标题：一种用于通用类飞机机翼油箱通气系统的双向通气装置

摘要：本发明属于通用类飞机机翼油箱通气技术领域，涉及一种用于通用类飞机机翼油箱通气的双向通气装置。本发明装置是一种纯机械结构，主要由壳体、活门组件和弹簧等组成，能够实现飞机爬升排气，下降时油箱出现负压活门打开补气功能。而且飞机在做大角度滚转飞行时，活门组件是关闭的，从而解决了油箱燃油通过通气管大量漏油问题。

申请号：CN201410587446.9

申请日：2014/10/28

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：一种用于通用类飞机机翼油箱通气系统的双向通气装置，其特征为：所述的双向通气装置包括装置壳体(1)、活门组件(2)、弹簧(3)、通气管(4)和通气孔(5)；双向通气装置的壳体(1)分为两个空腔，一个空腔与油箱内部连通，另一个空腔与安装在油箱外部置于大气环境中的通气管(4)连通，两个腔的隔板(6)上开有通孔；与油箱内部连通的空腔上安装有弹簧(3)和活门组件(2)，当油箱内压力大于或等于大气压力时，活门组件(2)在弹簧(3)的作用下将隔板(6)上的通孔密封，当油箱内压力小于大气压力时，大气压可推动弹簧打开活门组件(2)。在与通气管(4)连通的空腔上部开有通气孔(5)。

专利类型：发明申请

标题：一种双发涡桨飞机供输油系统

摘要：本发明涉及一种飞机供输油系统，特别涉及一种适用于双发涡桨飞机、燃油箱为左右对称的整体结构油箱的供输油系统。该发明在左、右转输油箱(5)内分别设置输油泵(2)为引射泵(3)提供动流实现燃油转输，同时，将两侧的输油泵通过管路连接并用输油隔离阀(8)隔离，当一侧输油泵失效时，打开隔离阀可实现单侧输油泵向两侧油箱引射泵提供动流实现双侧油箱燃油转输，保证发动机供油。此外，设置一条油箱连通管路(9)用于平衡单泵输油引起的燃油不平衡，该管路可通过关闭平衡隔离阀(7)保证两侧油箱的独立性。该方案在满足涡桨飞机发动机供输油要求的基础上，同时具有高可靠性、较轻的重量以及较低的成本等优点。

申请号：CN201410587394.5

申请日：2014/10/28

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：一种双发涡桨飞机供输油系统，包括供油泵(1)、输油泵(2)、引射泵(3)、集油箱(4)、转输油箱(5)、供油交输阀(6)，供油泵(1)安装在集油箱(4)中，输油泵(2)和引射泵(3)安装在转输油箱(5)中，其特征为：所述的飞机供输油系统还包括平衡隔离阀(7)、输油隔离阀(8)、平衡连通管路(9)和输油连通管路(10)；集油箱(4)中的供油泵(1)通过管路与各自的发动机连接，将两侧的供油管路连接在一起，在两侧供油管路之间安装有供油交输阀(6)；输油泵(2)与引射泵(3)的入口通过输油管路连接在一起，两侧输油泵(2)通过输油连通管路(10)连接，在输油连通管路(10)上安装有输油隔离阀(8)。

专利类型：发明申请

标题：一种飞机滑油散热系统风门驱动机构

摘要：本发明属于飞机滑油散热系统技术领域，涉及一种飞机滑油散热系统的风门驱动机构。所述飞机滑油散热系统的风门驱动机构包括电动机构(2)、支座(1)、摇臂(3)、可调拉杆(4)、风门(5)。本技术方案最大的特点是，采用了可调节的拉杆，实现了安装后各部件之间相对位置的微调，弥补安装公差，提高系统的可靠性。作为另一个改进本技术方案采用了三角形的摇臂3，可以实现动力输出方向的改变，从而为动力输出装置安装位置的选择提供了多种可能，有效利用了空间。

申请号：CN201410588627.3

申请日：2014/10/28

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：一种飞机滑油散热系统风门驱动机构，其特征为：所述的风门驱动机构包括：支座(1)、电动机构(2)、摇臂(3)、可调拉杆(4)和风门(5)；电动机构(2)铰接在散热系统排气管的支座(1)上，摇臂(3)为三角形带有三个支点，一个支点与支座(1)铰接在一起，另一个支点与电动机构(2)的动力输出端铰接；可调拉杆(4)的一端与摇臂(3)的另一个支点铰接，另一端铰接在风门(5)的支座(1)上，风门(5)的一端铰接在散热系统的支座(1)上；摇臂(3)上三个支点的位置以及可调拉杆(4)的长度，需要根据风门(5)的运动轨迹、风门(5)的开度和电动机构(2)的位移长度确定。

专利类型：发明申请

标题：一种桁架式发动机主安装接头

摘要：本发明公开了一种桁架式发动机主安装接头，该接头为一种桁架式结构，相对腹板夹筋式结构，结构传载效率高，传力直接，因此降低了结构重量。

申请号：CN201410591336.X

申请日：2014/10/28

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：一种桁架式发动机主安装接头，其特征在于，它由接头本体(1)、耳片(2)和推力销(3)三部分一体锻造后机械加工成型，所述耳片(2)为近似直角三角形，以所述耳片(2)的直角与其对边的一条连线为界，靠近发动机连杆连接角一侧为合金实体，靠近所述本体(1)一侧为镂空结构，接头本体(1)为近似矩形结构，四周由左缘条(6)、右缘条(4)、上缘条(5)、下缘条(7)构成，右缘条(4)、左缘条(6)中部与耳片(2)上缘条连接点处有一根横向筋条(8)，推力销(3)位于下缘条(7)中间位置，以下缘条(7)为界，下缘条(7)以下部分为圆柱销，下缘条(7)以上，横向筋条(8)以下部分为一根较强的垂向筋条，该垂向筋条向上延伸至上缘条(5)，推力销(3)与下缘条(7)相交点和横向筋条(8)与右缘条(4)、左缘条(6)相交点之间各布置有一根斜向筋条，推力销(3)与下缘条(7)相交点和上缘条(5)与右缘条(4)、左缘条(6)相交点之间各布置有一根斜向筋条，横向筋条(8)与右缘条(4)、左缘条(6)相交点和上缘条(5)中点之间各布置有一根斜向筋条。

专利类型：发明申请

标题：一种弹射救生控制方法

摘要：本发明属于飞机弹射救生系统控制技术，涉及一种弹射救生控制方法，具体弹射控制步骤如下：飞行员通过弹射手柄向弹射救生系统发出“弹射指令”，弹射救生控制系统激发卸压口的两个起爆点，在高压座舱顶部切割形成卸压口；延时X秒后，完成高压差座舱卸压，X根据弹射时座舱压力和弹射高度确定；X秒的延时设有备份，备份时间根据弹射救生方案确定；座舱卸压完成后，激发切割座舱盖的两处起爆点，切割形成座舱盖并抛放；座舱盖抛放后，延时Y秒后进行座椅弹射，延时Y的反馈信号为双余度设计，Y秒根据弹射救生方案确定。本发明控制方法综合控制弹射通道的清理与座椅的弹射信号，优化弹射救生系统，减轻了系统重量。

申请号：CN201410605884.3

申请日：2014/10/31

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：一种弹射救生控制方法，其特征在于，所述弹射救生控制方法的控制对象为座舱卸压口、座舱盖和弹射座椅，所述卸压口和座舱盖由爆轰能量切割而成，具体弹射控制步骤如下：1)飞行员通过弹射手柄向弹射救生系统发出“弹射指令”，弹射救生控制系统激发卸压口的两个起爆点，在高压座舱顶部切割形成卸压口；2)延时X秒后，完成高压差座舱卸压，X根据弹射时座舱压力和弹射高度确定；X秒的延时设有备份，备份时间根据弹射救生方案确定；3)座舱卸压完成后，激发切割座舱盖的两处起爆点，切割形成座舱盖并抛放；4)座舱盖抛放后，延时Y秒后进行座椅弹射，延时Y的反馈信号为双余度设计，Y秒根据弹射救生方案确定。

专利类型：发明申请