃油测量精度不会由于温度的问题而受到影响。
申请号：CN201310607302.0
申请日：2013/11/22
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：一种发动机测试过程中发动机供油和液压冷却兼顾的系统，其特征在于，从消耗油箱(1)中的燃油经供油泵(14)和供油管路单向阀(13)后汇合，再分别进入发动机供油管路(3)和液压加载冷却系统供油管路(8)，其中，发动机供油管路(3)通往发动机(5)的燃油入口，经发动机(5)后，通过回油单向阀(7)输出发动机热回油，液压加载冷却系统供油管路(8)通往液压加载冷却系统(10)，再通过单向阀(11)输出吸收热量后的燃油，发动机热回油与将吸收热量后的燃油一并返回飞机油箱(12)；液压加载冷却系统供油管路(8)设置有可调节流量的限流孔(9)。
专利类型：发明申请
一种弹射救生预警系统
标题：一种弹射救生预警系统
摘要：本发明属于战斗机弹射救生技术领域，特别是涉及一战斗机弹射救生预警系统。数据采集电路实时采集来自于飞机惯导平台和大气数据机中的飞行参数，并连续不断输入预警计算机；预警计算机将采集的数据进行处理，计算此时距离必须弹射的剩余时间及剩余时间变化率；显示系统将剩余时间直观显示给飞行员；告警系统在剩余时间接近警戒值时进行告警；告警系统在剩余时间变化率接近警戒值时进行告警。本发明在战斗机即将发生事故时，提醒飞行员必须弹射的剩余时间，并在剩余时间和剩余时间变化率接近警戒值时告警，帮助飞行员快速判断处置时限，避免因人为因素延误弹射时机，从而提高弹射救生成功率。
申请号：CN201310606961.2
申请日：2013/11/22
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：一种弹射救生预警系统，其特征在于，本系统包括：数据采集电路、预警计算机、显示系统及告警系统。数据采集电路输入端与飞机惯导平台及大气数据机连接；数据采集电路输出端与预警计算机输入端连接；预警计算机输出端分别连接显示系统及告警系统。其中，数据采集电路实时采集来自于飞机惯导平台和大气数据机中的飞行参数，并连续不断输入预警计算机；预警计算机将采集的数据进行处理，计算此时距离必须弹射的剩余时间及剩余时间变化率；显示系统将剩余时间直观显示给飞行员；告警系统在剩余时间接近警戒值时进行告警；告警系统在剩余时间变化率接近警戒值时进行告警。
专利类型：发明申请
一种具有重心调节能力的高可靠性供输油系统
标题：一种具有重心调节能力的高可靠性供输油系统
摘要：本发明属于航空领域，涉及一种具有重心调节能力的高可靠性供输油系统。一种具有重心调节能力的高可靠性供输油系统。该发明通过对油箱划分，供输油系统工作方式，管路布置方式等内容进行合理的规划，实现了同时具备重心调节能力和高可靠性供输油功能的系统。本发明所给出的供输油系统可以有效地实现飞机重心的控制，极大的提高了供输油系统的可靠性，而且通用性强，具有推广应用价值。
申请号：CN201310607964.8
申请日：2013/11/22
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：一种具有重心调节能力的高可靠性供输油系统，其特征是，包括位于飞机两侧机翼上的各一个主供油箱(12)、各至少一个内侧超控油箱(10)、各至少一个外侧超控油箱(13)、独立的发动机供油管路(6)、独立的超控供油管路(11)以及独立的燃油转输管路(8)，其中，每侧机翼上，主供油箱(12)位于内侧超控油箱(10)和外侧超控油箱(13)的中部，主供油箱(12)内部包含两台直接为发动机(7)供油的主供油泵(4)，所述每个油箱内安装1台超控供油泵(14)；所述的发动机供油管路(6)中，每侧机翼上的两台主供油泵(4)出口分别与单向活门(5)入口连接，单向活门(5)的出口分别与发动机(7)和超控供油管路(11)连接；所述的超控供油管路(11)用于超控供油泵(14)向发动机(7)供油，其中，每个超控供油泵(14)的出口分别与各自的转输控制阀(1)和超控供油控制阀(2)的入口连接，每个超控供油控制阀(2)的出口之间通过管路连接，并与单向活门(5)的出口下游管路连接；所述的燃油转输管路(8)用于各油箱之间进行燃油转输以实现飞机重心的前、后调节和内、外调解，其中，每个转输控制阀(1)的出口之间、以及每个油箱中的转输切断阀(3)的入口之间都通过管路连接。
专利类型：发明申请
一种飞翼布局飞机的燃油箱布局
标题：一种飞翼布局飞机的燃油箱布局
摘要：本发明属于航空领域，涉及一种飞翼布局飞机的燃油箱布局。一种飞翼布局飞机的燃油箱布局，燃油箱在飞机对称面两侧对称分布，每侧的燃油箱划分为四大部分：中间油箱(2)，内油箱(3)、外油箱(1)、后部油箱(4)，其中，以中间油箱(2)为每侧燃油箱的中心，内油箱(3)在其内侧、外油箱(1)在其外侧、后部油箱(4)在其后侧，每个油箱的外边界形状根据具体的结构布置确定。本发明中提及的飞翼布局飞机的燃油箱划分方法能够合理的对飞翼布局飞机进行油箱划分，实现飞翼布局飞机的燃油系统耗油顺序和重心保持要求。
申请号：CN201310607015.X
申请日：2013/11/22
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：一种飞翼布局飞机的燃油箱布局，其特征是，燃油箱在飞机对称面两侧对称分布，每侧的燃油箱划分为四大部分：中间油箱(2)，内油箱(3)、外油箱(1)、后部油箱(4)，其中，以中间油箱(2)为每侧燃油箱的中心，内油箱(3)在其内侧、外油箱(1)在其外侧、后部油箱(4)在其后侧，每个油箱的外边界形状根据具体的结构布置确定。
专利类型：发明申请
一种小型飞机的集油箱布置构型
标题：一种小型飞机的集油箱布置构型
摘要：本发明属于航空技术领域，涉及一种小型飞机的集油箱布置构型。一种用于小型飞机燃油系统的集油箱布置方法，该发明是在小型飞机供油管路较低位置设置一集油箱。左右机翼整体油箱的燃油从各自的供油管汇集后靠重力输入集油箱，集油箱上部设有通气管路，与机翼整体油箱通气管路连接。该发明可以保证飞机在极端飞行状态下，即使机翼整体油箱1内所有燃油吸入口都悬空时，燃油系统仍能向发动机连续可靠供油，并及时将集油箱气体排到飞机油箱，确保发动机供油管路中不会吸入气体。集油箱和发动机燃调之间设置一回油管路可以有效减少炎热气候下燃油管内的燃油蒸汽保证了燃油系统各种工况下向发动机的持续供油和发动机的平稳运行。
申请号：CN201310607014.5
申请日：2013/11/22
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：一种小型飞机的集油箱布置构型，其特征在于，在小型飞机的燃油系统供油管路上布置一集油箱(5)，左右机翼整体油箱(1)的燃油从各自的供油管(3)汇集后进入集油箱(5)，再依次经过燃油泵(11)、切断阀(10)和燃油滤(9)向发动机供油；集油箱(5)上部设置通气管路(4)与机翼整体油箱(1)的通气管路(2)连通；发动机回油管路(7)与集油箱(5)连接；发动机回油管路(7)中设有单向阀(8)，集油箱(5)的安装位置沿飞机竖轴方向低于左右机翼整体油箱(1)。
专利类型：发明申请
一种弹射座椅弹射离机信号采集方法
标题：一种弹射座椅弹射离机信号采集方法
摘要：本发明属于航空防护救生技术领域，特别是涉及一种弹射座椅弹射离机信号采集方法。第一连接模块(1)与弹射座椅(5)连接，在飞机机体上设置与第一连接模块(1)配套连接的第二连接模块(2)，其特征是，第二连接模块(2)与飞机飞参系统(3)、机壳地(4)连接；当座椅未弹射时，飞机飞参系统(3)记录的是从机壳地(4)输入的地信号，当座椅弹射离机向上运动一定距离时，第一连接模块(1)与第二连接模块(2)分离，机壳地(4)输入的地信号断开，飞参系统记录下开路信号，即座椅弹射离机信号。本发明可在弹射座椅工作过程中采集弹射离机信号，在飞机上可将此信号输入至飞参系统进行记录，可得知应急情况下座椅是否启动弹射离机，对弹射座椅工作情况判断及飞行事故分析提供有力证据。
申请号：CN201310603514.1
申请日：2013/11/22
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：一种弹射座椅弹射离机信号采集方法，本方法所用的系统包括第一连接模块(1)、第二连接模块(2)、飞机飞参系统(3)、机壳地(4)以及弹射座椅(5)，其中，第一连接模块(1)与弹射座椅(5)连接，在飞机机体上设置与第一连接模块(1)配套连接的第二连接模块(2)，其特征是，第二连接模块(2)与飞机飞参系统(3)、机壳地(4)连接；当座椅未弹射时，飞机飞参系统(3)记录的是从机壳地(4)输入的地信号，当座椅弹射离机向上运动一定距离时，第一连接模块(1)与第二连接模块(2)分离，机壳地(4)输入的地信号断开，飞参系统记录下开路信号，即座椅弹射离机信号。
专利类型：发明申请
一种新型结冰信号传感器
标题：一种新型结冰信号传感器
摘要：本发明属于航空技术领域，涉及一种新型结冰信号传感器。所述的新型结冰信号传感器包括插座、接触点、静压室、膜盒、动压室、静压孔、管头加热器、进气孔、电源、弯管壳体及信号灯，其中，进气孔设置在传感器的头部，与动压室连通，动压室承受进气孔流入的气流总压，静压孔设置在传感器的侧面，与静压室连通，静压室承受静压孔流入的气流静压，在进气孔后部设置有管头加热器，其热量可通过热传导传递至进气孔并可对其进行加温除冰，膜盒为电导体，通过膜盒内外静压室与动压室两边的压差来自动调节膜盒的伸缩，通过膜盒与接触点的接触与断开来控制信号灯和管头加热器的通断电，当电路接通后，利用管头加热器来对进气孔加温除冰。
申请号：CN201310607089.3
申请日：2013/11/22
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：一种新型结冰信号传感器，其特征是，其包括插座(1)、接触点(2)、静压室(3)、膜盒(4)、动压室(5)、静压孔(6)、管头加热器(7)、进气孔(8)、电源(9)、弯管壳体(10)及信号灯(11)，其中，进气孔(8)设置在传感器的头部，与动压室(5)连通，动压室(5)承受进气孔(8)流入的气流总压，静压孔(6)设置在传感器的侧面，与静压室(3)连通，静压室(3)承受静压孔(6)流入的气流静压，在进气孔(8)后部设置有管头加热器(7)，膜盒(4)为电导体，通过膜盒(4)内外静压室(3)与动压室(5)两边的压差来自动调节膜盒(4)的伸缩；通过膜盒(4)与接触点(2)的接触与断开来控制信号灯(11)和管头加热器(7)的通断电，当电路接通后，利用管头加热器(7)来对进气孔(8)加温除冰。
专利类型：发明申请
一种低阻风扇辅助引射进气装置
标题：一种低阻风扇辅助引射进气装置
摘要：本发明属于航空领域，涉及一种低阻风扇辅助引射进气装置。一种低阻风扇辅助引射进气装置，还包括引射管(3)、辅助进气管(7)以及风扇(8)；辅助进气管(7)通过引射管(3)与主进气管(2)和冷却管(4)相连，风扇(8)位于辅助进气管(7)通道上。本发明在辅助进气管通道上设置风扇进行辅助进气，较小或无冲压动能时，给设备提供冷却空气。同时，利用风扇气流，通过引射管实现对主进气管内气体的引射作用，提高设备冷却效率。在无需风扇工作或风扇故障时，风扇不占用主进气管路通道，不会增加主进气管路流阻。
申请号：CN201310607305.4
申请日：2013/11/22
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：一种低阻风扇辅助引射进气装置，包括冲压进气口(1)、主进气管(2)、冷却管(4)、设备(5)以及排气管(6)；其中，所述冲压进气口(1)安装在外蒙皮上，并通过主进气管(2)将冷却空气导入，经过冷却管(4)，为设备(5)提供冷却空气，并经排气管(6)排出，其特征在于：还包括引射管(3)、辅助进气管(7)以及风扇(8)；辅助进气管(7)通过引射管(3)与主进气管(2)和冷却管(4)相连，风扇(8)位于辅助进气管(7)通道上。
专利类型：发明申请
一种舰载飞机电传转弯系统
标题：一种舰载飞机电传转弯系统
摘要：本发明属于飞机前轮转弯系统技术领域，特别是涉及一种舰载飞机电传转弯系统。一种舰载飞机电传转弯系统，其特征是，包括驾驶员脚蹬转弯传感器(1)，转弯控制单元(2)，转弯控制阀(3)，转弯作动器(4)，转弯角度反馈传感器(5)。本发明提供一种舰载飞机电传转弯系统，能保证系统的安装空间适应舰载飞机前起落架舱空间，同时能满足舰载飞机前起落架360°旋转的要求。
申请号：CN201310607303.5
申请日：2013/11/22
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：一种舰载飞机电传转弯系统，其特征是，包括驾驶员脚蹬转弯传感器(1)，转弯控制单元(2)，转弯控制阀(3)，转弯作动器(4)，转弯角度反馈传感器(5)；驾驶员脚蹬转弯传感器(1)与转弯控制单元(2)电气连接，转弯控制单元(2)与转弯控制阀(3)电气连接，转弯控制阀(3)的进油口与转弯系统供压油路采用液压连接，转弯控制阀(3)的回油口与转弯系统回油油路采用液压连接，转弯控制阀(3)的两个工作口与转弯作动器(4)的两个进油口采用液压连接，转弯作动器(4)与转弯角度反馈传感器(5)采用机械连接，转弯角度反馈传感器(5)与转弯控制单元(2)采用电气连接。
专利类型：发明申请
一种飞机起落架正常收放隔离系统
标题：一种飞机起落架正常收放隔离系统
摘要：本发明属于飞机设计领域中的液压控制系统设计领域，具体为起落架应急放控制设计领域。一种飞机起落架正常收放隔离系统，在起落架正常控制系统供压油路上增加机械换向的旁通阀，在应急放起落架时，机械操纵旁通阀换向，起到断开起落架正常收放控制系统的供压油路同时将正常收放油路沟通回油的作用，优点为减少了附件数量，完全隔离了起落架正常收放系统，从而避免了起落架控制阀卡滞及起落架正常收放执行机构回油不畅对应急放系统的影响。
申请号：CN201310607963.3
申请日：2013/11/22
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：一种飞机起落架正常收放隔离系统，其特征是，包括旁通阀[1]，供压油路[2]，回油油路[3], 舱门控制阀[4]，舱门正常收放执行机构[5]，起落架正常收放执行机构[6]，起落架控制阀[7]，其特征在于，舱门控制阀[4]及起落架控制阀[7]的供压油口并联同时通过旁通阀[1]的P2口相连，供压油路[2]与旁通阀[1]的P1口相连，回油油路[3]与旁通阀[1]的O口相连，起落架正常收放执行机构[6]的收放管路及舱门正常收放执行机构[5]的打开关闭管路分别与旁通阀[1]的A、B、C、D口相接；当旁通阀阀芯[103]在右极限位置，此时旁通阀的油口P1、P2沟通，同时油口A、B、C、D及回油口O均关闭，此状态允许起落架正常收放系统控制起落架；当旁通阀阀芯[103]在左极限位置，P1、P2完全关闭，此时舱门控制阀[4]及起落架控制阀[7]的供压油口与供压油路[2]断开，工作油口A、B、C、D与回油口O开始沟通，此时起落架正常收放执行机构[6]的收放管路及舱门正常收放执行机构[5]的打开关闭管路与回油油路[3]相通，起落架正常收放执行机构[6]及舱门正常收放执行机构[5]可以自由运动，在起落架应急放时，跟随应急放机构随动。
专利类型：发明申请