标题：一种蒙皮结构及具有其的翼面及飞机

摘要：本实用新型公开了一种蒙皮结构及具有其的翼面及飞机。所述蒙皮结构的第一外蒙皮以及第二外蒙皮设置在翼面上，第一外蒙皮与第二外蒙皮自远离飞机机头的一端分别向对方方向弯曲延伸并交汇形成第一外蒙皮前缘；第一内蒙皮在远离飞机机头方向贴合第一外蒙皮设置，且向飞机机头方向延伸，并逐渐远离第一外蒙皮，形成第一填充空间；第二内蒙皮在远离飞机机头方向贴合第二外蒙皮设置，且向飞机机头方向延伸，并逐渐远离第二外蒙皮，形成第二填充空间；且第一内蒙皮与第二内蒙皮在近飞机机头方向交汇；填充芯填充在第一填充空间与所述第二填充空间内。采用这种结构，在重量相同的情况下，相对于现有技术，提高了前缘结构的抗鸟撞性能。

申请号：CN201520614571.4

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：一种蒙皮结构，用于飞机的尾翼或机翼，其特征在于，所述蒙皮结构包括：外蒙皮(1)，所述外蒙皮(1)包括第一外蒙皮(11)以及第二外蒙皮(12)，所述第一外蒙皮(11)以及所述第二外蒙皮(12)设置在翼面上，所述第一外蒙皮(11)与所述第二外蒙皮(12)自远离飞机机头的一端分别向飞机机头方向、向对方方向弯曲延伸并交汇，形成第一外蒙皮前缘(13)；内蒙皮(2)，所述内蒙皮(2)设置在所述外蒙皮(1)的中空内部；所述内蒙皮(2)包括第一内蒙皮(21)以及第二内蒙皮(22)；所述第一内蒙皮(21)在远离飞机机头方向贴合所述第一外蒙皮(11)设置，且向所述飞机机头方向延伸，并逐渐远离所述第一外蒙皮(11)，形成第一填充空间；所述第二内蒙皮(22)在远离所述飞机机头方向贴合所述第二外蒙皮(12)设置，且向所述飞机机头方向延伸，并逐渐远离所述第二外蒙皮(12)，形成第二填充空间；且所述第一内蒙皮(21)与所述第二内蒙皮(22)在近所述飞机机头方向交汇；填充芯(4)，所述填充芯(4)填充在所述第一填充空间与所述第二填充空间内。

专利类型：实用新型

标题：一种加油总管系统及具有其的飞机用压力加油总成及飞机

摘要：本发明公开了一种加油总管系统及具有其的飞机用压力加油总成及飞机。所述加油总管系统包括：加油总管(1)；其贯穿油箱(2)；所述加油总管(1)自油箱(2)的第一壁板(21)穿入；并自油箱(2)的第二壁板(22)穿出；加油支管(3)；其设置在所述加油总管(1)的位于所述油箱内部的位置上；应急放油支管(4)，其设置在所述加油总管(1)的位于所述油箱内部的位置上；单向阀(5)；其设置在所述加油总管(1)位于所述油箱内部的位置上，并临近所述第一壁板(21)。本发明中的加油总管系统的单向阀设置在加油总管位于油箱内部的位置上，并临近第一壁板，从而能够将设置在单向阀之前的管道内的油排放干净。

申请号：CN201510844066.3

申请日：2015/11/26

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：一种加油总管系统，其特征在于，所述加油总管系统包括：加油总管(1)；所述加油总管(1)贯穿油箱(2)；所述加油总管(1)自油箱(2)的第一壁板(21)穿入；并自油箱(2)的第二壁板(22)穿出；加油支管(3)；所述加油支管(3)设置在所述加油总管(1)的位于所述油箱(2)内部的位置上；应急放油支管(4)，所述应急放油支管(4)设置在所述加油总管(1)的位于所述油箱(2)内部的位置上；单向阀(5)；所述单向阀(5)设置在所述加油总管(1)位于所述油箱(2)内部的位置上，并临近所述第一壁板(21)。

专利类型：发明申请

标题：一种基于流量调节的引气活门

摘要：本发明公开了一种基于流量调节的引气活门。所述基于流量调节的引气活门包含引气导管；排气导管；蝶阀，蝶阀的进气端与引气导管连接，排气端与排气导管连接；用于检测排气导管内气体温度的温度传感器；用于检测排气导管内气体压力的压力传感器；位置传感器，位置传感器用于检测蝶阀的位置；指令装置；控制装置，控制装置接收温度传感器、压力传感器、位置传感器的信号，并传输给指令装置；驱动装置；指令装置从蝶阀的进气端引气，并将通过气动信号反馈给驱动装置，驱动装置用于控制蝶阀的开度。本发明的有益效果：本发明的引气活门可根据实际需求调节引气流量，减少了不必要的引气浪费，提高了防冰系统的引气效率，节约了发动机的能源。

申请号：CN201510922489.2

申请日：2015/12/11

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：一种基于流量调节的引气活门，包含引气导管(1)及排气导管(11)，其特征在于：还包含蝶阀(12)，所述蝶阀(12)的进气端与引气导管(1)连接，排气端与排气导管(11)连接；温度传感器(7)及压力传感器(8)；所述温度传感器(7)用于检测排气导管(11)内气体的温度，所述压力传感器(8)用于检测排气导管(11)内气体的压力；位置传感器(13)，所述位置传感器(13)用于检测蝶阀(12)的位置；指令装置(3)；控制装置(5)，所述控制装置(5)接收温度传感器(7)、压力传感器(8)、位置传感器(13)的信号，并传输给指令装置(3)；驱动装置(10)；所述指令装置(3)从蝶阀(12)的进气端引气，并将通过气动信号反馈给驱动装置(10)，所述驱动装置(10)用于控制蝶阀(12)的开度。

专利类型：发明申请

标题：一种发动机反推力装置设计方法

摘要：本发明涉及一种发动机反推力装置设计方法，应用于航空大中型涡扇发动机反推力装置的工程设计，首先确定发动机反推装置设计要求，之后确定与反推相关的发动机气流参数；根据气流参数设计反推叶栅和流道的设计及二维建模，使反推力大小要求符合反推力设计要求，接下来开展发动机、反推叶栅和流道的全流道三维仿真建模，通过计算仿真得出反推力装置的反推力大小及发动机性能参数，若结果满足反推力装置设计要求则结束，不满足则从新设计反推叶栅及流道。本发明充分考虑了反推力装置工作对发动机本体性能的“负”影响，使“负”影响的问题在工程设计阶段得以解决，且该方法流程简洁，易于操作，设计结果经试验验证，能够满足实际工程需求。

申请号：CN201510933216.8

申请日：2015/12/14

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：一种发动机反推力装置设计方法，其特征在于，包括步骤一：确定反推力装置设计要求，所述设计要求包括反推力的数值范围，及开启反推力装置前后发动机的性能参数变化范围；步骤二：在反推对发动机本体无影响的情况下，确定与反推相关的发动机气流参数；步骤三：根据步骤二所述的发动机气流参数，进行对反推叶栅和流道的设计及进行二维建模；步骤四：对反推叶栅和流道进行三维建模；步骤五：对发动机、反推叶栅及流道进行全流道三维仿真建模，并对所述三维仿真模型进行仿真计算，计算得出反推力的数值及发动机的性能参数数值；步骤六：将步骤五计算得出的反推力的数值及发动机的性能参数值与步骤一的反推力的数值范围及发动机的性能参数变化范围进行比较，若步骤五计算得出的反推力的数值及发动机的性能参数值分别置于步骤一的反推力的数值范围及发动机的性能参数变化范围之间，则反推力装置设计结束；反之，则返回步骤三，重新对反推叶栅和流道进行设计，直到符合上述结果。

专利类型：发明申请

标题：一种可调测量位置的流量测量系统

摘要：本发明公开了一种可调测量位置的风流量测量系统。所述可调测量位置的风流量测量系统包含有带伸缩机构的测量装置、高静压管腔、低静压管腔、差压变送器及分析显示装置。带伸缩机构的测量装置包含主测量元件、固定法兰及伺服机构；主测量元件与伺服机构连接；伺服机构安装在固定法兰上。主测量元件通过取压软管与固定在固定法兰上的高静压管腔、低静压管腔连接，高静压管腔与差压变送器的高静压输入端连接，低静压管腔与差压变送器的低静压输入端连接，差压变送器接到差压信号，输出到分析显示装置，分析显示装置将给出风速的测量数值。本发明的优点在于：通过伺服机构可以调节主测量元件的测量位置，主测量元件可以设置多个，以实现多点测量。

申请号：CN201510932036.8

申请日：2015/12/12

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：一种可调测量位置的风流量测量系统，其特征在于：包含有带伸缩机构的测量装置(1)、高静压管腔(11)、低静压管腔(12)、差压变送器(13)及分析显示装置(14)；其中，所述带伸缩机构的测量装置(1)包含主测量元件(7)、固定法兰(4)及伺服机构(6)；所述主测量元件(7)与所述伺服机构(6)连接，用于测量风的流量；伺服机构(6)安装在固定法兰(4)上；所述伺服机构(6)包含齿轮(16)和齿条(19)，所述齿轮(16)与齿条(19)相互啮合，齿轮(16)与驱动轴(17)连接，通过手柄(5)转动驱动轴(17)，进而实现主测量元件(7)的位置的调节；所述主测量元件(7)通过取压软管(18)与固定在所述固定法兰(4)上的高静压管腔(11)、低静压管腔(12)连接，高静压管腔(11)与差压变送器(13)的高静压输入端连接，低静压管腔(12)与差压变送器(13)的低静压输入端连接，差压变送器(13)接到差压信号，实时动态输出到风速测量分析显示装置(14)，分析显示装置(14)将给出风速的测量数值。

专利类型：发明申请