标题：机械位移耦合与解耦机构

摘要：提供一种机械位移耦合与解耦机构。在该机构中，输入滑道为槽状，侧边固定有输入点，两侧设置有两组侧轨且输入滑道能够沿侧轨做直线运动；输入杆甲与两组测轨平行安装，杆体穿过十字套筒的一条套管内，一个端头与输入滑道配合安装并能沿其滑动，另一个端头与中间连杆甲和乙共铰，中间连杆甲的另一端与输出杆甲铰接，中间连杆乙的另一端与输出杆乙铰接；十字套筒的另两个端头分别套于芯轨上，并能沿芯轨做平动，输出杆甲和乙分别穿过两个输出管轨，并能沿其做平动，输入杆乙穿过输入管轨，与十字管轨固连；输入杆甲和亿的运动方向始终垂直，输入管轨、芯轨、输出管轨、侧轨均为固定轨道。本公开机构原理简单，工作过程清楚，易于实现精确设计。

申请号：CN201510493045.1

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：一种机械位移耦合与解耦机构(100)，包括输入滑道(102)、输入杆甲(1)、输入杆乙(2)、十字套筒(3)、中间连杆甲(6)、中间连杆乙(7)、输出杆甲(8)、输出杆乙(9)、芯轨(4)、输入管轨(10)、输出管轨(5)、侧轨(103)；所述输入滑道(102)为槽状滑道，侧边固定有所述输入点(101)，两侧设置有两组侧轨(103)且所述输入滑道(102)能够沿侧轨(103)做直线运动；所述输入杆甲(1)与所述两组测轨(103)平行安装，杆体穿过十字套筒(3)的一条套管内，一个端头与输入滑道(102)配合安装并能够沿输入滑道(102)滑动，另一个端头与中间连杆甲(6)和中间连杆乙(7)共铰，所述中间连杆甲(6)的另一端与输出杆甲(8)铰接，所述中间连杆乙(7)的另一端与所述输出杆乙(9)铰接；所述十字套筒的另外两个端头分别套于芯轨(4)上，并能够沿芯轨(4)做平动；所述输出杆甲(8)和输出杆乙(9)分别穿过两个输出管轨(5)，并能够沿两个输出管轨(5)做平动，输入杆乙(2)穿过输入管轨(10)，与十字管轨固连；并且所述输入杆甲(1)的运动方向始终与输入杆乙(10)的运动方向垂直，输入管轨(10)、芯轨(4)、输出管轨(5)、侧轨(103)均为固定轨道。

专利类型：发明申请

标题：一种起落架加载中的载荷修正方法

摘要：本发明公开了一种起落架加载中的载荷修正方法。所述起落架加载中的载荷修正方法包括如下步骤：步骤101：将加载装置安装至起落架上；步骤201：通过试验的方法多次获取加载装置与起落架相互连接处沿起落架航向方向上的偏移量与加载载荷之间相对应的试验数据；步骤301：通过最小二乘法将所述步骤201中的试验数据拟合成公式；步骤401：根据预设加载量，通过所述步骤301中的公式，求得在该预设加载量下加载装置与起落架相互连接处沿起落架航向方向上的偏移量；步骤501：调整加载装置，从而抵消该偏移量。通过这个方法，有效减小了起落架加载系统产生的载荷误差，使得试验载荷误差满足控制要求，从而解决了现有技术中具有偏差的问题。

申请号：CN201510500198.4

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：一种起落架加载中的载荷修正方法，其特征在于，所述起落架加载中的载荷修正方法包括如下步骤：步骤101：将加载装置安装至起落架上；步骤201：通过试验的方法多次获取加载装置与起落架相互连接处沿起落架航向方向上的偏移量与加载载荷之间相对应的试验数据；步骤301：通过最小二乘法将所述步骤201中的试验数据拟合成公式；步骤401：根据预设加载量，通过所述步骤301中的公式，求得在该预设加载量下加载装置与起落架相互连接处沿起落架航向方向上的偏移量；步骤501：调整加载装置，从而抵消该偏移量。

专利类型：发明申请

标题：一种飞机导弹系统颤振模型

摘要：本发明涉及航空试验领域，具体涉及一种飞机导弹系统颤振模型，以解决目前的颤振模型存在俯仰和偏航模态耦合不易辨识、刚度调节不便的问题。本发明的飞机导弹系统颤振模型中，将导弹模型三个方向刚度进行解耦，便于在试验中进行侧平、偏航以及俯仰三个模态的辨识；并且，通过对应设置的三个可更换的弹簧片分别模拟导弹侧平、俯仰和偏航三个模态频率；还可以通过更换弹簧片而调整导弹模型某一模态的频率，便于在试验中针对导弹模型进行频率调节，节省了试验经费和时间。

申请号：CN201510350062.X

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：一种飞机导弹系统颤振模型，其特征在于，包括：通用挂架梁(1)，沿垂直于所述通用挂架梁(1)轴线方向在其两端端部的顶面处分别具有突出的第一固定部(11)和第二固定部(12)，所述第一固定部(11)和第二固定部(12)的远离所述通用挂架梁(1)的一端分别铰接在机翼模型的底部，两个铰接点的旋转轴线均与所述通用挂架梁(1)的轴线平行，且所述两个铰接点的旋转轴线的延长线重合；侧平弹簧片(2)，呈板状，位于所述第一固定部(11)和第二固定部(12)之间，与所述第一固定部(11)和第二固定部(12)平行，所述侧平弹簧片(2)一端可拆卸地固定在所述通用挂架梁(1)上，另一端可拆卸地固定在所述机翼模型的底部；专用挂架梁(3)，与所述通用挂架梁(1)平行；旋转支臂(4)，包括第一连接部(41)和第二连接部(42)，所述第一连接部(41)铰接在所述专用挂架梁(3)顶部中间位置，所述第一连接部(41)铰接点的旋转轴线同时穿过所述专用挂架梁(3)的轴线和所述通用挂架梁(1)的轴线，且垂直于所述专用挂架梁(3)的轴线，所述第二连接部(42)铰接在所述通用挂架梁(1)底部，所述第二连接部(42)铰接点的旋转轴线垂直于所述通用挂架梁(1)的轴线和所述专用挂架梁(3)的轴线构成的平面；偏航弹簧片(5)，呈板状，一端可拆卸地固定在所述通用挂架梁(1)的具有所述第一固定部(11)的一端端部，所述偏航弹簧片(5)的另一端可拆卸地固定在连接片(6)上，所述偏航弹簧片(5)的轴线与所述通用挂架梁(1)的轴线平行，且所述偏航弹簧片(5)的轴线在所述专用挂架梁(3)上的投影与所述专用挂架梁(3)的轴线重合；俯仰弹簧片(7)，呈U形，包括相平行的第一弹片(71)和第二弹片(72)，所述第一弹片(71)的底部可拆卸地固定在所述连接片(6)上，所述第二弹片(72)可拆卸地固定在所述专用挂架梁(3)上，且所述第一弹片(71)与所述通用挂架梁(1)平行；导弹模型(8)，通过第一导弹梁支臂(81)和第二导弹梁支臂(82)固定设置在所述专用挂架梁(3)底部，所述导弹模型(8)的轴线在所述专用挂架梁(3)上的投影与所述专用挂架梁(3)的轴线重合。

专利类型：发明申请

标题：舰载飞机拦阻钩收放控制系统

摘要：提供一种舰载飞机拦阻钩收放控制系统。包括：控制阀、收放作动筒、收上位置锁作动筒、旁通阀。旁通阀的进油口连接供压管路，回油口连接回油管路；旁通阀的一个工作口与控制阀的进油口通过液压管路接通，且另一工作口与控制阀的连接收上管路的工作口通过液压管路接通；控制阀的回油口与回油管路接通，且其连接收上管路的工作口分别与收放作动筒和收上位置锁作动筒的一腔通过液压管路接通；控制阀的连接放下管路的工作口与收上位置锁作动筒的另一腔通过液压管路接通。本公开的系统具备正常收上和放下拦阻钩功能，且当拦阻钩不能正常放下时，通过操纵旁通阀，能将收上管路与系统回油沟通，确保紧急放下拦阻钩，保证舰载飞机拦阻钩收放的可靠性。

申请号：CN201510490408.6

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：一种舰载飞机拦阻钩收放控制系统，包括：拦阻钩收放控制阀、拦阻钩收放作动筒、拦阻钩收上位置锁作动筒，以及拦阻钩旁通阀；其中，所述拦阻钩旁通阀的进油口连接系统供压管路，且回油口连接系统回油管路；所述拦阻钩旁通阀的一个工作口与所述拦阻钩收放控制阀的进油口通过液压管路接通，且另一工作口与所述拦阻钩收放控制阀的连接收上管路的工作口通过液压管路接通；所述拦阻钩收放控制阀的回油口与系统回油管路接通，且其连接收上管路的工作口分别与拦阻钩收放作动筒和拦阻钩收上位置锁作动筒的一腔通过液压管路接通；并且所述拦阻钩收放控制阀的连接放下管路的工作口与所述拦阻钩收上位置锁作动筒的另一腔通过液压管路接通。

专利类型：发明申请

标题：一种侧柜后盖板

摘要：本实用新型公开了一种侧柜后盖板，属于空运空投领域，适用于空警飞机侧柜后盖板的修补设计和使用。所述侧柜后盖板包括侧柜后盖板主体(1)以及衬套(2)，所述侧柜后盖板主体(1)上设置有多个孔，所述衬套(2)可拆卸安装在所述孔中，所述衬套(2)上设置有螺栓通孔。该衬套为带螺纹孔的钢衬套，要求安装孔与钢衬套过盈配合，本实用新型将带螺纹孔的钢衬套压入后盖板安装孔，即完成修补机柜后盖板，满足了侧柜后盖板的多次拆装使用要求。

申请号：CN201520609450.0

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：一种侧柜后盖板，其特征在于：包括侧柜后盖板主体(1)以及衬套(2)，所述侧柜后盖板主体(1)上设置有多个孔，所述衬套(2)可拆卸安装在所述孔中，所述衬套(2)上设置有螺栓通孔。

专利类型：实用新型