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公开(公告)号：CN112678145B
公开(公告)日：2024-04-26
申请号：CN202110040897.0
申请日：2021-01-12
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上海飞机设计研究院
IPC: B64C1/14
Abstract: 本发明涉及一种喷嘴装置，该喷嘴装置包括缸体，缸体具有侧开口、固定到缸体的第一止挡部和第二止挡部，其中，第一止挡部能部分地阻挡侧开口；活塞，活塞能够在缩回状态中部分地闭合侧开口；活塞杆；附连到活塞杆的喷嘴，其中，活塞杆的长度设置成使得喷嘴在活塞的缩回状态中能够从缸体的第二端伸出。该装置能够根据飞行器的飞行状态和速度来调节清洗液的喷洒距离和速度，消除了现有技术中存在的清洗液喷洒速度和面积受气流影响的问题；避免了雨刷在风挡表面上干刷而导致的风挡视野模糊以及相应的雨刷损坏等问题。本发明还涉及一种包括该喷嘴装置的风挡清洗系统及该风挡清洗系统的控制方法。
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公开(公告)号：CN113602503B
公开(公告)日：2022-10-28
申请号：CN202111018652.4
申请日：2021-08-31
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上海飞机设计研究院
Abstract: 本发明涉及一种用于飞行器除冰的笛形管，该笛形管包括：笛形管本体，笛形管本体具有中空的内部腔体、第一端、第二端以及设置在笛形管本体的周向表面上的多个孔，其中，第一端闭合，而第二端流体连通到热流体源；多个喷管，多个喷管中的每个喷管分别附连到笛形管本体上的多个孔并与中空的内部腔体流体连通。通过该笛形管能增加装置换热效率。在同等防冰功率需求下，本发明较传统笛形管可采用更低的引气温度，对缝翼及前缘材料的热保护会更好，也提供了使用耐热温度更低的复合材料的可能。
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公开(公告)号：CN110606209B
公开(公告)日：2022-08-16
申请号：CN201910854751.2
申请日：2019-09-10
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上海飞机设计研究院
Abstract: 本发明涉及一种结冰探测器，其具有多个探测单元、保护单元和处理器。其中，多个探测单元，多个所述探测单元至少部分地包绕所述前缘缝翼的前缘表面并排布置，且各个探测单元均能检测所在位置的结冰厚度。飞机在任何迎角条件下均能检测到过冷大水滴。此外，根据本发明，探测单元被布置在前缘缝翼上，因此能检测对飞行造成最直接影响的位置处的结冰情况。
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公开(公告)号：CN111016319B
公开(公告)日：2022-02-22
申请号：CN201911094103.8
申请日：2019-11-11
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上海飞机设计研究院
Abstract: 本发明涉及一种复合材料以及制造其的方法。复合材料包括：基体层和至少两个电加热层。各个电加热层被构造为能够导电生热，其中，至少两个电加热层由具有不同熔点的金属材料制成，并且各个电加热层在基体层的上侧自基体层起以熔点递增的顺序层叠排布。根据本发明，复合材料的与基体层接触的电加热层的熔点较低，容易与基体层接合并在喷涂该电加热层时不容易损坏电加热层；而高熔点的电加热层不与基体层接触，因而高熔点电加热层不与基体层直接接触，既不会损坏基体层又能够起到较好的生热效果。
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公开(公告)号：CN107560822B
公开(公告)日：2020-05-05
申请号：CN201711043646.8
申请日：2017-10-31
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上海飞机设计研究院
Abstract: 本发明是一种发动机进气道前缘防冰系统冰风洞试验设备和方法，试验设备包括：存储单元，存储有发动机进气道前缘防冰的热气分布曲线；加热单元，用于对发动机进气道前缘进行加热；检测单元，用于在加热过程中检测发动机进气道前缘的温度；以及控制单元，用于控制安装在所述发动机进气道前缘的加热单元，使得发动机进气道前缘的温度分布曲线与热气分布曲线相符。本发明还提供该试验设备进行发动机进气道前缘冰洞试验的方法。根据本发明的发动机进气道前缘冰洞试验设备和试验方法能够更精确地在现有冰风洞中对前缘防冰系统的防冰效果进行试验。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110769529A
公开(公告)日：2020-02-07
申请号：CN201911099900.5
申请日：2019-11-12
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上海飞机设计研究院
IPC: H05B3/20
Abstract: 本发明提供一种电加热膜的成型方法，该成型方法包括如下相继的各步骤：A)在绝缘基体上进行喷砂；B)在经喷砂的所述绝缘基体上施加第一成型遮蔽胶带，以在所述绝缘基体上形成具有第一预定形状的第一镂空区域；C)对所述第一镂空区域内的所述绝缘基体再次喷砂，以使其达到预定的表面粗糙度；D)在所述第一镂空区域内喷涂第一电加热膜，以获得具有所述第一预定形状的第一电加热膜；E)从所述绝缘基体上去除所述第一成型遮蔽胶带。借助上述成型方法，可以提高绝缘基体的表面粗糙度，从而提高成型遮蔽胶带以及由此电加热膜与绝缘基体的粘结强度。此外，本发明还提供一种电加热膜结构，由此可以使得电加热膜的复杂成型变得可能。
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公开(公告)号：CN110589026A
公开(公告)日：2019-12-20
申请号：CN201910958300.3
申请日：2019-10-10
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上海飞机设计研究院
Abstract: 本发明涉及一种闭环式飞行器电防冰系统地面试验装置(100)。该地面试验装置(100)包括电源(101)、控制器(102)和对飞行器的机翼前缘(115)进行冷却的冷却回路。冷却回路包括：设置在冷却回路入口处的控制阀门(111)、入口流量传感器(112)和入口温度传感器(113)；以及设置在冷却回路出口处的出口温度传感器(114)。控制器(102)根据入口流量传感器(112)、入口温度传感器(113)和出口温度传感器(114)检测到的数据调整冷却回路的冷却功率。该地面试验装置能够以更低的成本实时地改变或调节模拟环境的温度值。
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公开(公告)号：CN106626440A
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201710046405.2
申请日：2017-01-20
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上海飞机设计研究院
CPC classification number: B29C70/446 , B29C70/882 , B29L2031/779
Abstract: 本发明提供一种用于飞机前缘的多层复合电加热单元的加工成型方法，包括以下步骤：‑制备第一绝缘层；‑在所述第一绝缘层的一侧上形成电加热元件；‑对所述电加热元件进行性能检测，如果满足设计要求，则进行下一步骤，如果不满足设计要求，则弃用；‑在所述电加热元件的与所述第一绝缘层相反的表面上形成第二绝缘层，从而由所述第一绝缘层、所述电加热元件和所述第二绝缘层共同形成电加热结构；‑在所述电加热结构的两侧分别形成基体结构和金属防护层；‑将所述电加热结构与两侧的基体结构和金属防护层共同进行热固化成型。本发明的方法可降低电加热单元的加工制造周期和成本。
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公开(公告)号：CN103759884A
公开(公告)日：2014-04-30
申请号：CN201410043772.3
申请日：2014-01-29
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上海飞机设计研究院
Abstract: 本发明涉及高速流体静压的测量。为此，提供一种静压测量装置，包括壳体、在壳体两侧的连接端部、连接于壳体的引压管和由壳体所限定的封闭的静压腔，在管路的被测管段的管壁上设置至少一个取压孔。管路延伸穿过连接端部和静压腔，使得静压腔通过连接端部紧固于被测管段，使管段内的流体在管段的取压孔、壳体的静压腔和引压管之间流体连通。本发明还提供一种静压测量方法，包括如下步骤：在管段上开设至少一个取压孔；将静压测量装置套设在被测管段上，使取压孔与静压腔径向对齐，以保持取压孔与静压腔流体连通；管段中的流体从取压孔流到静压腔，再从静压腔流到连接于壳体的引压管；待引压管中的流体的参数稳定之后，测量引压管中的流体的静压。
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公开(公告)号：CN103076150A
公开(公告)日：2013-05-01
申请号：CN201210496154.5
申请日：2012-11-28
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上海飞机设计研究院
IPC: G01M9/00
Abstract: 一种翼型试验件，其包括：翼型壳体，其包括第一端壁部、与第一端壁部相对的第二端壁部和侧壁部，第一端壁部、第二端壁部和侧壁部形成容纳腔；笛形管试验件，其容纳在容纳腔内用于对翼型壳体防冰；以及位置调节组件，其包括将笛形管试验件固定在其间的第一盖板和第二盖板；第一盖板可活动地设置在第一端壁部上，第二盖板可活动地设置在所述第二端壁部上，以使笛形管试验件相对翼型壳体具有至少两个空间位置。本发明可以使笛形管试验件在翼型试验件的防冰腔内的位置可以调节以方便计算验证该笛形管试验件在防冰腔内应当处于的最佳位置或者接近最佳位置。
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