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公开(公告)号：CN107116495B
公开(公告)日：2019-03-22
申请号：CN201710301633.X
申请日：2017-05-02
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: 本发明公开了一种端部夹具、力学试验装置及安装方法，属于机械装置及运输技术领域。该端部夹具包括第一U型块，通过第一紧固件固定安装在双耳型连杆的端部端口内；第二U型块，与所述第一U型块相对设置且相互配合，通过第二紧固件与第一U型块固定连接；所述端部夹具位于双耳型连杆的端部端口内，形成内塞式连接。本发明通过双U型的端部夹具与双耳型连杆的端部端口形成的内塞式连接，保证了端部夹具与双耳型连杆的良好连接，降低了传感器的粘贴难度，方便了在双耳型连杆的两端的外部粘贴传感器及相应数据线的引出，有利于对试验过程中的双耳型连杆进行实时的状态监控而获知双耳型连杆结构件实时的变形情况。
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公开(公告)号：CN108622438A
公开(公告)日：2018-10-09
申请号：CN201810852183.8
申请日：2018-07-30
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: 本发明属于飞机故障检测技术领域，具体涉及一种模拟燃油系统中部件性能退化和故障的物理仿真平台，相比于现有的物理仿真平台，可快速准确的模拟系统中不同部件的性能退化和故障；可以重复进行模拟部件性能退化和故障的实验，可以精确地对部件性能退化的大小和故障大小进行控制；保证了实验的准确性，提高了实验效率；对出油阀粘滞,管道泄漏,油滤脏堵,油泵故障,喷油嘴脏堵等一类典型的民用飞机燃油系统部件性能退化和故障提供丰富的实验数据。
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公开(公告)号：CN104914162A
公开(公告)日：2015-09-16
申请号：CN201510349333.X
申请日：2015-06-23
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: G01N29/04
Abstract: 本发明提供一种相控阵定量化损伤监测方法、装置和系统。该方法包括：采集布置于被测结构中的压电密集阵各压电片对的Lamb波传感信号；获取各压电片对的损伤散射信号；对损伤散射信号进行频域波束合成处理得到各扫查角度的波束合成信号频谱；基于波形修正的频散补偿算法对波束合成信号频谱进行频散补偿处理，得到各扫查角度的补偿后的波束合成信号；利用波束合成信号进行损伤成像得到成像结果；从成像结果中提取被测结构的损伤信息。本发明既消除了频散效应对波束合成过程的影响，也避免了频散补偿处理后的波束合成信号波形发生畸变，便于信号解释和后续相控阵高分辨损伤成像，并可进一步定量化给出损伤位置和严重程度两种损伤信息。
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公开(公告)号：CN104181230A
公开(公告)日：2014-12-03
申请号：CN201410158828.X
申请日：2014-04-21
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板结构的损伤监测方法，属于复合材料板结构的损伤监测技术领域，为解决现有方法效率低、精度差、无法对多损伤同时识别等问题而设计。本发明复合材料板结构的损伤监测方法是基于压电元件和Lamb波的损伤监测方法，该方法使用损伤因子法对待监测复合材料板结构进行损伤位置的预判断，然后对预判存在有损伤的区域进行成像以确定损伤的准确位置。本发明复合材料板结构的损伤监测方法能够节省大量的监测时间，提高了监测效率，可实现多损伤的定位，增强了对损伤数量和位置判断的准确性。
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公开(公告)号：CN104181000A
公开(公告)日：2014-12-03
申请号：CN201410135807.6
申请日：2014-04-04
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: G01M99/00
Abstract: 本发明公开了一种航空器的结构健康监测系统。所述结构健康监测系统包括：传感器网络，用于向各个子系统提供传感信号；第一子系统，用于对大尺寸航空结构的多损伤定量化监测；第二子系统，用于对航空金属结构高应力区域微小裂纹的监测，以及对航空复合材料结构高应力区域分层、脱粘和纤维断裂等损伤的监测；第三子系统，用于航空复合材料结构的外部撞击进行定位及载荷重构；第四子系统，用于对航空结构关键区域应变的分布式实时测量及相应载荷重构；第五子系统，用于航空结构剩余强度和寿命进行预测；第六子系统，用于控制协调其他子系统的工作。本发明实施例提供的结构健康监测系统克服了现有航空结构健康监测系统功能单一的缺点。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN216003090U
公开(公告)日：2022-03-11
申请号：CN202121888808.X
申请日：2021-08-11
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: B64D27/26
Abstract: 本实用新型涉及一种发动机背撑结构及飞机，发动机背撑结构用于飞机上，包括发动机推力杆、发动机前安装节、发动机后安装节、发动机安装梁、梁前接头和斜梁支撑；其中，发动机推力杆、发动机前安装节和发动机后安装节均设置于发动机的底部，且分别与发动机相连；发动机前安装节和发动机后安装节均与发动机安装梁连接；梁前接头一端与发动机安装梁连接，另一端与飞机机身后墙或机翼后梁连接；斜梁支撑结构与发动机安装梁和飞机机身后墙或机翼后梁连接。本实用新型在不改变发动机安装节和推力杆的条件下，实现发动机背撑式安装，整个结构简单，其中的部件采用一体成型，减少了部件数量，方便了背撑发动机结构的安装。
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公开(公告)号：CN212332985U
公开(公告)日：2021-01-12
申请号：CN202022188837.7
申请日：2020-09-29
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: 本实用新型涉及一种高承载点阵轻量化连杆结构，属于飞机结构设计技术领域。该高承载点阵轻量化连杆结构包括：环形杆段，包括内蒙皮、外蒙皮以及位于内外蒙皮之间的环形中间结构；第一叉耳接头和第二叉耳接头，位于环形杆段两端，并与所述环形杆段圆滑过渡，其中，所述环形中间结构为采用八面体点阵胞元的环形空间点阵网络结构，所述环形空间点阵网络结构由N个相互连接的八面体点阵胞元组成，八面体点阵胞元在X、Y、Z三个方向进行延拓，成为空间点阵结构，N≥3且为整数。本实用新型技术方案所提供的一种高承载点阵轻量化连杆结构能够在保证连杆结构各方面性能的同时，实现了连杆结构的轻量化。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利
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公开(公告)号：CN207132817U
公开(公告)日：2018-03-23
申请号：CN201721097746.4
申请日：2017-08-29
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: 本实用新型属于无损检测技术领域，具体涉及一种用于试验件中心定位的二维滑尺，该二维滑尺包括带刻度的主曲尺，第一滑动臂、第二滑动臂和中心点定位橡皮筋；其中，所述第一滑动臂包括滑动臂和套接部，所述滑动臂上设有滑槽，所述第二滑动臂与所述第一滑动臂结构相同。由于采用上述技术方案，本实用新型具有无需对试件进行两次测量，可准确确定中心点位置，并能将试验件摆正，保证扫描的一次成功，提高检测效率。
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公开(公告)号：CN219789514U
公开(公告)日：2023-10-03
申请号：CN202321136204.9
申请日：2023-05-11
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: B32B17/10 , B32B7/12 , B32B3/08 , B32B27/40 , B32B27/30 , B32B27/08 , B32B37/12 , H05B3/84 , H05B3/03 , H05B3/14 , H05B3/02 , B64C1/14
Abstract: 本实用新型涉及一种风挡玻璃防除冰结构，属于航空航天结构设计技术领域，能够用于飞机汽车等风挡玻璃，实现防除冰功能/效果；该结构包括外层玻璃、加热层、第一粘接层、夹层、第二粘接层、内层玻璃、吸水层、密封组件和加热电极；所述外层玻璃、所述加热层、所述第一粘接层、所述夹层、所述第二粘接层和所述内层玻璃依次叠置设置，形成层合体；所述加热电极铺设于所述加热层的表面；所述吸水层呈纵向设于所述层合体的外端面；所述密封组件设于所述吸水层外侧，并与所述层合体的上表面以及外端面密封连接。
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公开(公告)号：CN221954558U
公开(公告)日：2024-11-05
申请号：CN202420105827.8
申请日：2024-01-16
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: 本申请涉及飞机结构设计技术领域，尤其涉及一种作动折叠翼及飞行器。本申请实施例提供的作动折叠翼，包括作动器、内翼盒以及外翼盒。作动器具有转动连接的固定连接件和驱动件，内翼盒与固定连接件连接，以使作动器与内翼盒紧固连接。外翼盒与驱动件连接，以使驱动件驱动外翼盒绕轴转动，内翼盒为折叠翼的支持端，外翼盒为翼面折叠端，进而外翼盒可根据需求相对内翼盒转动预设角度，实现折叠端的折叠与展开功能，可有效地解决了大展弦比机翼与机场适应性的问题。本申请提供的飞行器，包括上述的作动折叠翼，因此也具有上述的技术效果。
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