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公开(公告)号：CN102407942B
公开(公告)日：2016-05-04
申请号：CN201110262725.4
申请日：2011-09-06
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: B64D15/20
CPC classification number: B64D15/20
Abstract: 本发明提供一种结冰条件探测器，包括：感应元件，其包括温度感应层和绝热层，温度感应层中嵌入电阻丝，绝热层固定在所述温度感应层的内表面上；温度传感器，用于测量感应元件的实时温度；以及控制器，其包括：加热控制模块，用于以恒定电功率加热电阻丝，以使感应元件的温度保持在0℃以上；数据存储模块，用于存储不同飞行条件下感应元件的温度目标值，并采集通过温度传感器测得的感应元件的实时温度值；处理器，用于从数据存储模块中检索出一定飞行条件下感应元件的温度目标值，并将其与实时温度值进行对比，如果实时温度值小于温度目标值，则判定飞机遭遇结冰条件。
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公开(公告)号：CN105329445A
公开(公告)日：2016-02-17
申请号：CN201510653951.3
申请日：2015-10-10
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
IPC: B64D15/12
CPC classification number: B64D15/12
Abstract: 本发明提出一种固定翼飞机的电热防/除冰控制方法，包括：将机翼前缘的各个缝翼沿翼展方向划分为多个加热区；在每个所述加热区内从缝翼的外侧向内侧布置多个加热元件；控制所述多个加热区依次循环加热；控制所述多个加热区内的所述加热元件的工作时序实现错时加热，使各个加热区加热均匀。采用本发明的控制方法，在达到防/除冰目的的同时，能有效降低系统能耗，提高飞机燃油经济性。
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公开(公告)号：CN103101626B
公开(公告)日：2015-09-02
申请号：CN201210513790.4
申请日：2012-12-04
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: B64D15/20
CPC classification number: H04N7/183 , B64D15/20 , G06T7/00 , G06T7/90 , H04N5/2252
Abstract: 本发明涉及结冰探测技术领域，提供一种结冰探测器，其包括：结冰组件，其包括具有积冰表面的结冰杆和支撑结构；至少一个视觉传感器，其布置成能够获取积冰表面的图像；控制器，其与视觉传感器电连接，包括图像对比模块用于将所获得图像与初始图像进行对比，从而判断结冰杆的积冰表面是否结冰；其中，结冰组件还包括分别与结冰杆和支撑结构连接的制冷元件。制冷元件可对结冰杆进行主动制冷，进一步降低结冰杆的表面温度，有利于使结冰探测器在机翼/短舱发生结冰之前探测到结冰。
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公开(公告)号：CN103076150B
公开(公告)日：2015-08-05
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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公开(公告)号：CN102897324B
公开(公告)日：2015-06-10
申请号：CN201210243673.0
申请日：2012-07-13
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: 本发明涉及一种飞机防冰装置。该飞机防冰装置包括输入模块、防冰控制器以及防冰模块，其中：所述输入模块通过硬线连接以及航电系统总线耦接到所述防冰控制器，用于生成用于控制所述防冰模块运行的手动控制信号；所述防冰控制器用于接收所述手动控制信号，并在接收到第一值的所述手动控制信号时，向所述防冰模块发出自动控制信号以控制所述防冰模块的运行，以及在接收到不同于所述第一值的所述手动控制信号时，向所述防冰模块发出所述手动控制信号以控制所述防冰模块的运行；所述防冰模块耦接到所述防冰控制器，用于接收所述手动控制信号与所述自动控制信号，并响应于所述手动控制信号与所述自动控制信号而开启或关闭。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN104251547A
公开(公告)日：2014-12-31
申请号：CN201410490541.7
申请日：2014-09-23
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上海飞机设计研究院
IPC: F24F13/22
CPC classification number: B64D13/06 , B01D46/0031 , B01D46/10 , B01D46/46 , B01D2277/20 , B01D2279/50 , B64D13/02 , B64D2013/0648 , B64D2013/0662 , F24F3/1423 , G05D22/02 , Y02T50/54 , Y02T50/56
Abstract: 本发明提供了一种用于飞机空调系统的除水装置，包括：一个或多个滤板，位于飞机空调系统的混合腔中，用于对通过混合腔的混合空气中的液态水进行过滤，其中该滤板被配置为可以相对于该混合腔的轴倾斜，并且其倾斜角度可调整以改变混合空气过滤量的大小。
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公开(公告)号：CN103471804A
公开(公告)日：2013-12-25
申请号：CN201310295899.X
申请日：2013-07-15
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: 本发明提供一种以目标反馈式方式控制水雾均匀性的方法，水雾由喷雾装置的多个喷嘴所形成，方法包括如下步骤：（1）将包括网格的测试板放入水雾经过的通道中，使水雾经过网格，测试板具有所需要的面积；（2）在水雾经过网格的一段时间后，从水雾中取出测试板，对网格的不同部位上的结冰厚度进行测量，从而判断不同部位上的结冰厚度的均匀性是否满足要求；（3）如果均匀性测量结果超出了允许值，进行调整步骤，调整步骤是降低风洞速度、对喷雾系统的供水和供气参数重新进行调整的至少一项，然后使用测试板继续作均匀性检查；（4）均匀性测量结果还不符合要求就重复步骤（1）至（3），直至水雾的均匀性符合要求。还提供用上述方法的测试系统。
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公开(公告)号：CN103101626A
公开(公告)日：2013-05-15
申请号：CN201210513790.4
申请日：2012-12-04
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: B64D15/20
CPC classification number: H04N7/183 , B64D15/20 , G06T7/00 , G06T7/90 , H04N5/2252
Abstract: 本发明涉及结冰探测技术领域，提供一种结冰探测器，其包括：结冰组件，其包括具有积冰表面的结冰杆和支撑结构；至少一个视觉传感器，其布置成能够获取积冰表面的图像；控制器，其与视觉传感器电连接，包括图像对比模块用于将所获得图像与初始图像进行对比，从而判断结冰杆的积冰表面是否结冰；其中，结冰组件还包括分别与结冰杆和支撑结构连接的制冷元件。制冷元件可对结冰杆进行主动制冷，进一步降低结冰杆的表面温度，有利于使结冰探测器在机翼/短舱发生结冰之前探测到结冰。
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公开(公告)号：CN118209080A
公开(公告)日：2024-06-18
申请号：CN202410244824.7
申请日：2024-03-04
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: 本申请涉及一种仪表着陆系统的下滑道偏差信号的虚拟合成和异常监控方法，包括：通过ILS系统生成Gs下滑道偏差信号；将INS系统和卫星定位系统输出的经纬高数据转换成经卡尔曼滤波器融合的经纬高数据；根据飞机位置和机场Gs台的经纬度坐标以及飞机高度计算出飞机和机场Gs台之间的距离信息；基于距离信息利用三角函数计算出虚拟合成的下滑道偏差信号；将虚拟合成的下滑道偏差信号与Gs下滑道偏差信号进行比较以判断两者的差值是否超过预设的阈值：如果未超过，则判断Gs下滑道偏差信号正常并选择Gs下滑道偏差信号进行着陆引导；如果超过，则判断Gs下滑道偏差信号异常并选择虚拟合成的下滑道偏差信号进行着陆引导。
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公开(公告)号：CN110589026B
公开(公告)日：2023-05-09
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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