http://www.hangxincc.com/wp-content/uploads/2019/11/logo2.png
0
0
admin
http://www.hangxincc.com/wp-content/uploads/2019/11/logo2.png
admin2019-11-27 03:15:302019-11-27 03:15:30一种应急出口聚能切割方法
http://www.hangxincc.com/wp-content/uploads/2019/11/logo2.png
0
0
admin
http://www.hangxincc.com/wp-content/uploads/2019/11/logo2.png
admin2019-11-27 03:15:302019-11-27 03:15:30一种飞机加油系统及具有其的飞机
http://www.hangxincc.com/wp-content/uploads/2019/11/logo2.png
0
0
admin
http://www.hangxincc.com/wp-content/uploads/2019/11/logo2.png
admin2019-11-27 03:15:272019-11-27 03:15:27刹车余度作动系统
http://www.hangxincc.com/wp-content/uploads/2019/11/logo2.png
0
0
admin
http://www.hangxincc.com/wp-content/uploads/2019/11/logo2.png
admin2019-11-27 03:15:272019-11-27 03:15:27一种飞机内饰支架
http://www.hangxincc.com/wp-content/uploads/2019/11/logo2.png
0
0
admin
http://www.hangxincc.com/wp-content/uploads/2019/11/logo2.png
admin2019-11-27 03:15:272019-11-27 03:15:27配置表文件的生成方法
http://www.hangxincc.com/wp-content/uploads/2019/11/logo2.png
0
0
admin
http://www.hangxincc.com/wp-content/uploads/2019/11/logo2.png
admin2019-11-27 03:15:272019-11-27 03:15:27一种飞机飞行姿态模拟台架的控制装置及控制方法
http://www.hangxincc.com/wp-content/uploads/2019/11/logo2.png
0
0
admin
http://www.hangxincc.com/wp-content/uploads/2019/11/logo2.png
admin2019-11-27 03:15:272019-11-27 03:15:27一种开关控制电路及具有其的控制系统及飞机
http://www.hangxincc.com/wp-content/uploads/2019/11/logo2.png
0
0
admin
http://www.hangxincc.com/wp-content/uploads/2019/11/logo2.png
admin2019-11-27 03:15:272019-11-27 03:15:27一种执行机构自适应PID控制方法及控制系统
http://www.hangxincc.com/wp-content/uploads/2019/11/logo2.png
0
0
admin
http://www.hangxincc.com/wp-content/uploads/2019/11/logo2.png
admin2019-11-27 03:15:272019-11-27 03:15:27一种计算待测接头的拉伸承载能力的方法
http://www.hangxincc.com/wp-content/uploads/2019/11/logo2.png
0
0
admin
http://www.hangxincc.com/wp-content/uploads/2019/11/logo2.png
admin2019-11-27 03:15:272019-11-27 03:15:27一种舱体外表面压力测试方法
返回顶部
一种应急出口聚能切割方法
标题：一种应急出口聚能切割方法
摘要：本发明涉及航空救生技术领域，具体涉及一种应急出口聚能切割方法，以解决聚能切割索的布置困难的问题。应急出口聚能切割方法包括如下步骤：划分出预切割应急出口形状；将切割索预定布置线路分为多个第一切割段和多个第二切割段；将聚能切割索分段设置成对应的多个第一聚能切割索和多个第二聚能切割索，在每个第二聚能切割索处还设置有聚能切割索保护套；将多个第一聚能切割索和多个第二聚能切割索分别布置在对应的多个第一切割段和多个第二切割段上，进行聚能切割。本发明的应急出口聚能切割方法，可以较为方便对聚能切割索进行布置和安装，提高了在飞机上安装的工艺性，同时也避免了一根聚能切割索多次弯曲影响产品的可靠性。
申请号：CN201510511987.8
申请日：2015/8/19
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：一种应急出口聚能切割方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤一、通过切割索预定布置线路在机身蒙皮(3)上划分出预切割应急出口形状，所述机身蒙皮(3)上同时设置有长桁(4)；步骤二、将所述切割索预定布置线路分为多个第一切割段和多个第二切割段，其中，所述第一切割段为所述切割索预定布置线路上与所述机身蒙皮(3)接触的部分，所述第二切割段为所述切割索预定布置线路与每根所述长桁(4)接触的部分；步骤三、按照多个所述第一切割段和多个所述第二切割段的形状将聚能切割索(1)分段设置成对应的多个第一聚能切割索(11)和多个第二聚能切割索(12)，在每个所述第二聚能切割索(12)处还设置有与所述长桁(4)结构相匹配的聚能切割索保护套；步骤四、将多个所述第一聚能切割索(11)和多个所述第二聚能切割索(12)分别布置在对应的多个所述第一切割段和多个所述第二切割段上，再将多个所述第一聚能切割索(11)和多个所述第二聚能切割索(12)之间相连接，进行聚能切割。
专利类型：发明申请
一种飞机加油系统及具有其的飞机
标题：一种飞机加油系统及具有其的飞机
摘要：本发明公开了一种飞机加油系统及具有其的飞机。所述飞机加油系统包括加油接头(1)以及与所述加油接头(1)通过管路(2)连接的油箱总成(3)，所述飞机加油系统进一步包括：切断阀(4)，所述切断阀(4)设置在所述加油接头(1)与所述油箱总成(3)之间的管路(2)中，且所述切断阀(4)与加油控制面板电联，受所述加油控制面板控制；所述切断阀(4)用于通断所述管路(2)。本发明中的飞机加油系统中，切断阀设置在加油接头与油箱总成之间的管路中，且切断阀与加油控制面板电联，受加油控制面板控制；切断阀用于通断管路。本发明通过切断阀来进行控制，减少飞机加油系统元器件较多的问题，相对于现有技术，其控制简单，重量较小。
申请号：CN201510501505.0
申请日：2015/8/14
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：一种飞机加油系统，所述飞机加油系统包括加油接头(1)以及与所述加油接头(1)通过管路(2)连接的油箱总成(3)，其特征在于，所述飞机加油系统进一步包括：切断阀(4)，所述切断阀(4)设置在所述加油接头(1)与所述油箱总成(3)之间的管路(2)中，且所述切断阀(4)与加油控制面板电联，受所述加油控制面板控制；所述切断阀(4)用于通断所述管路(2)。
专利类型：发明申请
刹车余度作动系统
标题：刹车余度作动系统
摘要：提供一种刹车余度作动系统。该系统包括刹车触发机构、外侧刹车控制器、左/右外刹车控制阀、左/右外机轮速度传感器、内侧刹车控制器、左/右内刹车控制阀和左/右内机轮速度传感器；其中，刹车触发机构上安装的刹车指令传感器与外、内侧刹车控制器电气连接；左、右内刹车控制阀与内侧刹车控制器电气连接；左、右外刹车控制阀与外侧刹车控制器电气连接；左、右内机轮速度传感器与内侧刹车控制器电气连接；左、右外机轮速度传感器与外侧刹车控制器电气连接；左、右内刹车控制阀以及左、右外刹车控制阀分别采用1号和2号系统进行供压；外、内侧刹车控制器电气连接。根据本公开的刹车余度作动系统维持系统正常防滑刹车能力，避免使用应急刹车出现爆胎风险。
申请号：CN201510490431.5
申请日：2015/8/11
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：一种刹车余度作动系统，包括刹车触发机构(1)、外侧刹车通道和内侧刹车通道；所述外侧刹车通道包括外侧刹车控制器(21)、左外刹车控制阀(31)、右外刹车控制阀(34)、左外机轮速度传感器(41)和右外机轮速度传感器(44)；所述内侧刹车通道包括内侧刹车控制器(22)、左内刹车控制阀(32)、右内刹车控制阀(33)、左内机轮速度传感器(42)和右内机轮速度传感器(43)；其中，刹车触发机构(1)上安装有刹车指令传感器，并且刹车指令传感器与外侧刹车控制器(21)和内侧刹车控制器(22)电气连接；左内刹车控制阀(32)、右内刹车控制阀(33)与内侧刹车控制器(22)电气连接；左外刹车控制阀(31)、右外刹车控制阀(34)与外侧刹车控制器(21)电气连接；左内机轮速度传感器(42)、右内机轮速度传感器(43)与内侧刹车控制器(22)电气连接；左外机轮速度传感器(41)、右外机轮速度传感器(44)与外侧刹车控制器(21)电气连接；左内刹车控制阀(32)和右内刹车控制阀(33)采用1号系统进行供压；左外刹车控制阀(31)和右外刹车控制阀(34)采用2号系统进行供压；外侧刹车控制器(21)与内侧刹车控制器(22)电气连接。
专利类型：发明申请
一种飞机内饰支架
标题：一种飞机内饰支架
摘要：一种飞机内饰支架，涉及飞机内饰支架结构设计技术，支架本体为一体成型的U型结构件，由长边、短边、横边构成，长边与飞机的结构框相平行并通过角片与结构长桁连接；短边为翻边结构并设置有凹槽，用于夹持弹簧夹托板螺母；横边上开设有长条孔，螺钉与弹簧夹托板螺母配合将横边与内饰板固定连接，本发明提供的飞机内饰支架结构简单，工艺可行性好，利用钣金件即可成型；U形构造便于安装现场支架和内饰板的定位，确保安装精度；支架上的长条孔可有效消除安装过程中累积的误差，实现安装现场的快速调节，提高工作效率并降低成本。
申请号：CN201510496368.6
申请日：2015/8/13
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：一种飞机内饰支架，其特征在于：包括支架本体(1)、角片(9)，支架本体(1)为一体成型的U型结构件，由长边(2)、短边(3)、横边(4)构成，其中，长边(2)与飞机的结构框相平行并通过角片(9)与结构长桁连接；横边(4)上开设有长条孔(7)，螺钉(10)穿过长条孔(7)、内饰板(5)并与弹簧夹托板螺母(8)配合将横边(4)与内饰板(5)固定连接；短边(3)为翻边结构并设置有凹槽(6)，用于夹持弹簧夹托板螺母(8)。
专利类型：发明申请
配置表文件的生成方法
标题：配置表文件的生成方法
摘要：本发明提供了一种配置表文件的生成方法，该方法包括：设置上述配置表文件的表头信息，其中，上述表头信息包括以下至少之一：与上述配置表文件对应的设备的ID，缓冲区信息，子表读取信息，其中，上述子表读取信息用于描述如何读取存储在上述配置表文件中的至少一个子表；设置上述配置表文件中的上述至少一个子表，其中上述至少一个子表用于描述上述设备的接口和功能的相关信息。通过本发明，解决了相关技术中成本较高的问题，进而达到了降低成本的效果。
申请号：CN201510490410.3
申请日：2015/8/11
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：一种配置表文件的生成方法，其特征在于，包括：设置所述配置表文件的表头信息，其中，所述表头信息包括以下至少之一：与所述配置表文件对应的设备的ID，缓冲区信息，子表读取信息，其中，所述子表读取信息用于描述如何读取存储在所述配置表文件中的至少一个子表；设置所述配置表文件中的所述至少一个子表，其中所述至少一个子表用于描述所述设备的接口和功能的相关信息。
专利类型：发明申请
一种飞机飞行姿态模拟台架的控制装置及控制方法
标题：一种飞机飞行姿态模拟台架的控制装置及控制方法
摘要：本发明涉及燃油系统全尺寸模拟试验领域，具体涉及一种飞机飞行姿态模拟台架的控制装置及控制方法，以解决目前的控制装置中伺服阀零偏状态调节困难的问题。控制装置包括：设置在台架上的角度传感器；与角度传感器连接的PID控制器，用于向换向伺服阀输入控制量；换向伺服阀，用于根据控制量控制作动筒驱动台架转动；PID控制器还用于在台架的最终角度与期望转动角度不相等，进行PID运算，以得到换向伺服阀的控制量，直到最终角度与期望转动角度相等。本发明的飞机飞行姿态模拟台架的控制装置通过PID控制器自动控制伺服阀中液压油的进排量，简单方便，避免了人为观察造成的误差，有效解决了台架姿态角控制的安全问题。
申请号：CN201510493199.0
申请日：2015/8/12
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：一种飞机飞行姿态模拟台架的控制装置，其特征在于，包括：角度传感器(6)，用于实时检测台架(1)的转动角度；PID控制器(5)，用于接收所述台架(1)的期望转动角度，以及所述角度传感器(6)传递的所述台架(1)的当前角度，并根据所述期望转动角度和所述当前角度值的差值，进行PID运算，以得到换向伺服阀(3)的控制量；作动筒(2)，用于驱动所述台架(1)转动；换向伺服阀(3)，用于根据所述控制量驱动所述作动筒(2)的伸缩；所述PID控制器(5)还用于判断所述台架(1)的最终角度与所述期望转动角度是否相等，并在所述最终角度与所述期望转动角度不相等时，根据所述最终角度与所述期望转动角度的差值进行PID运算，以得到所述换向伺服阀(3)的控制量，并传输至所述换向伺服阀(3)，直到所述最终角度与所述期望转动角度相等。
专利类型：发明申请
一种开关控制电路及具有其的控制系统及飞机
标题：一种开关控制电路及具有其的控制系统及飞机
摘要：本发明公开了一种开关控制电路及具有其的控制系统及飞机。所述开关控制电路包括：多个解算单元；多组开关组，每组开关组用于同时通断四个输入端中的两个；多个异常决策开关，每个异常决策开关用于与一个所述解算单元的一个输出端连接，使一个输出端与异常决策开关连接后其输出端能够形成两个输出信号；其中，根据所述开关组的控制，所述解算单元能够自其输入端收到多组输入信号，多组输入信号分别包括多组冲突信号以及多组可识别信号；每个所述异常决策开关用于使其中的多组冲突信号通过所述异常决策开关的控制，从而转换成能够识别的可识别信号。本发明中的开关控制电路增加了异常决策开关，使得冲突信号通过异常决策开关转换成可识别信号。
申请号：CN201510368442.6
申请日：2015/6/29
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：一种开关控制电路，其特征在于，所述开关控制电路包括：多个解算单元(1)，每个所述解算单元(1)包括四个输入端以及一个输出端；多组开关组(2)，每组所述开关组(2)用于与所述四个输入端连接，用于同时通断四个输入端中的两个，从而使其中任意两个输入端具有输入信号；多个异常决策开关(3)，每个所述异常决策开关(3)用于与一个所述解算单元(1)的一个输出端连接，使所述一个输出端与所述异常决策开关(3)连接后其输出端能够形成两个输出信号；其中，根据所述开关组(2)的控制，所述解算单元(1)能够自其输入端收到多组输入信号，多组输入信号分别包括多组冲突信号以及多组可识别信号；每个所述异常决策开关(3)用于使其中的多组冲突信号通过所述异常决策开关(3)的控制，从而转换成能够识别的可识别信号。
专利类型：发明申请
一种执行机构自适应PID控制方法及控制系统
标题：一种执行机构自适应PID控制方法及控制系统
摘要：本发明涉及飞机燃油系统全模试验领域，具体涉及一种执行机构自适应PID控制方法及控制系统，以解决目前的PID控制方法效果差、精度低的问题。执行机构自适应控制系统包括：专家PID控制器和模糊PID控制器，分别与执行机构连接；状态信息采集器，用于实时监测待控制系统的当前状态信息；处理器，用于根据当前状态信息以及期望状态信息，选择专家PID控制器或模糊PID控制器对执行机构进行控制。本发明的执行机构自适应控制系统中，能够根据需要选择专家PID控制器和模糊PID控制器进行控制，调节速度快、上升时间少，并且超调量小、控制精度高，能够更好地满足伺服系统快速性要求，提高了伺服系统的控制品质。
申请号：CN201510492758.6
申请日：2015/8/12
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：一种执行机构自适应PID控制方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤一、处理器(4)接收待控制系统(2)实时发送的当前状态信息，以及所述待控制系统(2)的期望状态信息，并根据所述当前状态信息和所述期望状态信息的差值得到差值绝对值a和差值变化率b；步骤二、设定所述差值的最小阈值amin、中间阈值amid以及最大阈值amax；步骤三、当所述处理器(4)判断a≥amax时，所述处理器(4)选择专家PID控制器(5)，并进行步骤四；当所述处理器(4)判断amid≤a＜amax，且a×b＞0时，所述处理器(4)选择所述专家PID控制器(5)，并进行步骤四；当所述处理器(4)判断amin≤a＜amid，且a×b＞0时，所述处理器(4)选择模糊PID控制器(6)，并进行步骤五；当所述处理器(4)判断a×b＜0且b×b1＞0或a＝0时，所述处理器(4)选择所述模糊PID控制器(6)，并进行步骤五；当所述处理器(4)判断a×b＜0、b×b1＜0以及amid≤a＜amax时，所述处理器(4)选择所述专家PID控制器(5)，并进行步骤四；当所述处理器(4)判断a×b＜0、b×b1＜0以及amin≤a＜amid时，所述处理器(4)选择所述模糊PID控制器(6)，并进行步骤五；当所述处理器(4)判断a＜amin时，所述处理器(4)选择所述模糊PID控制器(6)，并进行步骤五；步骤四、所述专家PID控制器(5)根据所述a向执行机构(1)发送控制量，所述执行机构(1)根据所述控制量驱动所述待控制系统(2)；步骤五、所述模糊PID控制器(6)根据所述a和b向所述执行机构(1)发送控制量，以驱动所述待控制系统(2)。
专利类型：发明申请
一种计算待测接头的拉伸承载能力的方法
标题：一种计算待测接头的拉伸承载能力的方法
摘要：本发明公开了一种计算待测接头的拉伸承载能力的方法。所述计算待测接头的拉伸承载能力的方法包括如下步骤：步骤1：通过试验获取待测接头拉伸强度Xt；步骤2：为待测接头赋予拉伸载荷，待测接头中与载荷源接触处为接触单元；步骤3：对待测接头建立平面坐标系；步骤4：计算待测接头的等效弹性模量、等效剪切模量，以及待测接头的等效泊松比；步骤5：通过公式获取各个节点的应力集中系数K；并选取最大应力节点的应力集中系数；步骤6：通过公式计算待测接头的最大应力节点所能承受的最大拉伸承载能力P。本发明提出了一种计算待测接头的拉伸承载能力的方法，采用本发明可以方便快捷的得到待测接头的拉伸承载能力。且相对于有限元方法更为准确。
申请号：CN201510346178.6
申请日：2015/6/23
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：一种计算待测接头的拉伸承载能力的方法，所述待测接头为复合材料层压板型厚板接头，其特征在于，包括如下步骤：步骤1：通过试验获取与待测接头(1)具有相同铺层形式的层压板的拉伸强度Xt；步骤2：将所述待测接头(1)与连接件连接，以所述连接件为载荷源，为所述待测接头(1)赋予拉伸载荷，所述待测接头(1)中与所述载荷源接触处为接触单元，其中，所述接触单元中受到所述载荷源力的点为节点；步骤3：根据所述载荷的方向对所述待测接头(1)建立平面坐标系，其中，以载荷方向为X方向，以垂直于载荷方向的方向为Y方向；步骤4：检测待测接头(1)的厚度t以及待测接头(1)的直径d；计算所述待测接头(1)的面内刚度矩阵Aij(i, j＝1, 2, 6)；根据所述面内刚度矩阵Aij以及所述厚度t，通过公式计算所述步骤3中的所述待测接头(1)在X方向的等效弹性模量Ex、y方向的等效弹性模量Ey、等效剪切模量Gxy，以及所述待测接头(1)的等效泊松比Vxy；步骤5：通过公式获取所述步骤2中的各个所述节点的应力集中系数K；并选取应力集中系数K最大处的节点，该节点称为最大应力节点，该节点的应力集中系数称为Kmaxθ；步骤6：根据上述的步骤5中的数据Kmaxθ以及所述步骤1中的拉伸强度Xt，从而通过公式计算待测接头(1)的所述最大应力节点所能承受的最大拉伸承载能力P。
专利类型：发明申请
一种舱体外表面压力测试方法
标题：一种舱体外表面压力测试方法
摘要：本发明公开了一种舱体外表面压力测试方法。所述舱体外表面压力测试方法包括：通过计算流体力学方法得到待测舱体的外表面的压力数据；通过测压试验对待测舱体的试验模型进行试验，从而获得试验模型的外表面压力数据；判断测压试验中的实验模型中，具有压力突变位置处是否具有布点；如果否，则选取计算流体力学方法中的与测压试验中的压力突变位置处相对应的位置处的压力数据，将该压力数据作为测压试验中的该压力突变位置的压力数据；从而将测压试验中的其他布点处的压力数据以及计算流体力学方法中的具有压力突变位置处的压力数据进行整合，从而得到整个舱体外表面压力数据。采用这种方法得到的舱体外表面压力数据，压力数据准确可靠。
申请号：CN201510350503.6
申请日：2015/6/23
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：一种舱体外表面压力测试方法，其特征在于，所述方法包括：通过计算流体力学方法，对所述待测舱体的外表面的各个位置进行计算，从而得到待测舱体的外表面的各个位置处的压力数据；通过测压试验对待测舱体的试验模型进行试验，从而获得所述试验模型的各个布点处的舱体外表面的压力数据；对计算流体力学方法以及测压试验中得到的压力数据进行分析计算，从而得到舱体外表面压力随流向的变化规律，以及沿所述流体流向的待测舱体的同一位置处的剖面内的压力变化规律；判断计算流体力学方法所得到的数据中的待测舱体的具有压力突变的位置以及最大压力点的位置处试验数据是否有值，以及测压试验中的待测舱体的具有压力突变的位置以及最大压力点处是否具有布点；如果是，则直接选取所述测压试验中的该压力突变位置的压力数据；如果否，则进行下述步骤：选取所述计算流体力学方法中的压力突变的位置以及最大压力点的压力数据，以及选取测压试验中的其他布点处的压力数据以及布点位置，将两者进行整合，从而得到整个所述舱体外表面压力数据。
专利类型：发明申请