一种快卸式旋转口盖锁

标题：一种快卸式旋转口盖锁

摘要：本发明属于飞机结构技术领域，涉及一种快卸式旋转口盖锁。所述快卸式旋转口盖锁包括锁座、锁舌、异形销钉、弹簧和钢球，锁舌通过异形销钉连接到锁座上，钢球和被挤压的弹簧安装在锁座的环形槽内，钢球一侧顶在锁舌的凹槽上，另一侧与挤压的弹簧接触。本发明设计一种快卸式口盖锁，能够实现口盖的快速打开与锁闭，锁体体积小，同时对口盖结构损伤小。本发明可以用于飞机机体及导弹挂架等蒙皮口盖。

申请号：CN201410663304.6

申请日：2014/11/19

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：一种快卸式旋转口盖锁，其特征在于，包括：锁座(1)、锁舌(2)，异形销钉(3)，弹簧(4)和钢球(5)；锁座(1)上部为一端下部带有缺口(11)的长方体型，锁座(1)下部为方形平板结构；锁座(1)上部正对缺口(11)的部分开有小圆孔(13)；锁座(1)下部四角开有圆孔(15)，锁座(1)下部与锁座(1)上部小圆孔(13)同轴位置设有大圆孔(12)，锁座(1)下部底面中间开有两端圆形的长槽(14)，所述长槽(14)与锁座(1)上部正对缺口(11)相贯通；锁舌(2)为一端带有楔形头(21)另一端带有几字形缺口(23)中间带有方圆孔(22)的长方形；异形销钉(3)为一上部带有细圆柱(33)、中间带有两侧削除的圆柱(31)、底部带有一字槽(32)的异形圆柱形；弹簧(4)为普通螺旋弹簧形，钢珠(5)为球形；锁舌(2)通过异形销钉(3)连接到锁座(1)的缺口(11)上，锁舌(2)可在异形销钉(3)的带动下绕异形销钉(3)的中轴在一定范围内旋转，弹簧(4)及钢球(5)安装在锁座(1)底部长槽(14)内，钢球(5)一侧与弹簧(4)一端接触，另一侧与锁舌(2)的几字形缺口(23)相接触。

专利类型：发明申请

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一种绳索自动解脱装置

标题：一种绳索自动解脱装置

摘要：本发明涉及绳索分离技术领域，特别是涉及一种绳索自动解脱装置。本装置包括连接本体[2]，扭簧[3]，脱离件[4]，挡块[6]，止动块[7]，弹簧[8]，堵盖[9]，滑块[10]，弹簧[11]，堵盖[12]。本发明将绳索安全分离集合在一个简单的装置中，降低了成本，可靠性高，实现绳索安全自动分离。机构简单，牢固，可靠性高，使用方便，不受外界条件限制。

申请号：CN201410663422.7

申请日：2014/11/19

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：一种绳索自动解脱装置，其特征在于，包括连接本体[2]，扭簧[3]，脱离件[4]，挡块[6]，止动块[7]，小弹簧[8]，小堵盖[9]，滑块[10]，大弹簧[11]，大堵盖[12]；其中，绳索[1]与连接本体[2]相连，连接本体[2]下部开有竖直一大一小盲孔，连接本体[2]下部的大小盲孔中部开有矩形槽，滑块[10]侧边端头深入连接本体[2]下部的小盲孔中止动块[7]底端的上方，连接本体[2]左侧面开有开口槽，连接本体[2]下部前后方向开有矩形通孔，连接本体[2]下部的矩形通孔贯穿连接本体[2]下部的大盲孔，连接本体[2]左侧面的开口槽连通连接本体[2]下部的矩形通孔、大盲孔和小盲孔，滑块[10]安装连接本体[2]下部的大盲孔顶端，滑块[10]设有斜角，用于放置脱离件[4]的一端，脱离件[4]的另一端与绳索[5]相连，大堵盖[12]通过螺纹连接在连接本体[2]下部的大盲孔开口处，小堵盖[9]通过螺纹连接在连接本体[2]下部的小盲孔开口处，止动块[7]安装在连接本体[2]下部的小盲孔上部伸入左侧面的开口槽，挡住挡块[6]，挡块[6]一端铰接在连接本体[2]左侧面的开口槽的上方，扭簧[3]安装在挡块[6]上，扭簧[3]一端搭接在连接本体[2]左侧面，扭簧[3]另一端搭接挡块[6]，小弹簧[8]一端固定在止动块[7]下表面，小弹簧[8]另一端固定在小堵盖[9]上表面，大弹簧[11]一端固定在滑块[10]下表面，大弹簧[11]另一端固定在大堵盖[12]的上表面。使用时，在绳索[5]上施加拉力，绳索[5]带动脱离件[4]向下运动，脱离件[4]上端推动滑块[10]向下运动，带动止动块[7]下移，止动块[7]对挡块[6]解除锁定，挡块[6]依靠扭簧[3]向上旋转，使连接本体[2]左侧面得开口槽敞开，当松开绳索[5]后，大弹簧[11]推动滑块[10]向上运动将脱离件[4]从连接本体[2]左侧面得开口槽中推出，脱离件[4]与连接本体[2]分离。

专利类型：发明申请

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一种飞机二层地板辅助装卸设备

标题：一种飞机二层地板辅助装卸设备

摘要：本发明属于航空飞机保障设备领域，涉及一种飞机二层地板辅助装卸设备。本发明包括四个独立相同的多自由度调节装置(1)、四根短连杆(2)、四根长连杆(3)，其中，两根短连杆互相平行，两根长连杆互相平行，分别连接于四个多自由度调节装置的上部短伸杆上；另两条短连杆互相平行，另两根长连杆互相平行，分别连接于四个多自由度调节装置的下部短伸杆上，使所述飞机二层地板装卸辅助设备整体成“长方体”型桁架结构。本发明能实现飞机二层地板的快速安装和拆卸，具有结构精巧、轻便，操作简便，调节灵活、快捷，移动、搬运省力等优点。

申请号：CN201410663166.1

申请日：2014/11/19

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：一种飞机二层地板辅助装卸设备，其特征为：所述辅助装卸设备包括四个独立相同的多自由度调节装置(1)、四根短连杆(2)、四根长连杆(3)，其中，两根短连杆互相平行，两根长连杆互相平行，分别连接于四个多自由度调节装置的上部短伸杆上；另两条短连杆互相平行，另两根长连杆互相平行，分别连接于四个多自由度调节装置的下部短伸杆上，使所述飞机二层地板装卸辅助设备整体成“长方体”型桁架结构；所述每一个长连杆与其相邻的短连杆互相垂直，且不在同一平面上；多自由度调节装置(1)由快卸销(4)、水平调节机构(5)、升降机构(6)、短伸杆(7)、主支撑杆(8)、安装板(9)、万向刹车脚轮(10)组成，其中，水平调节机构(5)、升降机构(6)、主支撑杆(8)、安装板(9)自上向下采用焊接连接，两个短伸杆(7)分别相互垂直一上一下分别焊接于主支撑杆(8)的外壁，万向刹车脚轮(10)螺接于安装板(9)的下方；短连杆(2)由扣件(11)、半套环(12)、圆头螺栓(13)、圆管(14)、螺栓螺母组件(15)、蝶形螺母(16)组成，其中，扣件(11)与半套环(12)通过螺栓螺母组件(15)铰接，半套环(12)与圆管(14)焊接；半套环与扣件套在短伸杆上，并通过蝶形螺母压紧固定；蝶形螺母螺接于圆头螺栓；长连杆(3)与短连杆(2)结构相同；其中，所述水平调节机构(5)由支承头(17)、紧固螺栓(18)、支承杆(19)、定位手轮(20)、盖板(21)、紧固件(22)、托盘(23)、连接板(24)、万向滚珠(25)；其中，所述支承头(17)上端为U型，下端有双耳耳片；支承杆(17)上端有单耳耳片，下端与连接板(24)焊接，中下端有外螺纹；支承头(17)和支承杆(19)通过紧固螺栓(18)连接；定位手轮(20)上端为手轮，下端为三分叉，中间管部有内螺纹；定位手轮(20)与支承杆(19)螺接，定位手轮(20)下端接触盖板(21)；盖板(21)为两块分离的半圆环型钢板；托盘(23)为圆盘状，托盘(23)与盖板(21)通过六个紧固件相连；万向滚珠(25)共有三个，并不共线，每个万向滚珠通过三组紧固螺栓与连接板(24)相连；所述升降机构(6)由丝杠(26)、棘轮扳手标准组件(27)组成，棘轮扳手标准组件(27)螺接于丝杠(26)外壁，棘轮扳手标准组件(27)实现将转动转化为丝杠的垂直运动，平面轴承(28)内嵌在主支撑杆(8)内部。

专利类型：发明申请

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一种通用起落架安装车

标题：一种通用起落架安装车

摘要：本发明公开了一种通用起落架安装车，包括一套行走底盘[1]、一套承载转盘[2]、四套升降机构[3]和若干个拉紧装置[4]。行走底盘[1]是整车的底盘结构，承载转盘[2]通过螺栓连接在行走地盘[1]上方，四个升降机构[3]通过螺栓连接在承载转盘[2]上平面的四个角，每个升降机构[3]配有若干个拉紧装置[4]。本发明通过简单的原理实现飞机或试验台上起落架的拆卸和安装，方案合理可靠，对零部件的依赖性低，无精密部件，设计与制造成本低；结构简单、运动灵活、安装精度高；本发明操作方便，无需专业培训，无特殊技能要求。本发明具有良好的通用型和可实施性。本发明亦可作为其它大重量构件的安装、拆卸工具。

申请号：CN201410655237.3

申请日：2014/11/17

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：一种通用起落架安装车，其特征在于，包括一套行走底盘[1]、一套承载转盘[2]、四套升降机构[3]和若干个拉紧装置[4]。行走底盘[1]是整车的底盘结构，承载转盘[2]通过螺栓连接在行走地盘[1]上方，四个升降机构[3]通过螺栓连接在承载转盘[2]上平面的四个角，每个升降机构[3]配有若干个拉紧装置[4]。

专利类型：发明申请

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一种具有位置调节能力的限动装置

标题：一种具有位置调节能力的限动装置

摘要：本发明涉及限动装置技术领域，特别是涉及一种具有位置调节能力的限动装置。本机构中，安装座[2]开有两条平行的滑槽，安装座[2]上每条滑槽中在设备两侧对称安装2个滑动块[6]，每个滑动块[6]开有竖直台阶孔，限动杆[3]安装在滑动块[6]竖直台阶孔中，限动杆[3]顶端凸头顶在安装座[2]的滑槽的止动槽内，弹簧[1]套在限动杆[3]上，弹簧[1]一端顶住滑动块[6]竖直台阶孔中台阶上，弹簧[1]另一端顶住限动杆[3]顶端凸头，每个滑动块[6]上部开有水平通孔，调节杆[4]以螺纹方式安装在滑动块[6]的水平通孔中，防护垫块[5]固定在调节杆[4]顶部顶住设备。

申请号：CN201410663474.4

申请日：2014/11/19

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：一种具有位置调节能力的限动装置，其特征在于，包括4个弹簧[1]，安装座[2]，4个限动杆[3]，4个调节杆[4]，4个防护垫块[5]，4个滑动块[6]；其中，安装座[2]开有两条平行的滑槽，所述滑槽底板上开有止动槽，安装座[2]上每条滑槽中在设备两侧对称安装2个滑动块[6]，每个滑动块[6]开有竖直台阶孔，限动杆[3]顶端设有凸头，限动杆[3]安装在滑动块[6]竖直台阶孔中，限动杆[3]顶端凸头顶在安装座[2]的滑槽的止动槽内，弹簧[1]套在限动杆[3]上，弹簧[1]一端顶住滑动块[6]竖直台阶孔中台阶上，弹簧[1]另一端顶住限动杆[3]顶端凸头，每个滑动块[6]上部开有水平通孔，调节杆[4]以螺纹方式安装在滑动块[6]的水平通孔中，防护垫块[5]固定在调节杆[4]顶部顶住设备；使用时，拔起限动杆[3]，解除滑动块[6]，使滑动块[6]在安装座[2]的滑槽中自由滑动至合适位置后，松开限动杆[3]，锁定滑动块[6]，完成对设备的粗限位，旋转调节杆[4]，使防护垫块[5]顶住设备，完成对设备的精确限位。

专利类型：发明申请

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一种可定力开锁的货物锁定装置

标题：一种可定力开锁的货物锁定装置

摘要：本发明涉及定力开锁技术领域，特别是涉及一种可定力开锁的货物锁定装置。本装置包括锁定块[1]，定力剪切销[2]，安装底座[3]。本发明将设备定力开锁集合在一个简单的装置中，降低了成本，可靠性高，实现大设备定力开锁。机构简单，牢固，可靠性高，使用方便，不受外界条件限制。

申请号：CN201410663008.6

申请日：2014/11/19

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：一种可定力开锁的货物锁定装置，其特征在于，包括锁定块[1]，定力剪切销[2]，安装底座[3]；其中，安装底座[3]安装在地板上，安装底座[3]上设有一个旋转轴，安装底座[3]上部和下部各开了一个限动孔，锁定块[1]安装在安装底座[3]的旋转轴上，锁定块[1]可以绕安装底座[3]的旋转轴旋转，锁定块[1]一端伸入货物锁定槽内，锁定块[1]另一端开有一个通孔；货物锁定时，锁定块[1]一端伸入货物锁定槽内，锁定块[1]的通孔与安装底座[3]上部限动孔对应，定力剪切销[2]穿过锁定块[1]的通孔和安装底座[3]上部限动孔，将锁定块[1]固定在安装底座[3]上；当货物拉力大于定力剪切销[2]的剪切力时，定力剪切销[2]被剪断，锁定块[1]绕安装底座[3]的旋转轴旋转使锁定块[1]一端从货物锁定槽内转出；此时，锁定块[1]的通孔与安装底座[3]下部限动孔对应，用另一根定力剪切销[2]穿过锁定块[1]的通孔和安装底座[3]下部限动孔，将锁定块[1]固定在安装底座[3]上，防止锁定块[1]意外绕安装底座[3]的旋转轴旋转。

专利类型：发明申请

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一种多发引气系统流量平衡控制方法

标题：一种多发引气系统流量平衡控制方法

摘要：本发明涉及飞机气源系统，提供一种多发引气系统流量平衡控制方法，通过流量控制盒3采集左引气压差传感器2以及右引气压差传感器4实时计算双发引气流量、双发引气平均流量、左发引气流量偏差、右发引气流量偏差，根据流量偏差控制左引气压调活门1或右引气压调活门5的力矩马达电流；从而调节双发引气流量，使之达到相对平衡。

申请号：CN201410663252.2

申请日：2014/11/19

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：一种多发引气系统流量平衡控制方法，其特征在于，包括：步骤1：系统上电时，流量控制盒通过采集计算得出左、右预冷器上下游压差△P1、△P2，根据标定的流量计算公式Q＝aΔp2+b△p+c得出左、右发引气流量Q1、Q2，其中，a、b、c为试验标定的流量系数；计算双发引气平均流量Q0＝(Q1+Q2)/2；计算左发引气流量偏差△Q1＝(Q1-Q0)/Q1；计算右发引气流量偏差△Q2＝(Q2-Q0)/Q2；步骤2：通过比较Q1、Q2得出引气流量较大一路，判断引气流量较大一路的引气流量偏差是否大于误差带宽ε，如果该路引气流量偏差小于误差带宽ε，不进行调整；否则计算此刻该路引气流量的控制误差Ek和上一时刻该路引气流量的控制误差Ek-上一时刻：Ek＝Q0-QkEk-上一时刻＝Q0-Qk-上一时刻其中，Qk为当前时刻该路引气流量值；Qk-上一时刻为上一时刻该路引气流量值；步骤3：通过活门力矩马达电流分段来获取PID算法中的Kp、Ki系数；步骤4：通过ΔIk＝Kp(Ek-Ek-上一时刻)+KiEk，计算该路引气压调活门的控制增量ΔIk，并将ΔIk限制在(-△I/15，△I/15)mA范围里；△I为力矩马达电流有效可控电流差；步骤5：通过Ik＝Ik+ΔIk，计算该路引气压调活门的控制增量Ik，并将Ik限制在(Imin，Imax)mA范围里；Imin为力矩马达电流有效可调电流最小值，Imax为力矩马达电流有效可调电流最大值，Ik初始值为Imin。

专利类型：发明申请

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一种应急手动解脱装置

标题：一种应急手动解脱装置

摘要：本发明涉及应急手动解脱技术领域，特别是涉及一种应急手动解脱装置。本装置包括分离件[1]，底座[2]，分离拉环[3]，弹簧[4]，活塞杆[5]，4个钢珠[6]。其中，4个钢珠[6]安装在分离件[1]上，分离拉环[3]和弹簧[4]安装在活塞杆上，而活塞杆[5]得作用是分离件[1]和底座[2]连接在一起。本发明将应急手动解脱集合在一个简单的装置中，降低了成本，可靠性高，实现应急手动解脱。机构简单，牢固，可靠性高，使用方便，不受外界条件限制。

申请号：CN201410662908.9

申请日：2014/11/19

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：一种应急手动解脱装置，其特征在于，包括分离件[1]，底座[2]，分离拉环[3]，弹簧[4]，活塞杆[5]，4个钢珠[6]；其中，底座[2]右部前后方向开有贯通的方孔，底座[2]左端中心开有水平方向的台阶孔，并与底座[2]右部的方孔相通，分离件[1]右端中心开有水平方向的盲孔，分离件[1]右端钉在底座[2]的水平方向的台阶孔的台阶上，活塞杆[5]安装在分离件[1]的盲孔中，活塞杆[5]左端凸头顶住分离件[1]的盲孔底部，活塞杆[5]右端穿过底座[2]水平方向的台阶孔并伸入底座[2]右部的方孔中，分离拉环[3]与活塞杆[5]右端铰接，弹簧[4]套在活塞杆[5]上，弹簧[4]左端顶在活塞杆[5]左端凸头，弹簧[4]右端顶在底座[2]水平方向的台阶孔的台阶上，分离件[1]前后方向和上下方向在活塞杆[5]左端凸头处开有通圆孔并在同一截面上，分离件[1]前后方向和上下方向的通圆孔对应的底座[2]水平方向的台阶孔的侧壁处设有一圈弧形槽，4个钢珠[6]分别安装在分离件[1]前后方向和上下方向的通圆孔，每个钢珠[6]一端顶在活塞杆[5]左端凸头，每个钢珠[6]另一端顶住底座[2]水平方向的台阶孔的侧壁的弧形槽中；当需要结束锁定时，将分离拉环[3]向右拉，离拉环[3]带动活塞杆[5]向右运动，当活塞杆[5]左端凸头移动至钢珠[6]右侧时，钢珠[6]向分离件[1]的盲孔中滚动，钢珠[6]解除了对分离件[1]的锁定，分离件[1]脱离底座[2]。

专利类型：发明申请

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一种超声波与电加热复合防除冰装置

标题：一种超声波与电加热复合防除冰装置

摘要：本发明属于飞机防冰、除冰领域，提出了一种超声波与电加热复合防除冰装置，包括：结冰信号器1，用于探测飞机是否进入了结冰区域，如果进入了结冰区域，通过信号线2发结冰告警信号以及结冰速率信息给防除冰控制盒6；防除冰控制盒6，用于根据结冰告警信号以及结冰速率信息，先发送脉冲加温信号给电加热组件3，然后发送开启工作指令给超声波控制器5；电加热组件3，用于根据脉冲加温信号对结冰防护区域蒙皮进行加温；超声波控制器5，用于根据开启工作指令向超声波振荡器4发送工作指令；超声波振荡器4，用于根据工作指令对结冰防护区域蒙皮开启超声波。除冰时间短，能耗低。

申请号：CN201410664338.7

申请日：2014/11/19

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：一种超声波与电加热复合防除冰装置，其特征在于，包括：结冰信号器(1)、电加热组件(3)、超声波振荡器(4)、超声波控制器(5)、防除冰控制盒(6)；结冰信号器(1)，用于探测飞机是否进入了结冰区域，如果进入了结冰区域，通过信号线(2)发结冰告警信号以及结冰速率信息给防除冰控制盒(6)；防除冰控制盒(6)，用于根据结冰告警信号以及结冰速率信息，先发送脉冲加温信号给电加热组件(3)，然后发送开启工作指令给超声波控制器(5)；电加热组件(3)，用于根据脉冲加温信号对结冰防护区域蒙皮进行加温；超声波控制器(5)，用于根据开启工作指令向超声波振荡器(4)发送工作指令；超声波振荡器(4)，用于根据工作指令对结冰防护区域蒙皮开启超声波。

专利类型：发明申请

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一种除冰方法

标题：一种除冰方法

摘要：本发明属于飞机除冰领域，提出了一种除冰方法，可以除冰节省功耗。包括：步骤1：确定机尾翼所需要的防护范围，计算该防护范围除冰所需要的除冰热载荷；步骤2：根据机尾翼所需要的除冰热载荷将机尾翼分成若干个加热段；步骤3：计算各加热段达到除冰厚度的结冰时间；步骤4：根据除冰厚度以及加热功率确定每个加热段除冰时间。

申请号：CN201410663424.6

申请日：2014/11/19

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：一种除冰方法，其特征在于，包括：步骤1：确定机尾翼所需要的防护范围，计算该防护范围除冰所需要的除冰热载荷；步骤2：根据机尾翼所需要的除冰热载荷将机尾翼分成若干个加热段；步骤3：计算各加热段达到除冰厚度的结冰时间；步骤4：根据除冰厚度以及加热功率确定每个加热段除冰时间。

专利类型：发明申请

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