一种紧凑式多功能空气调节系统

标题：一种紧凑式多功能空气调节系统

摘要：本发明涉及属于民用空气调节领域，特别涉及一种紧凑式多功能空气调节系统，以至少解决克服现有室内空气调节系统制冷热量损失大、热效率低的问题。空气调节系统包括：第一循环回路，由依次连通的压缩机、第一热交换器、膨胀阀以及第二热交换器构成；第二循环回路，由依次连通的膨胀箱、室内机以及第一水泵，且膨胀箱与第一水泵之间连通第二热交换器；地暖组件，通过其进水口和出水口连通在第二循环回路中，且与室内机为并联设置；第一电动活门，用于选择性地控制室内机和地暖组件的通断。本发明的紧凑式多功能空气调节系统能充分利用低温热水资源，热损失小，热效率高，节省运行费用，热稳定性好，有效节约能源。

申请号：CN201610329666.0

申请日：2016/5/18

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：一种紧凑式多功能空气调节系统，其特征在于，包括：第一循环回路，所述第一循环回路由依次连通的压缩机(1)、第一热交换器(2)、膨胀阀(4)以及第二热交换器(5)构成，所述第一循环回路中循环的流动液为制冷剂；第二循环回路，所述第二循环回路由依次连通的膨胀箱(6)、室内机(7)以及第一水泵(9)构成，且所述膨胀箱(6)与所述第一水泵(9)之间连通所述第二热交换器(5)，所述第二循环回路中的流动液为水；地暖组件(10)，通过其进水口和出水口连通在所述第二循环回路中，且与所述室内机(7)为并联设置；第一电动活门(8)，用于选择性地控制所述室内机(7)和所述地暖组件(10)的通断。

专利类型：发明申请

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一种钛合金耳片的复合制造方法

标题：一种钛合金耳片的复合制造方法

摘要：本发明公开了一种钛合金耳片的复合制作方法，属于航空先进制造技术领域。本发明包括以下步骤，a、获取原材料：棒材和粉末，两者同牌号；b、锻坯制备：采用自由锻的方法锻造棒材，锻造出包含基体部分1外形的，即可保证加工基体部分1余量的最小毛坯尺寸；c、基体制备：按照基体部分的尺寸要求，对自由锻件进行粗加工，保证尺寸公差要求表面粗糙度达到扩散连接要求；d、耳片结构成型：根据耳片2尺寸设计包套，包套中注入钛合金粉末，震动后封装，利用热等静压HI技术使耳片2部分和基体部分2形成一个整体；e、精加工：对钛合金耳片的整体依次进行热处理、精加工、表面处理；本发明降低制造成本、缩短了加工周期、提高材料利用率。

申请号：CN201610475353.6

申请日：2016/6/24

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：一种钛合金耳片的复合制造方法，其特征在于，所述的钛合金耳片的制造方法包括以下步骤：a、获取原材料：棒材和粉末，两者同牌号；b、锻坯制备：采用自由锻的方法锻造棒材，锻造出包含基体部分(1)外形的，即可保证加工基体部分(1)余量的最小毛坯尺寸；c、基体制备：按照基体部分的尺寸要求，对自由锻件进行粗加工，保证尺寸公差要求连接面粗糙度达到扩散连接要求；d、耳片结构成型：根据耳片(2)尺寸设计包套，包套中注入钛合金粉末，震动后封装，利用热等静压技术使耳片(2)部分和基体部分(2)形成一个整体；e、精加工：对钛合金耳片的整体依次进行热处理、精加工、表面处理；f、无损检测：对钛合金耳片的整体进行无损检测。

专利类型：发明申请

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一种航电系统显示画面的识别方法

标题：一种航电系统显示画面的识别方法

摘要：本发明公开了一种航电系统显示画面的识别方法，具体步骤为：S1，采集航电系统中S个原始显示画面；S2，将步骤S1中得到的显示画面进行二值化, 形成n×m阶矩阵M1，并将矩阵M1的数据排列为n×m阶的列向量；S3，将S个n×m阶的列向量组成一个mn×S阶矩阵，计算mn×S阶矩阵的相关系数矩阵，取相关系数矩阵的前q列作为主分量矩阵T；S4，采集所述航电系统中的当前显示画面，并将当前显示画面进行二值化, 形成n×m阶的列向量M2，令向量A＝T×M2；S5，对向量A进行分类特征的排序得到向量A1，从S个原始显示画面中计算出与所述向量A1能够匹配的一个。本发明的有益效果在于：降低了显示画面识别的计算量，使计算机能够在线完成画面识别运算。

申请号：CN201610317790.5

申请日：2016/5/13

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：一种航电系统显示画面的识别方法，针对航电系统中的多个原始画面，识别航电系统中的当前显示画面，每个所述原始画面有n×m像素，其特征在于，包含以下步骤：S1，采集航电系统中S个原始显示画面；S2，将所述步骤S1中得到的显示画面进行二值化, 形成n×m阶矩阵M1，并将所述矩阵M1的数据排列为n×m阶的列向量；S3，将S个n×m阶的列向量组成一个mn×S阶矩阵，计算所述mn×S阶矩阵的相关系数矩阵，取所述相关系数矩阵的前q列作为主分量矩阵T；S4，采集所述航电系统中的当前显示画面，并将采集的所述当前显示画面进行二值化, 形成n×m阶的列向量M2，令向量A＝T×M2；S5，对向量A进行分类特征的排序得到向量A1，从所述S个原始显示画面中计算出与所述向量A1能够匹配的一个。

专利类型：发明申请

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一种基于故障注入的仿真测试系统

标题：一种基于故障注入的仿真测试系统

摘要：本发明涉及一种基于故障注入的仿真测试系统，包括仿真模块、测试模块、数据收集与分析模块和测试实时监视模块，所述仿真模块、测试模块、数据收集与分析模块和测试实时监视模块均连接到共享内存且共享内存中的数据共享，通过修改测试模块中的数据实现干预其他模块的工作从而完成仿真测试系统的故障注入。本发明的一种基于故障注入的仿真测试系统可以灵活地更改测试过程中产生的数据，提供更加有效的测试手段，避免了在进行故障、异常测试时直接修改仿真模型的弊端，将系统的故障域与正常域分开，保证了测试过程中交联系统状态一致性，有助于研究故障对目标系统的真实影响及相关失效行为和对目标系统的容错机制进行有效性评估等。

申请号：CN201610317863.0

申请日：2016/5/13

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：一种基于故障注入的仿真测试系统，其特征在于，包括仿真模块、测试模块、数据收集与分析模块和测试实时监视模块，所述仿真模块、测试模块、数据收集与分析模块和测试实时监视模块均连接到共享内存且共享内存中的数据共享，通过修改测试模块中的数据实现干预其他模块的工作从而完成仿真测试系统的故障注入。

专利类型：发明申请

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一种高压软管耐冲击试验装置

标题：一种高压软管耐冲击试验装置

摘要：本发明涉及耐冲击试验装置设计，特别涉及一种高压软管耐冲击试验装置，以至少解决目前的高压软管耐冲击试验装置结构复杂、成本高的问题。试验装置包括低压液压油源，依次通过单向阀、电液伺服阀以及增压器与待测高压软管的进液端连通，待测高压软管的出液端通过高压排气阀与第一油箱连通；在单向阀与电液伺服阀之间设置有第一溢流阀；在单向阀还依次通过第一电磁换向阀和节流阀连通至待测高压软管；在待测高压软管的进液端还设置有第二溢流阀；测压装置，分别设置在增压器的进出口端；增压器还与第二油箱连通。本发明的高压软管耐冲击试验装置，体积小，结构简单，且能够有效地满足高压软管的耐冲击试验的试验要求，降低了试验成本。

申请号：CN201610374281.6

申请日：2016/5/31

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：一种高压软管耐冲击试验装置，其特征在于，包括低压液压油源(1)，依次通过单向阀(2)、电液伺服阀(3)以及增压器(4)与待测高压软管(5)的进液端连通，所述待测高压软管(5)的出液端通过高压排气阀(6)与第一油箱(7)连通；在所述单向阀(2)与所述电液伺服阀(3)之间的油路上设置有第一溢流阀(8)；在所述单向阀(2)的出口油路还依次通过第一电磁换向阀(9)和节流阀(10)连通至所述待测高压软管(5)的进液端；在所述待测高压软管(5)的进液端还设置有第二溢流阀(11)；测压装置，分别设置在所述增压器(4)的进出口端；所述增压器(4)的有杆腔体和第二油箱(12)连通。

专利类型：发明申请

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一种飞行颤振模型

标题：一种飞行颤振模型

摘要：本发明涉及一种飞行颤振模型，包括弹性模型、动力系统、飞控系统、起降系统、数据采集系统，通过弹性模型、动力系统、飞控系统、起降系统、以及数据采集系统组成一个能够在大气中飞行的颤振模型，不仅模拟了飞机的结构动力学特性，而且能够准确反映飞机的刚体运动特性，通过飞行颤振模型，能够验证常规颤振特性，刚弹耦合颤振特性以及气动伺服弹性稳定性。本发明的飞行颤振模型具有安全性高、适用范围广、价格低廉等诸多优点。

申请号：CN201610374211.0

申请日：2016/5/31

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：一种飞行颤振模型，用于进行飞机的飞行颤振特性验证，其特征在于，包括：弹性模型，所述弹性模型包括机身(1)、机翼(2)、平尾(3)、垂尾(4)和发动机(5)，以及所述弹性模型进一步包括金属梁(101)、维型框(102)和配重块(103)，所述金属梁(101)为飞机主体承力框架，通过改变金属梁(101)在各个框段位置的截面尺寸来模拟机翼、机身、平尾、垂尾和发动机部件沿展向的刚度分布，所述维型框(102)为机翼承力框架，且在维形框(102)的前后缘粘贴配重块(103)，从而实现包括机翼、机身、平尾、垂尾和发动机部件沿展向各个框段的质量分布；动力系统，包括安装在机翼(2)上的发动机(5)，以及安装在机身(1)内的动力源(6)；飞控系统，包括安装在机身(1)上的飞控计算机(7)和飞控传感器(8)，以及安装在机翼(2)、平尾(3)和垂尾(4)上的伺服作动器(9)；起降系统，包括安装在机身(1)上的前起落架(10)、主起落架(11)、降落回收装置(12)；数据采集系统，包括安装在机身(1)上的实时数据采集器(13)和布置在弹性模型上的加速度传感器(14)。

专利类型：发明申请

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一种货物止动装置

标题：一种货物止动装置

摘要：本发明公开了一种货物止动装置，涉及货物存放技术领域。所述货物止动装置，安装在货物的存放地板上，包含止动块及销轴，其中，所述地板上设置有安装槽，所述止动块通过所述销轴安装在所述安装槽的侧壁上，所述止动块能够绕所述销轴转动，所述止动块包含两种状态，止动状态，所述止动块在止动状态下只能单方向绕所述销轴转动，一端位于所述安装槽内，另一端位置所述安装槽的外部；通过状态，所述止动块在通过状态下完全置于所述安装槽内，且所述止动块低于所述地板的表面。本发明的有益效果在于：本发明的货物止动装置中止动块安装在所述安装槽内，止动块在通过状态下完全沉在地板以下，不会影响地板的平整性，可以轻松实现货物的单双向止动。

申请号：CN201610318075.3

申请日：2016/5/13

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：一种货物止动装置，安装在货物的存放地板(3)上，其特征在于：包含止动块(1)及销轴(4)，其中，所述地板(3)上设置有安装槽(31)，所述止动块(1)通过所述销轴(4)安装在所述安装槽(31)的侧壁上，所述止动块(1)能够绕所述销轴(4)转动，所述止动块(1)包含两种状态，止动状态，所述止动块(1)在止动状态下只能单方向绕所述销轴(4)转动，一端位于所述安装槽(31)内，另一端位置所述安装槽(31)的外部；通过状态，所述止动块(1)在通过状态下完全置于所述安装槽(31)内，且所述止动块(1)低于所述地板(3)的表面。

专利类型：发明申请

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一种飞机压力加油系统应急油面设计方法

标题：一种飞机压力加油系统应急油面设计方法

摘要：本发明公开了一种飞机压力加油系统应急油面设计方法。所述飞机压力加油系统应急油面设计方法包括如下步骤：步骤1：建立飞机油箱模型，并确定飞机油箱模型的油箱通气口的位置；步骤2：形成多个飞机地面停机姿态角组合；步骤3：确定各个飞机地面停机姿态角组合下的额定满油面位置；步骤4：在油箱内切割出应急油面合理区域；步骤5：确定预设应急油面位置以及膨胀空间；步骤6：设置校核条件，并判断膨胀空间是否满足校核条件。本申请的飞机压力加油系统应急油面设计方法简单可靠，兼顾各停机姿态角，切割后可快速计算切割体积评估空间大小，极大的缩短计算时间，且位置布局准确，提高了设计效率。

申请号：CN201610377926.1

申请日：2016/5/31

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：一种飞机压力加油系统应急油面设计方法，其特征在于，所述飞机压力加油系统应急油面设计方法包括如下步骤：步骤1：建立飞机油箱模型，并确定飞机油箱模型的油箱通气口的位置；步骤2：确定飞机地面加油停机姿态角范围, 并在飞机地面加油停机姿态角范围内进行组合，从而形成多个飞机地面停机姿态角组合；步骤3：确定所述步骤2中的各个飞机地面停机姿态角组合下的各个额定满油面位置；步骤4：以所述油箱通气口所在平面为基准面，分别以每个组合中的角度在所述油箱内切割出应急油面合理区域，所述应急油面合理区域占油箱满油体积的预定体积，该应急油面合理区域为三维空间，至少包括所述基准面以及与所述基准面相对的第二基准面；步骤5：在所述第二基准面与所述额定满油面位置之间选择活门浮子安装位置；所述活门浮子包括安装位置以及油箱加油关闭位置，受到所述油箱内的液体浮力支撑，所述活门浮子能够在所述安装位置与所述油箱加油关闭位置之间移动，在所述活门浮子移动至所述油箱加油关闭位置时，所述油箱内的液体所在平面为预设应急油面位置；所述预设应急油面位置至所述基准面之间的空间容积为膨胀空间；步骤6：设置校核条件，并判断膨胀空间是否满足校核条件；若是，则预设应急油面位置为应急油面位置；若否，则返回步骤5，在步骤5确定的应急油面合理区域内重新调整应急油面位置，直至得到的预设应急油面位置与所述基准面之间的膨胀空间满足所述步骤6中的校核条件为止。

专利类型：发明申请

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一种座舱温度开环控制系统

标题：一种座舱温度开环控制系统

摘要：本发明公开了一种座舱温度开环控制系统，属于飞机环境控制技术领域。座舱温度选择器与温度控制器连接，温度控制器与设置在热气管路中的温度控制活门连接，冷气管路和热气管路与座舱通过座舱供气管路连接，座舱供气管路设置有座舱供气温度传感器，座舱内设置座舱温度传感器，座舱底部设置座舱排气口；座舱外部设置有蒙皮温度传感系统温度控制器分别与温度传感器、蒙皮温度传感系统及座舱供气温度传感器连接；本发明结合座舱温度控制指令、座舱供气温度和飞机蒙皮温度实现座舱温度开环控制。能够提高座舱温度控制的精度，确保人员的舒适性和设备工作的可靠性。

申请号：CN201610382923.7

申请日：2016/6/1

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：一种座舱温度开环控制系统，其特征在于，包括：舱温度选择器(1)、温度控制器(2)、温度控制活门(3)、座舱温度传感器(6)、座舱(8)、蒙皮温度传感系统(9)、座舱供气温度传感器(10)、座舱供气管路(11)、热气管路(12)及冷气管路(13)；座舱温度选择器(1)与温度控制器(2)连接，温度控制器(2)与设置在热气管路(12)中的温度控制活门(3)连接，冷气管路(13)和热气管路(12)与座舱(8)通过座舱供气管路(11)连接，座舱供气管路(11)设置有座舱供气温度传感器(10)，座舱(8)内设置座舱温度传感器(6)，座舱底部设置座舱排气口；座舱(8)外部设置有蒙皮温度传感系统(9)温度控制器(2)分别与温度传感器(6)、蒙皮温度传感系统(9)及座舱供气温度传感器(10)连接；座舱温度选择器(1)选择的温度值以及座舱温度传感器(6)的实时参数，分别输入到温度控制器(2)，再结合结合座舱(8)固有结构参数、座舱供气温度传感器(10)的实时参数，通过温度控制器(2)中预先固化温度控制活门(3)位置参数与各相关参数的函数关系式，计算出温度控制活门(3)的精确的位置指令，只需通过调节一次温度控制活门(3)的开度，改变热气管路(12)的空气流量，就能实现终实现对座舱温度的开环控制。

专利类型：发明申请

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一种倾转双涵道无人机

标题：一种倾转双涵道无人机

摘要：本发明公开了一种倾转双涵道无人机，属于无人机技术领域。一种倾转双涵道无人机包括：中央翼以及中央翼内部的飞行控制设备、航电设备、电气设备、涵道倾转操纵机构；航电设备、电气设备、涵道倾转操纵机构分别与飞行控制设备相连。中央翼两侧由内到外分布有短臂、涵道、外翼，涵道和外翼连接成一体，并通过短臂与中央翼相连，而且涵道和外翼可绕短臂倾转；涵道内部设置有电机和螺旋桨，后部设置有舵面；中央翼腹部设置有挂载接头，用于挂接并固定挂载模块，中央翼下方安装有起落架。该无人机起降场地需求小，飞行效率高、使用灵活，具有垂直起降、空中悬停和快速巡航能力。

申请号：CN201610382189.4

申请日：2016/6/1

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：一种倾转双涵道无人机，其特征在于，包括：中央翼(7)以及中央翼内部的飞行控制设备(6)、航电设备(9)、电气设备(13)、涵道倾转操纵机构(16)；航电设备(9)、电气设备(13)、涵道倾转操纵机构(16)分别与飞行控制设备(6)相连；中央翼(7)两侧由内到外分布有短臂(10)、涵道(2)、外翼(12)，涵道(2)和外翼(12)连接成一体，并通过短臂(10)与中央翼(7)相连，而且涵道(2)和外翼(12)绕短臂(10)倾转，涵道(2)内部设置有电机(4)和螺旋桨(3)，后部设置有舵面(5)；中央翼(7)腹部设置有挂载接头(15)，挂载接头(15)用于挂接并固定挂载模块(14)，中央翼(7)下方安装有起落架(17)。

专利类型：发明申请

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