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公开(公告)号：CN217074771U
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN202123273129.4
申请日：2021-12-23
Applicant: 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 , 中国商用飞机有限责任公司
IPC: B64C3/56
Abstract: 本实用新型涉及一种拉杆式飞机翼梢及飞机，所述翼梢包括固定端、折叠端、链接部件和动力转换部件；所述链接部件链接所述固定端和所述折叠端；在所述固定端上设置有固定端支架，在所述折叠端上设置有折叠端支架，所述动力转换部件连接所述固定端支架和所述折叠端支架；所述固定端支架、折叠端支架和所述动力转换部件设置有若干个，其中，折叠端绕所述链接部件在0°～90°范围内转动，实现翼梢折叠，使飞机满足机场跑道、滑行道及停放地对飞机宽度的要求。
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公开(公告)号：CN216003050U
公开(公告)日：2022-03-11
申请号：CN202121690594.5
申请日：2021-07-23
Applicant: 中国商用飞机有限责任公司 , 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心
Abstract: 本实用新型提供了一种止动器及折叠翼梢止动结构，涉及飞机结构设计技术领域，能够在折叠翼梢打开至相应位置时实现冲击载荷缓冲及二次止动，还能够根据止动情况给出电信号指导锁定动作的进行；该止动器包括本体结构和止动口盖，所述本体结构包括弹力部和非弹力部；所述止动口盖包括接触层和止动层；止动时，所述接触层与所述弹力部挤压连接，所述止动层在所述弹力部被挤压后与所述非弹力部止动连接；所述弹力部设有压电层，并通过信号线与外部控制系统连接；非弹力部是一端开口的内空结构壳体，弹力部设在壳体内。本实用新型提供的技术方案适用于折叠翼梢止动的过程中。
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公开(公告)号：CN220356828U
公开(公告)日：2024-01-16
申请号：CN202321182428.3
申请日：2023-05-16
Applicant: 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 , 中国商用飞机有限责任公司
Abstract: 本实用新型公开了一种测量金属薄板疲劳裂纹扩展速率的装置，属于金属材料疲劳与损伤容限试验测试领域，该装置包括：金属薄板疲劳裂纹扩展试验件，所述金属薄板疲劳裂纹扩展试验件的一端为夹持端，另一端为加载端，且所述试验件的表面上设有预制裂纹；第一COD规夹持刀口和第二COD规夹持刀口，固设在所述试验件的表面上，位于所述预制裂纹两侧，所述第一COD规夹持刀口和第二COD规夹持刀口上均设置有一刀口突出部；COD规，包括第一夹头和第二夹头，所述第一夹头和第二夹头上均设置有一夹头卡槽，所述刀口突出部卡接在所述夹头卡槽中。本实用新型提出了一种测量薄壁金属壁板疲劳裂纹扩展速率的装置和方法，解决了螺栓连接安装COD规导致的测量精度差问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN221852175U
公开(公告)日：2024-10-18
申请号：CN202420129438.9
申请日：2024-01-18
Applicant: 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 , 中国商用飞机有限责任公司
IPC: B64C3/56
Abstract: 本实用新型属于翼梢折叠领域，具体涉及一种电动作动器和翼梢折叠系统,整体通过主动齿轮、从动齿轮和齿条的配合以及滑轮凹槽的配合，共同实现简单高效的作动器线性驱动。本实用新型还提出一种翼梢折叠系统，将折叠旋转轴设在翼梢折叠系统上表面的位置，使作动器产生的推力相对于折叠旋转轴线具有尽可能长的力臂，使得对于同样的折叠载荷需求，活动系统自身可支持更小型的电机及变速器的使用。本实用新型主要思想以电动驱动为基础，结合了液压线型驱动方式简单高效的优点，与此同时尽可能降低结构在折叠区域的应力集中使结构传力更为有效，除此之外实现结构和系统更易检查维护。
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公开(公告)号：CN216361725U
公开(公告)日：2022-04-22
申请号：CN202121947089.4
申请日：2021-08-19
Applicant: 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 , 中国商用飞机有限责任公司
IPC: G01N3/08
Abstract: 本实用新型提供了一种壁板压缩稳定性试验装置，所述壁板压缩稳定性试验装置包括：上压板组件、侧支撑板组件、下压板组件、角盒组件、调节杆组件和肋夹持组件，所述上压板组件设置在试验件上方，所述侧支撑板设置在试验件两侧，所述下压板设置在试验件下方，所述角盒组件设置在试验件两端各长桁之间，所述角盒组件通过螺栓与试验件蒙皮连接，所述调节杆组件设置在所述侧支撑板组件之间，所述肋夹持组件配套布置于所述调节杆组件上，各组件之间通过机械连接形成装配关系，本实用新型用于壁板压缩稳定性承载能力测试及稳定性分析方法的验证，且可保证试验件压缩载荷的均匀传递，防止加载偏心而引起的附加弯矩。
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公开(公告)号：CN219790511U
公开(公告)日：2023-10-03
申请号：CN202321165472.3
申请日：2023-05-15
Applicant: 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 , 中国商用飞机有限责任公司
Abstract: 本实用新型涉及一种连杆式折叠翼梢及飞机，属于飞机机体设计技术领域，通过简单高效、独特的折叠机构、锁定机构以及防护机构，克服了现有技术中存在的多个不足；该折叠翼梢包括翼梢固定段、翼梢活动段、翼梢折叠机构、锁定机构和防护机构；所述翼梢固定段和所述翼梢活动段通过所述翼梢折叠机构连接，在所述翼梢折叠机构的作用下实现所述翼梢活动段相对于所述翼梢固定段的转动；所述锁定机构与所述翼梢折叠机构连接，用于在所述翼梢折叠机构完成动作后对其状态进行锁定；所述防护机构与所述翼梢活动段连接，用于实现防护功能。
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公开(公告)号：CN219790510U
公开(公告)日：2023-10-03
申请号：CN202320919664.2
申请日：2023-04-21
Applicant: 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 , 中国商用飞机有限责任公司
Abstract: 本实用新型公开了一种飞机翼梢对向拉压作动折叠机构，属于飞机机体结构设计技术领域，包括：翼梢固定端，固设有多组固定端转轴支座和作动支座，每个固定端转轴支座上均设置有旋转驱动接头；作动器，所述作动器连接在旋转驱动接头和作动支座之间；翼梢折叠端，与翼梢固定端彼此穿插接合，其上固设有一组折叠端转轴支座；折叠转轴，穿设于固定端转轴支座、旋转驱动接头以及折叠端转轴支座之间；多组固定闩锁，分别设置于所述翼梢固定端和翼梢折叠端上，并彼此配合。本实用新型技术方案更便于翼梢折叠设计、翼梢锁定设计、以及停飞状态下作动系统防护设计等。
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公开(公告)号：CN218317254U
公开(公告)日：2023-01-17
申请号：CN202221925675.3
申请日：2022-07-25
Applicant: 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 , 中国商用飞机有限责任公司
IPC: B64C1/06
Abstract: 本实用新型公开了一种机头气密框加筋腹板整体结构。所述的整体结构包括上半框(1)、下半框(2)和横向加强筋(3)，上半框(1)厚度高于下半框(2)，横向加强筋(3)与下半框腹板通过搅拌摩擦焊角接焊连接。本实用新型可减少紧固件，优化传力形式，减缓疲劳载荷下裂纹的萌生，从而提高结构效率，同时降低制造、装配工艺难度。
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