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公开(公告)号：CN119761470A
公开(公告)日：2025-04-04
申请号：CN202411802423.5
申请日：2024-12-09
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本申请属于飞机发动机排气道设计技术领域，具体涉及一种飞机发动机排气道热振载荷谱编制方法及其系统，其中，飞机发动机排气道热振载荷谱编制方法，包括：步骤一、确定飞机典型任务剖面及其占比；步骤二、确定各个飞机典型任务剖面下不同发动机典型状态的时长；步骤三、统计各个飞机典型任务剖面下不同发动机典型状态的总时长，构建发动机典型状态‑时间谱；步骤四、确定不同发动机典型状态下排气道的温度载荷、振动载荷，构建发动机典型状态‑热/振载荷谱；步骤五、综合发动机典型状态‑时间谱、发动机典型状态‑热/振载荷谱，得到关于排气道的热/振载荷‑时间谱，完成对飞机发动机排气道热振载荷谱的编制。
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公开(公告)号：CN111017191A
公开(公告)日：2020-04-17
申请号：CN201911318520.6
申请日：2019-12-19
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本发明属于飞行器设计领域，具体涉及一种翼梢小翼。该翼梢小翼包括固定翼面(2)和可折叠翼面(4)，固定翼面(2)与可折叠翼面(4)通过第一转动装置(3)连接。加装翼梢小翼后，飞机的诱导阻力减小，并产生附加升力，使飞机升阻比增加，能够提高飞机快速出航能力和长时间滞空巡逻能力。
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公开(公告)号：CN109572996A
公开(公告)日：2019-04-05
申请号：CN201811476916.9
申请日：2018-12-04
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: B64C3/28
Abstract: 本发明属于飞机尾翼抗鸟撞结构设计领域，具体而言，涉及到一种考虑温度变化的尾翼抗鸟撞附加蒙皮前缘结构。该结构包括复合材料蒙皮(1)、复合材料肋板(2)、附加金属蒙皮(3)、附加蒙皮翻边(4)、槽形连接孔(5)，所述附加金属蒙皮(3)位于复合材料蒙皮(1)和复合材料肋板(2)之间，所述复合材料蒙皮(1)、复合材料肋板(2)与附加金属蒙皮(3)通过高锁螺栓连接，连接位置应位于槽形连接孔(5)，所述槽形连接孔(5)位于附加金属蒙皮(3)上。
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公开(公告)号：CN108100249A
公开(公告)日：2018-06-01
申请号：CN201711230917.0
申请日：2017-11-29
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本发明公开了一种多功能飞机。所述多功能飞机包括机体、机翼、附加装置、发动机短舱、前翼、垂尾以及预警雷达；其中，所述机翼、垂尾设置在机体上；所述机翼为大展弦比梯形机翼；所述附加装置设置在机翼上；所述预警雷达安装在所述垂尾上；所述发动机短舱的数量为两个，两个所述发动机短舱均设置在机翼上；所述大展弦比梯形机翼翼展为17～25m；展弦比为6～10；尖弦长为1.0～1.5m；根弦长为3.6～4.1m；翼根安装角为2°～5°；翼尖安装角为0°～2°；机翼上反角为2°～6°；前缘后掠角为15°～25°；后缘前掠角为7°～12°。本申请的多功能飞机可以实现预警的功能，附加装置可以装载油箱或者导弹，从而实现战斗或加油目的，机体可实现运输的功能，从而实现了飞机的多用途性。
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公开(公告)号：CN108100233A
公开(公告)日：2018-06-01
申请号：CN201711158311.0
申请日：2017-11-20
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本发明涉及飞机结构设计领域，特别涉及一种襟副翼。包括襟副翼(2)、后退驱动机构、偏转驱动机构以及瓦特连杆(5)。本发明通过设计后退驱动机构和偏转驱动机构，并采用瓦特连杆(5)将后退驱动机构与偏转驱动机构连接，可以实现左/右同步后退并偏转之辅助增升功能以及在此基础上的左/右差动偏转之横滚操纵能力。本发明的襟副翼，同时兼顾较强的增升能力和横滚操纵效率，并且不增加飞行控制系统的复杂性，对于简化短距起降飞机和舰载固定翼飞机的操纵面配置有积极效果。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN108045554A
公开(公告)日：2018-05-18
申请号：CN201711230937.8
申请日：2017-11-29
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本发明公开了一种涡扇双垂尾预警机。所述涡扇双垂尾预警机包括折叠机翼、机身、短舱、雷达天线罩、支架以及双垂尾翼，折叠机翼以及双垂尾翼设置在所述机身上；折叠机翼为大展弦比梯形机翼；折叠机翼包括连接于机身的固定部分以及所述固定部分一侧的第一折叠机翼、固定部分另一侧的第二折叠机翼；第一折叠机翼能够向固定部分折叠或打开；第二折叠机翼能够向固定部分折叠或打开；双垂尾翼包括水平尾翼以及设置在水平尾翼一端的第一垂直尾翼、设置在水平尾翼另一端的第二垂直尾翼；雷达天线罩通过支架设置在折叠机翼的固定部分和/或机身上；短舱设置在折叠机翼上。本申请的涡扇双垂尾预警机能够有效降低预警机天线罩的体积和重量。
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公开(公告)号：CN107512384A
公开(公告)日：2017-12-26
申请号：CN201710645297.0
申请日：2017-08-01
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本发明涉及飞机升降舵结构设计，特别涉及一种升降舵。升降舵包括：平尾安定面；升降舵前段，通过升降舵前段转轴铰接在平尾安定面尾端；升降舵后段，通过升降舵后段转轴铰接在平尾安定面的一端；升降舵作动器，一端通过第一铰接点铰接在平尾安定面上，另一端通过第二铰接点铰接升降舵前段上；连杆，一端通过第三铰接点铰接在升降舵前段上，另一端通过第四铰接点铰接在升降舵后段上。本发明的升降舵，能够显著提高升降舵的俯仰操纵效能，以升降舵偏转来实现飞机的纵向配平与操纵，避免因设置平尾安装角调整机构而带来的结构布置、重量、疲劳载荷和可靠性等一系列问题。
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公开(公告)号：CN119783249A
公开(公告)日：2025-04-08
申请号：CN202411873334.X
申请日：2024-12-18
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F17/10 , B64D39/00 , G06F113/14 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本申请属于结构动力学技术领域，特别涉及一种飞机软式加油系统卷盘回绕力矩计算方法及系统，包括：根据计算所需的基本参数确定锥套气动力公式，而后根据锥套气动力公式、锥套重力和方向确定加油软管受到的气动压差力；根据加油软管的重力方向、气动压差力方向确定加油软管迎角公式；获取受油机与加油机对接后的卷盘回绕加油软管时气动摩擦力的方向，用于计算气动摩擦力；获取平衡状态下加油软管的角度，而后根据加油软管迎角和加油软管的气动摩擦力计算卷盘的回绕力矩。可根据已知数据快速计算得出飞机软式加油系统卷盘回绕力矩，大幅度降低了回绕力矩的计算成本和周期，为飞机软式加油系统的设计提供了简单、通用的计算方法。
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公开(公告)号：CN119503151A
公开(公告)日：2025-02-25
申请号：CN202411522351.9
申请日：2024-10-29
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: B64F5/60 , G06F30/20 , G06F30/15 , B64F5/00 , G01M13/00 , G06F119/14 , G06F111/04
Abstract: 本申请属于飞机结构动强度设计领域，特别涉及一种动载荷静态等效系数确定方法及结构参数设计方法，包括：步骤S1：根据水上迫降动载荷测量试验，获取飞机机身底部水压载荷与时间历程的关系曲线，根据关系曲线确定水压载荷的峰值Ps；步骤S2：进行机身底部弹性模型水上迫降试验，确定弹性结构的临界破坏参数；步骤S3：以弹性结构的临界破坏参数进行静态力学性能试验，获取弹性结构所能承受的最大静压Pd；步骤S4：计算水上迫降动载荷静态等效系数本发明通过缩比模型试验，得到水上迫降水压动载荷的静态等效系数。本申请目的是解决飞机水上迫降性能设计缺少设计载荷的问题。
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公开(公告)号：CN117719682A
公开(公告)日：2024-03-19
申请号：CN202311838735.7
申请日：2023-12-28
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本申请属于飞机空中加油设计技术领域，具体涉及一种飞机空中加油软管甩鞭预防装置，包括加油软管、伸缩管、加油接头、稳定伞、挡环、弹簧、伸缩筒，其中：伸缩管能够伸缩，进口端连接加油软管出口端；加油接头连接在伸缩管出口端；稳定伞呈锥形；稳定伞尖端开口，连接在加油接头上；挡环套接在伸缩管上；弹簧套设在伸缩管外周；弹簧一端连接在加油接头上；弹簧另一端连接在挡环上；伸缩筒能够伸缩，套设在弹簧外周；伸缩筒一端连接在加油接头上；伸缩筒另一端套接在挡环外周，且该端逐渐收缩，呈锥形，套接到加油软管上。
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