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公开(公告)号：CN105643951A
公开(公告)日：2016-06-08
申请号：CN201510632613.1
申请日：2015-09-29
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: B29C70/34
CPC classification number: B29C70/34
Abstract: 本发明涉及复合材料成型方法，涉及一种大厚度复合材料结构预成型方法。一种大厚度复合材料结构预成型方法，其特征在于该方法将待预成型的结构分为若干子铺层，对各子铺层分别进行预成型，最后将各子铺层组装在一起；子铺层按这种方式铺贴：上一级子铺层铺贴完成后，将所有铺贴完成的子铺层形成的组合体作为下一级铺层的铺贴模具，在该组合体上进行铺贴。该技术方案将原本属于大厚度的预成型结构，分成多个子铺层，分别进行铺贴，各个子铺成分别进行预成型，减小了预成型工艺过程中大厚度复合材料结构预浸料铺层的热历程，有效控制纤维屈曲及纤维褶皱，保证预成型工艺切实可行，并确保大厚度复合材料结构预成型质量。
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公开(公告)号：CN120057249A
公开(公告)日：2025-05-30
申请号：CN202510235853.1
申请日：2025-02-28
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: 本发明公开了一种飞机背撑短舱唇口开闭结构及飞机，包括：两个可开闭设置的唇口蒙皮、支撑框、支撑隔板、唇口开闭连杆机构和锁紧机构；唇口蒙皮包括第一唇口蒙皮和第二唇口蒙皮；支撑框固定设置在第一唇口蒙皮的内侧；支撑隔板位于第一唇口蒙皮和第二唇口蒙皮之间，且固定在机翼的上表面；唇口开闭连杆机构分别与支撑框铰接、支撑隔板和第二唇口蒙皮铰接；唇口开闭连杆机构包括弹性部件，弹性部件位于第一唇口蒙皮和第二唇口蒙皮之间；锁紧机构与第一唇口蒙皮和第二唇口蒙皮联动配合。本发明唇口开闭连杆机构的弹性部件和连杆的配合实现了唇口的平移开启和闭合，为背撑式短舱提供了更加顺畅的开闭方式；平移开闭可进一步扩大在机翼翼面维护的空间，在维护短舱、唇口时可以提升维护效率，节省维护时间。
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公开(公告)号：CN118927674A
公开(公告)日：2024-11-12
申请号：CN202411073145.4
申请日：2024-08-06
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: 本发明属于通用飞机复合材料典型结构设计领域，涉及具有波纹夹层的飞机舵面壁板结构及其成型系统、方法。将热塑性复合材料的预浸带输送至所述第一加热齿轮辊和所述第二加热齿轮辊之间，通过两个加热齿轮辊啮合挤压形成波纹夹层；波纹夹层从第一加热齿轮辊和第一加热圆形辊之间输出，将下蒙皮输送入第一加热齿轮辊和第一加热圆形辊之间，通过第一加热齿轮辊和第一加热圆形辊的挤压，使波纹夹层和下蒙皮一体成型；一体成型后的波纹夹层和下蒙皮被依次传送到第一传送圆形辊、上蒙皮成型单元的上部；通过第二加热圆形辊和第二传动圆形辊的挤压使波纹夹层的上部和上蒙皮一体成型。本发明提供的成型方法可以实现快速低成本制造、提高制备效率。
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公开(公告)号：CN112757717A
公开(公告)日：2021-05-07
申请号：CN202110038866.1
申请日：2021-01-12
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: B32B15/00 , B32B9/00 , B32B9/04 , B32B17/02 , B32B17/12 , B32B7/12 , B32B3/08 , B32B37/12 , B32B37/10 , B32B38/00 , B64D15/12 , H05B3/02 , H05B3/14 , H05B3/20
Abstract: 本发明涉及一种定向电加热导热装置和制备方法,用于对飞机的机翼或缝翼进行除冰,所述装置自外向内依次包括保护层、导热层、第一绝缘层、加热层、第二绝缘层、隔热层、第三绝缘层和基体层；所述定向电加热导热装置还包括用于连接外部电源的导线；所述导线与加热层接触，并由所述加热层引出穿过所述第二绝缘层和所述隔热层后，伸出所述装置之外并预留一定的长度。采用本发明装置可实现低能耗电加热除冰，且对基体具有高温保护作用，最终可提高飞机的能效。
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公开(公告)号：CN112722286A
公开(公告)日：2021-04-30
申请号：CN202110038863.8
申请日：2021-01-12
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: B64D15/12
Abstract: 本发明涉及一种电加热疏水防冰装置及制备方法,用于对飞机的机翼进行除冰,所述电加热疏水防冰装置根据机翼的来流方向依次包括干区、混和区和后流区。采用本发明装置可实现在干区通过完全光滑的表面防止冰层钉扎，快速加热防除冰；在混和区通过表面疏水处理，从根源上降低结冰概率，延迟加热层打开的时间，节省能耗；在后流区对保护层进行超疏水表面处理有效防止保护层表面的流水结冰。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105643952B
公开(公告)日：2018-08-28
申请号：CN201510632615.0
申请日：2015-09-29
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: 本发明属于复合材料的成型技术领域，涉及一种成型复合材料封闭截面结构的芯模。所述的芯模包括芯轴(1)、随形层(2)、传压膜(3)和端头(4)，随形层(2)为高渗透性可压缩的柔性材料制成，传压膜(3)为非透气性材料，端头(4)内开有导气通道(41)，端头(4)固定在芯轴(1)上，随形层(2)覆盖在芯轴(1)的外表面上，传压膜(3)包裹整个芯轴(1)和随形层(2)，密封在端头(4)的外表面，端头(4)导气通道的外端口安装有通断阀门(43)。该芯模结构能够保证外加压力均匀等值传递到封闭截面复合材料结构预浸料铺层表面，确保芯模安装及拆卸简单方便，同时达到芯模气密性可检的目的。
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公开(公告)号：CN105643952A
公开(公告)日：2016-06-08
申请号：CN201510632615.0
申请日：2015-09-29
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
CPC classification number: B29C70/342 , B29C33/00 , B29L2031/3082
Abstract: 本发明属于复合材料的成型技术领域，涉及一种成型复合材料封闭截面结构的芯模。所述的芯模包括芯轴(1)、随形层(2)、传压膜(3)和端头(4)，随形层(2)为高渗透性可压缩的柔性材料制成，传压膜(3)为非透气性材料，端头(4)内开有导气通道(41)，端头(4)固定在芯轴(1)上，随形层(2)覆盖在芯轴(1)的外表面上，传压膜(3)包裹整个芯轴(1)和随形层(2)，密封在端头(4)的外表面，端头(4)导气通道的外端口安装有通断阀门(43)。该芯模结构能够保证外加压力均匀等值传递到封闭截面复合材料结构预浸料铺层表面，确保芯模安装及拆卸简单方便，同时达到芯模气密性可检的目的。
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公开(公告)号：CN118650888A
公开(公告)日：2024-09-17
申请号：CN202410911044.3
申请日：2024-07-09
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: B29C65/08
Abstract: 本说明书实施例公开了一种热塑复材超声焊接方法，所述方法包括：获取短切碳纤维材料，对所述短切碳纤维材料进行磁化处理，得到包覆磁性纳米颗粒的磁化短切碳纤维材料；将热塑性树脂薄膜加热至熔融，通过熔融的热塑性树脂薄膜粘贴所述包覆磁性纳米颗粒的磁化短切碳纤维材料，得到磁化短切纤维热塑性树脂薄膜；将所述磁化短切纤维热塑性树脂薄膜作为被焊接对象之间的连接层，在单向磁场作用下对所述被焊接对象进行超声焊接。
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公开(公告)号：CN112722286B
公开(公告)日：2022-09-13
申请号：CN202110038863.8
申请日：2021-01-12
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: B64D15/12
Abstract: 本发明涉及一种电加热疏水防冰装置及制备方法,用于对飞机的机翼进行除冰,所述电加热疏水防冰装置根据机翼的来流方向依次包括干区、混和区和后流区。采用本发明装置可实现在干区通过完全光滑的表面防止冰层钉扎，快速加热防除冰；在混和区通过表面疏水处理，从根源上降低结冰概率，延迟加热层打开的时间，节省能耗；在后流区对保护层进行超疏水表面处理有效防止保护层表面的流水结冰。
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公开(公告)号：CN116721146A
公开(公告)日：2023-09-08
申请号：CN202310523985.5
申请日：2023-05-10
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: 本发明涉及基于点云数据的机体凹坑检测设备及检测方法，包括：点云采集模块用于获取机体表面点云数据；点云处理模块用于对机体表面点云数据进行点云处理；点云重构模块用于进行点云重构，得到机体表面三维CAD模型；目标检测模块用于进行机体表面凹坑数据提取，得到凹坑信息；凹坑判别模块用于基于凹坑信息进行凹坑维修性的确定，生成机体表面凹坑检测结果及机体维修位置信息；结果输出模块用于对信息进行输出显示；远程控制模块与点云采集模块通过无线通信方式进行信息交互。本发明，可用于飞机机体表面冲击后凹坑损伤检测与记录，可以减轻飞机维护人员目视检查工作量，并能有效的提升检测精准性。
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