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[发明专利]一种操纵系统摇臂脱开机构-CN202310911597.4在审
发明人：贾建铭;王小宁;秦煜;唐宇翔 -专利权人： 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2023-07-24 - 公布日： 2023-10-27 - 主分类号： B64C13/30 文献下载
摘要：本申请属于飞机机构设计领域，特别涉及一种操纵系统摇臂脱开机构。所述操纵系统摇臂脱开机构具有联动状态和脱开状态，在联动状态时，推杆处于收回位置，两个弹簧小摇臂在弹簧的拉力下使得凹形转轴的第二圆弧面与内摇臂第二端两侧的第一圆弧面接触并卡接，使得内摇臂与外摇臂能够在摆动时成为一体，形成联动；在脱开状态时，推杆推动两个推杆小摇臂转动，两个凹形转轴分别带动两个弹簧小摇臂转动，使得弹簧拉长，当弹簧跨过最大拉长长度后，两个弹簧小摇臂反转到上侧，在弹簧的拉力作用下，凹形转轴转动至预定位置，使得内摇臂能够在外摇臂的扇形槽内自由摆动，彼此脱开。本申请脱开操作方便，在脱开后运动平滑顺畅不会发生干涉情况。
一种操纵系统摇臂脱开机构

[发明专利]一种机翼增升系统-CN202111102681.9有效
发明人：王家启 -专利权人： 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2021-09-21 - 公布日： 2023-10-24 - 主分类号： B64C21/04 文献下载
摘要：本发明属于航空飞行器设计技术，涉及在飞行器上使用的低速状态时机翼的增升技术系统。一种机翼增升系统，包括机翼，所述机翼具有机翼中段(36)及设置在机翼中段(36)后方的后缘襟翼(40)，其特征在于，所述机翼中段(36)上设置有引气喷管(37)，所述引气喷管(37)朝向所述后缘襟翼(40)，且所述后缘襟翼(40)位于由所述引气喷管(37)产生的喷流所形成的高速喷流区域内，所述引气喷管(37)通过引气管道(34)连接至发动机外涵道(31)，所述引气管道(34)上具有引气控制活门(35)。本申请是一款飞行器上使用的低速状态时机翼的增升系统，它利用利用布置在发动机外涵道内的引气口，将喷气发动机外涵内的部分高压气流通过引气管道导入布置在襟翼缝隙前的引气喷口，其高压空气在襟翼缝隙内形成高速气流，高速气流流过襟翼的上下表面附近，使其襟翼获得较大的绝对升力，从而提高低速状态下的机翼升力。
一种机翼系统

[发明专利]用于空舰巡航导弹的变体弹翼及具有其的空舰巡航导弹-CN202311011957.1在审
发明人：徐声明;商立英;杨诚;张超;明亚丽;王润青;任江涛 -专利权人： 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2023-08-11 - 公布日： 2023-10-20 - 主分类号： F42B15/00 文献下载
摘要：本申请提供了一种用于空舰巡航导弹的变体弹翼，属于飞行器结构设计技术领域，所述变体弹翼包括：弹翼骨架，所述弹翼骨架包括短杆和长杆，两长杆的中部铰接而形成左翼主单元，两长杆的中部铰接而形成右翼主单元，所述左翼主单元与右翼主单元之间铰接而设置在空舰巡航导弹弹体上，短杆分别与左翼主单元铰接且两短杆之间铰接形成左翼尖铰点，短杆分别与右翼主单元铰接且两短杆之间铰接形成右翼尖铰点；弹翼蒙皮，敷设在弹翼骨架上，用于提供升力；辅助拉绳，所述辅助拉绳分别连接左翼尖铰点与空舰巡航导弹腹部的收放机构和右翼尖铰点与空舰巡航导弹腹部的收放机构，通过辅助拉绳实现弹翼骨架的收放，从而使空舰巡航导弹具有多种形态。
用于巡航导弹变体具有

[发明专利]一种用于扫描影响因素的评价方法-CN202011612662.6有效
发明人：宋一罡;解岩;王海英;薛战军;龚新宇;张晓勇 -专利权人： 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2020-12-29 - 公布日： 2023-10-20 - 主分类号： G01B11/24 文献下载
摘要：本发明提供一种用于扫描影响因素的评价方法，以不同条件下的被测件为研究对象，开展曲面扫描影响因素的技术研究。通过精密的测量系统来获取被测件表面离散的几何坐标数据，获取样件的表面三维信息，对扫描的数据进行预处理，实现复杂曲面的构建。同时，分析点云测量误差的来源和点云测量误差对曲面轮廓评定的影响，为研制高精度大型空间曲面标准装置，搭建扫描测量系统误差分析和校准方法验证系统，实现技术验证。
一种用于扫描影响因素评价方法

[发明专利]一种旋转行程限位方法及限位装置-CN201811562449.1有效
发明人：米月星;白凡玉;江辉军 -专利权人： 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2018-12-20 - 公布日： 2023-10-20 - 主分类号： F16D59/00 文献下载
摘要：一种旋转行程限位方法及限位装置，旋转行程限位装置含有球道盘机构、动摩擦片、静摩擦片、左止动块、行程螺母、右止动块和外壳体，所述球道盘机构含有左加压盘、右加压盘和钢珠，左加压盘与旋转动力轴通过花键连接，其右加压盘与动摩擦片固定连接，右加压盘的中心通过花键连接传动轴，静摩擦片与外壳体固定连接，左止动块、行程螺母、右止动块依次连接在传动轴上，左止动块与右止动块之间的距离为行程螺母的限位行程。
一种旋转行程限位方法装置

[发明专利]一种飞机舵面前缘密封装置-CN201911358802.9有效
发明人：韩全民;陈顺强;史红星 -专利权人： 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2019-12-25 - 公布日： 2023-10-20 - 主分类号： B64C9/02 文献下载
摘要：本发明实施例公开了一种飞机舵面前缘密封装置，包括：双向密封压板，支撑压板和紧固件；双向密封压板包括固定缘板，外部活动缘板和内部活动缘板，固定缘板通过支撑压板和紧固件安装在固定翼面的后缘蒙皮上；其中，固定缘板，外部活动缘板和内部活动缘板的横截面呈人字形结构；外部活动缘板位于飞机舵面前缘的外侧位置，内部活动缘板位于飞机舵面前缘的前部位置，双向密封压板中，外部活动缘板和内部活动缘板中至少一个与舵面前缘密封接触。本发明实施例解决了现有飞机结构的固定翼面后缘与活动翼面前缘之间缝隙的气动密封问题。
一种飞机前缘密封装置

[发明专利]一种大曲率飞机壁板的处理方法-CN201911362133.2有效
发明人：李驰;郑茂亮;赵秀峰;王利国 -专利权人： 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2019-12-25 - 公布日： 2023-10-20 - 主分类号： G06F30/23 文献下载
摘要：本发明实施例公开了一种大曲率飞机壁板的处理方法，包括：根据大曲率壁板外形面建立有限元模型，有限元模型中包括大曲率壁板的多个板元；对整个大曲率壁板施加边界条件和气动载荷，进行静强度分析；根据静强度分析结果选取指定区域，并取出指定区域边界节点的强迫位移；对指定区域进行有限元二次建模，采用有限元二次建模生成的模型进行仿真并对仿真结果进行分析，得到模型分析结果。本发明实施例解决了现有技术对大曲率壁板的稳定性分析中，既不能确保分析区域是整块壁板的最危险区域，也不能保证分析结果的准确性和可靠性的问题。
一种曲率飞机壁板处理方法

[发明专利]一种金属材料破坏强度测试方法-CN201911368738.2有效
发明人：刘彦杰;杜鹏良;高小青 -专利权人： 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2019-12-26 - 公布日： 2023-10-20 - 主分类号： G01N3/08 文献下载
摘要：一种金属材料破坏强度测试方法，通过设计一系列典型元件级试验件用以反映复杂应力状态下材料的断裂行为，最终结合有限元数值方法对物理试验进行仿真，获得应力状态参数以及该应力状态下的断裂应变值。本测试方法在能够满足复杂应力状态下金属材料破坏强度试验需求的同时，具有试验件设计简单、试验实施容易、实用性强等特点。通过该测试方法所得试验数据可为金属材料在复杂应力状态下的断裂理论研究及结构极限承载能力预测奠定试验基础。
一种金属材料破坏强度测试方法

[发明专利]一种供电分区软件的自动化测试方法-CN202011598170.6有效
发明人：刘佳;李育 -专利权人： 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2020-12-29 - 公布日： 2023-10-20 - 主分类号： G06F11/36 文献下载
摘要：本发明公开一种供电分区软件的自动化测试方法，针对供电分区软件，具有大数据接口、逻辑复杂度较低、接口取值范围较小的特点，建立数据库，用来存储输入/输出的一一对应关系或一对多关系；按照底层需求(代码级需求)使用自动化测试工具，自动生成动态测试用例；根据供电分区软件的特点，以及与其交互的外部系统接口和同一硬件环境下的其它分区软件接口，构建供电分区软件测试环境，支持导入/导出大数据测试用例，实现一键自动化测试；建立软件测试自动化比对的通过准则，对软件测试结果不一致的测试用例进行故障信息提取，便于软件测试人员对问题的针对性分析和故障定位，提高供电分区软件的可靠性和系统软件质量。
一种供电分区软件自动化测试方法

[发明专利]一种飞机机翼垮肋大开口加筋壁板剪切试验设备及方法-CN202011599498.X有效
发明人：陈军;张磊;李鹏飞;李海林 -专利权人： 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2020-12-29 - 公布日： 2023-10-20 - 主分类号： G01N3/24 文献下载
摘要：本发明公开了一种飞机机翼垮肋大开口加筋壁板剪切试验设备及方法，所述设备包括带多个肋假件的垮肋大开口加筋壁板试验件，肋假件的端面设计为半圆形弧面；在每个肋假件的弧面端布置一平板支持夹具，使肋假件弧面与平板平面实现线接触，由此对壁板非开口区域提供面外简支条件，且此支持状态在试验件受载后能跟随试验件的变形提供面外简支条件，支持条件真实；试验件四边设计夹持段，夹持段通过加载夹板夹持，加载夹板通过耳片对接连接于试验机上，施加对角拉伸载荷来实现试验件的剪切受载状态。相比于传统方法，本发明不需要再设计盒段来安装试验件，并且对试验件的形式进行了简化，大大简化了试验规模、试验实施简单，减少试验周期、降低经费。
一种飞机机翼垮肋大开口壁板剪切试验设备方法

[发明专利]一种起落架分区软件的自动化测试方法-CN202011598930.3有效
发明人：刘佳;冯廷智 -专利权人： 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2020-12-29 - 公布日： 2023-10-20 - 主分类号： G06F11/36 文献下载
摘要：本发明公开一种起落架分区软件的自动化测试方法，针对于飞机机电控制管理系统的大数据接口，起落架分区软件信号多、重要度高、逻辑复杂功能重用性高的机载系统分区软件，通过建立复杂逻辑功能的测试用例示例数据库，考虑其复用性高的特点，将此模板映射于相关的信号功能项，大大缩短了软件测试用例设计的时间，同时考虑边界要求对其进行优化，形成最终的测试用例集，并根据起落架分区软件的特点，构建起落架分区软件测试环境，能够自动地导入/导出大数据测试用例，实现一键自动化测试；建立软件测试自动化比对的通过准则，对软件测试结果不一致的测试用例进行信息提取，便于软件测试人员对问题的针对性分析和故障定位。
一种起落架分区软件自动化测试方法

[发明专利]一种飞机机载制氧系统引气模拟试验台-CN202310895225.7在审
发明人：朱盈盈;王巍;李伟;朱永峰 -专利权人： 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2023-07-20 - 公布日： 2023-10-13 - 主分类号： G01M99/00 文献下载
摘要：本申请属于飞机机载制氧系统引气模拟试技术领域，具体涉及一种飞机机载制氧系统引气模拟试验台，其设以环控制冷组件、初级换热器、容积式压缩机、次级散热器、机载冷凝除水装置、环控制冷组件激励器、气源模拟控制中心，配合相应的管路、阀门、传感器，利用单一的高温空气源、低温空气源，节约、高效、便捷的产生需要流量、压力、温度、湿度的制氧气源引气，供给机载制氧系统，以此可在机载制氧系统设计之初即能够试验准确的确定制氧气源引气压力点及其相关引气参数范围。
一种飞机机载系统模拟试验台

[发明专利]一种软硬结合的主动式空中加油装置及方法-CN202310663508.9在审
发明人：胡志勇;张晨;赵晓倩;艾俊强;邱滋华 -专利权人： 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2023-06-06 - 公布日： 2023-10-13 - 主分类号： B64D39/00 文献下载
摘要：本申请属于飞机空中加油技术领域，特别涉及一种软硬结合的主动式空中加油装置及方法。该装置包括硬式回收杆(2)、可伸缩硬式固定杆(7)，通过可伸缩硬式固定杆(7)的伸缩，实现对硬式回收杆(2)的偏转角度控制，硬式回收杆(2)的末端设置有投射捕获器(10)，投射捕获器(10)设置有待发射的绳环，绳环上设置有感应层，受油机背部设置有对接头(12)，通过对接头(12)捕获绳环，实现加油机与受油机的软连接。本申请有效降低了空中加油机与受油机的对接难度，提高了对接效率。
一种软硬结合主动空中加油装置方法

[发明专利]一种飞机产品数据交换方法-CN202310910735.7在审
发明人：武震;王羽;赵攀;郑晶晶 -专利权人： 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2023-07-24 - 公布日： 2023-10-10 - 主分类号： G06F40/151 文献下载
摘要：本申请属于航空产品数据管理领域，特别涉及一种飞机产品数据交换方法。包括：步骤一、确定飞机产品数据通用结构；步骤二、建立飞机产品数据到通用结构的映射，实现飞机产品数据交换格式转换；步骤三、确定飞机产品数据交换中间数据结构；步骤四、将符合通用结构的飞机产品数据抽取为符合中间数据结构的形式。本申请的飞机产品数据交换方法，与飞机产品数据的原始结构无关，具备技术中立性，能够灵活适应多种应用场景需要；中间数据基于标准文件系统结构，简单易处理，且嵌入数据查看工具，无需依赖外部工具即可对中间数据结构进行查看。
一种飞机产品数据交换方法

[发明专利]一种结构件失稳分析方法-CN202310897134.7在审
发明人：李驰;赵阳;李鹏飞;杨殿国;余明 -专利权人： 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2023-07-20 - 公布日： 2023-10-10 - 主分类号： G06F30/23 文献下载
摘要：本申请属于结构件失稳分析技术领域，具体涉及一种结构件失稳分析方法，包括：构建结构件的有限元模型；基于结构件的有限元模型，计算得到结构件的失稳临界点；对结构件有限元模型的各个网格进行拆分；再次基于结构件的有限元模型，计算得到结构件的失稳临界点，直至计算得到结构件的失稳临界点趋于收敛。
一种结构件失稳分析方法

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