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公开(公告)号：CN106921928A
公开(公告)日：2017-07-04
申请号：CN201710219457.5
申请日：2017-04-06
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
IPC: H04R29/00
CPC classification number: H04R29/004
Abstract: 本发明公开了测量麦克风特性的装置，包括：信号产生模块，根据特定频率的电信号产生相应的声音信号；传声管将声音信号以该特定频率的平面波的形式从源头所在端传播至传声管的另一端；标准麦克风和待测麦克风分别插设于传声管的管壁上，采集传声管内的声音信号，将声音信号转换为电信号并发送；数据采集处理模块，根据标准麦克风测得的相位和待测麦克风所测相位，求得待测麦克风与标准麦克风的相位差，基于标准麦克风发送的电信号得到标准麦克风的幅值，基于该幅值和待测麦克风测得的电信号得到待测麦克风的灵敏度。本发明实现了同时对多支麦克风进行测量和校准以及同时对麦克风的相位和灵敏度进行测量和校准，节约成本，提高了测量和校准的效率。
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公开(公告)号：CN119299920A
公开(公告)日：2025-01-10
申请号：CN202410438874.9
申请日：2024-04-12
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: H04R3/00
Abstract: 本发明公开了一种自相似的多孔径嵌套麦克风阵列设计方法与系统，所述方法包括如下步骤：S1，确认所有阵列中麦克风孔径分布，满足在不用改变阵型条件下大阵列中的孔径可以在子阵列中复用，获得子阵列径向孔径分布；S2，根据S1中获得的子阵列径向孔径分布和子阵列周向分布规则，获得各阵列阵型排列及嵌套后总阵型排列；S3，根据指定目标分辨率约束要求和S2中获得的各阵列阵型排列及嵌套后总阵型排列，实现子阵列权重函数优化及最大增益函数优化；S4：根据S3中优化后的子阵列权重函数和最大增益函数，结合指定的增益函数阈值，得到各子阵列适用频率范围和各频率子阵列优化权重函数系数。
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公开(公告)号：CN115783236B
公开(公告)日：2024-08-20
申请号：CN202210744451.0
申请日：2022-06-28
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: 本发明涉及一种机翼用低噪声增升装置和飞机，包括固定翼、前缘缝翼和可伸缩模块，固定翼与前缘缝翼连接，使得前缘缝翼相对于所述固定翼可回收与展开；可伸缩模块设置在所述前缘缝翼的尾缘处，与所述前缘缝翼活动连接。本发明在飞机起飞或者降落状态时，飞机前缘缝翼尾缘处的可伸缩模块向后伸出，增加了前缘缝翼的弦长，并减小了前缘缝翼与固定翼之间的缝宽，从而达到增大升力，减小阻力，降低缝翼噪声的目的；而在飞机巡航状态时，飞机前缘缝翼尾缘处的可伸缩模块回收到初始状态，和前缘缝翼主体以及固定翼前缘配合形成干净机翼，从而不会对高速翼型形成干扰，也不会减小机翼中的油箱体积，从而有效降低了飞机进场和起飞的噪声。
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公开(公告)号：CN117465035A
公开(公告)日：2024-01-30
申请号：CN202311538914.9
申请日：2023-11-17
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: 本发明公开了一种复合材料U形加筋壁板长桁成型组合装置及方法，属于航空制造技术领域，包括：长桁铺贴模成型工装，位于工装台面上并与所述工装台面固定连接，用于成型长桁铺贴工装；翻转工装，位于所述长桁铺贴工装侧面和下部，并与所述长桁铺贴工装定位连接；加压工装，位于所述长桁铺贴工装侧面，并垂直于所述长桁铺贴工装设置，用于与所述翻转工装配合对所述长桁铺贴工装加压。本发明技术方案所提出的工装及成型方法可以适用于复合材料U形加筋壁板结构，较传统工装可改善工装定位精度，控制壁板成型质量。
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公开(公告)号：CN110441023B
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN201910697031.X
申请日：2019-07-30
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: 本发明属于测量耙制造领域，具体涉及一种用于风洞试验的微型测量耙及其3D打印方法。所述测量耙包括：测量耙头部、测量耙主体、测量耙底座、热电偶走线槽和多根内部通气管；所述测量耙头部、测量耙主体和测量耙底座依次连接；多根所述内部通气管设置在所述测量耙头部内部并延伸至所述测量耙主体内部；所述热电偶走线槽从所述测量耙头部延伸至所述测量耙主体上。通过3D打印技术，可以提高测量耙的机械设计自由度，有效控制测量耙尺寸，缩短测量耙的制造时间；在同一测量耙上集成热电偶和测压管，可实现流场参数的集成化采集，减少测量耙数量，降低测量耙对流场干扰，在确保获取足够的流场信息前提下降低流道堵塞度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110441023A
公开(公告)日：2019-11-12
申请号：CN201910697031.X
申请日：2019-07-30
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: 本发明属于测量耙制造领域，具体涉及一种用于风洞试验的微型测量耙及其3D打印方法。所述测量耙包括：测量耙头部、测量耙主体、测量耙底座、热电偶走线槽和多根内部通气管；所述测量耙头部、测量耙主体和测量耙底座依次连接；多根所述内部通气管设置在所述测量耙头部内部并延伸至所述测量耙主体内部；所述热电偶走线槽从所述测量耙头部延伸至所述测量耙主体上。通过3D打印技术，可以提高测量耙的机械设计自由度，有效控制测量耙尺寸，缩短测量耙的制造时间；在同一测量耙上集成热电偶和测压管，可实现流场参数的集成化采集，减少测量耙数量，降低测量耙对流场干扰，在确保获取足够的流场信息前提下降低流道堵塞度。
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公开(公告)号：CN118839483A
公开(公告)日：2024-10-25
申请号：CN202410820881.5
申请日：2024-06-24
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: 本发明涉及飞机发动机噪声管道噪声高阶模态测试技术领域，提供了一种高阶噪声模态分解方法，所述方法包括：S1、在现有M个均匀传感器阵列分布基础上，虚拟增加传感器，形成N个均匀分布传感器阵列，N＞M；S2、列出N个均匀分布传感器阵列的模态传播方程；S3、在N个传感器阵列基础上，随机选择K个传感器，K＜M；所述K个传感器均在现有的M个均匀传感器阵列中随机选取；S4、基于K个传感器所采集的噪声信号，及S2得到的模态传播方程，采用L1/2稀疏正则化方法进行模态分解。本发明用于航空发动机风扇噪声和涡轮噪声高阶周向模态的准确测量，突破采样定理的限制，为航空发动机风扇前传噪声、后传噪声和涡轮噪声控制提供了支撑。
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公开(公告)号：CN118484876A
公开(公告)日：2024-08-13
申请号：CN202410575307.8
申请日：2024-05-10
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
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本申请提供了一种带通流短舱飞机构型内外流阻力分解方法、装置、设备及存储介质，涉及飞机气动技术领域，用于带通流短舱飞机构型内外流阻力分解。方法主要包括：从带通流短舱飞机构型的CFD计算结果中获取物面阻力、控制体边界作用力、通流短舱进气流量；根据所述通流短舱进气流量，计算通流短舱进气引起的冲压阻力；根据所述物面阻力、所述控制体边界作用力，以及所述冲压阻力计算通流短舱内流阻力和飞机外流阻力。
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公开(公告)号：CN116923685A
公开(公告)日：2023-10-24
申请号：CN202310250735.9
申请日：2023-03-15
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: 本申请涉及飞行器降噪技术领域，尤其涉及一种襟翼及飞行器。本申请的实施例提供的襟翼，在襟翼的侧缘设置有第一通气孔，第一通气孔具有第一进气口和第一出气口，第一进气口设置于襟翼下表面，第一出气口设置于襟翼的侧表面，在飞行器运行过程中，由第一进气口进入的气体通过设置于襟翼的侧缘的侧表面上的第一出气口排出，由第一出气口排出的气体可有效地耗散襟翼侧缘涡系结构的强度，同时将襟翼侧缘涡系结构的涡核推向远离壁面的位置，进而降低涡系结构与壁面之间的相互作用，降低襟翼侧缘表面上的动态压力载荷，最终达到降低襟翼侧缘噪声的目的。本申请的实施例提供的飞行器，由于包括上述的襟翼，因此也具有上述的技术效果。
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公开(公告)号：CN115783236A
公开(公告)日：2023-03-14
申请号：CN202210744451.0
申请日：2022-06-28
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: 本发明涉及一种机翼用低噪声增升装置和飞机，包括固定翼、前缘缝翼和可伸缩模块，固定翼与前缘缝翼连接，使得前缘缝翼相对于所述固定翼可回收与展开；可伸缩模块设置在所述前缘缝翼的尾缘处，与所述前缘缝翼活动连接。本发明在飞机起飞或者降落状态时，飞机前缘缝翼尾缘处的可伸缩模块向后伸出，增加了前缘缝翼的弦长，并减小了前缘缝翼与固定翼之间的缝宽，从而达到增大升力，减小阻力，降低缝翼噪声的目的；而在飞机巡航状态时，飞机前缘缝翼尾缘处的可伸缩模块回收到初始状态，和前缘缝翼主体以及固定翼前缘配合形成干净机翼，从而不会对高速翼型形成干扰，也不会减小机翼中的油箱体积，从而有效降低了飞机进场和起飞的噪声。
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