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公开(公告)号：CN118405256B
公开(公告)日：2024-08-23
申请号：CN202410865507.7
申请日：2024-07-01
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: 一种用于防止飞行器的方向舵脚蹬不当操作的告警系统和告警方法，与方向舵脚蹬在较大偏转位置处的保持时间无关，即使方向舵或脚蹬在较大位置处被长时间保持，只要出现了快速且从某一偏转方向上的较大位置向另一偏转方向大行程地往复偏转等不当操作，便能立即被识别到，并以告警的形式提示飞行员停止此类不当操作。告警系统中,判断装置在方向舵脚蹬向某一偏转方向发生了偏转的脚蹬位置在超过了该某一偏转方向上的延时动作触发位置后又返回到该某一偏转方向上的延时动作触发位置时，触发预定的延时，并且在预定的延时内方向舵脚蹬从触发延时的脚蹬位置开始向另一偏转方向偏转到达另一偏转方向上的告警动作触发位置时，使告警触发装置触发告警动作。
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公开(公告)号：CN118907427A
公开(公告)日：2024-11-08
申请号：CN202410963566.8
申请日：2024-07-17
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: B64F1/12
Abstract: 一种飞机系留装置，包括：壳体，所述壳体容纳有用于系留飞机的绳索，所述壳体设有开口，以供所述绳索进出所述壳体，且所述壳体构造成能够与地锚连接；绳索卷绕装置，所述绳索卷绕装置安装于所述壳体，且构造成将所述绳索卷绕或解绕于所述绳索卷绕装置；以及位移释缓机构，所述位移释缓机构包括弹性元件，所述绳索在所述壳体的开口与所述绳索卷绕装置之间绕过所述位移释缓机构而与所述弹性元件相互作用，其中，所述弹性元件构造成在受到来自所述绳索的超过预定阈值的力时发生位移，以减小所述绳索从离开所述绳索卷绕装置至所述壳体的开口之间的长度。本发明的飞机系留装置能在系留绳达到承载极限时释放一定位移余量。
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公开(公告)号：CN118405256A
公开(公告)日：2024-07-30
申请号：CN202410865507.7
申请日：2024-07-01
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: 一种用于防止飞行器的方向舵脚蹬不当操作的告警系统和告警方法，与方向舵脚蹬在较大偏转位置处的保持时间无关，即使方向舵或脚蹬在较大位置处被长时间保持，只要出现了快速且从某一偏转方向上的较大位置向另一偏转方向大行程地往复偏转等不当操作，便能立即被识别到，并以告警的形式提示飞行员停止此类不当操作。告警系统中,判断装置在方向舵脚蹬向某一偏转方向发生了偏转的脚蹬位置在超过了该某一偏转方向上的延时动作触发位置后又返回到该某一偏转方向上的延时动作触发位置时，触发预定的延时，并且在预定的延时内方向舵脚蹬从触发延时的脚蹬位置开始向另一偏转方向偏转到达另一偏转方向上的告警动作触发位置时，使告警触发装置触发告警动作。
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公开(公告)号：CN118062229A
公开(公告)日：2024-05-24
申请号：CN202410183867.9
申请日：2024-02-19
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: 本公开涉及一种用于调控飞行器的磁流变液起落架的阻尼的方法和系统。该方法包括：获取用于调控所述磁流变液起落架的励磁线圈的电流所需的参数；基于所获取的参数来生成用于调控所述电流的自当前时刻起随时间的变化曲线；以及应用所述电流变化曲线来控制施加到所述励磁线圈的电流，以调控所述磁流变液起落架的阻尼。
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公开(公告)号：CN115465468A
公开(公告)日：2022-12-13
申请号：CN202211123206.4
申请日：2022-09-15
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: 本发明提供一种用于预测支柱式起落架动着陆载荷的方法，包括：着陆时刻确定步骤：基于起落架轮轴点处的加速度确定着陆时刻；起落架载荷确定步骤：基于压缩量以及起落架轮轴点处的加速度计算出起落架载荷，起落架载荷确定步骤包括如下子步骤：第一子步骤：基于压缩量确定起落架的初步轴向力；第二子步骤：基于计算出的初步轴向力以及起落架轮轴点处的加速度确定起落架的弯曲力；第三子步骤：基于弯曲力和支柱的支柱摩擦系数确定起落架的修正轴向力。通过该方法，不经应变获取起落架载荷，不使用经验公式，直接借助加速度及压缩量，可对着陆场景中的起落架载荷进行快速评估及分析。本发明还包括一种用于预测支柱式起落架动着陆载荷的系统。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115465468B
公开(公告)日：2025-02-25
申请号：CN202211123206.4
申请日：2022-09-15
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: 本发明提供一种用于预测支柱式起落架动着陆载荷的方法，包括：着陆时刻确定步骤：基于起落架轮轴点处的加速度确定着陆时刻；起落架载荷确定步骤：基于压缩量以及起落架轮轴点处的加速度计算出起落架载荷，起落架载荷确定步骤包括如下子步骤：第一子步骤：基于压缩量确定起落架的初步轴向力；第二子步骤：基于计算出的初步轴向力以及起落架轮轴点处的加速度确定起落架的弯曲力；第三子步骤：基于弯曲力和支柱的支柱摩擦系数确定起落架的修正轴向力。通过该方法，不经应变获取起落架载荷，不使用经验公式，直接借助加速度及压缩量，可对着陆场景中的起落架载荷进行快速评估及分析。本发明还包括一种用于预测支柱式起落架动着陆载荷的系统。
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公开(公告)号：CN114476020B
公开(公告)日：2024-01-16
申请号：CN202111566414.7
申请日：2021-12-20
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增升装置及飞机，所述机翼用增升装置包括固定翼、前缘缝翼和旋转体，其中，所述固定翼用于产生飞机飞行所用的升力；所述前缘缝翼连接所述固定翼，并相对所述固定翼能够在回收位置和展开位置之间进行运动，用于控制固定翼前缘气流分离，提高失速迎角和最大升力系数；所述旋转体连接所述前缘缝翼，并且所述旋转体能够旋转用于填充所述前缘缝翼在展开位置时形成的凹腔。该发明能降低飞机起飞或者降落阶段的前缘缝翼气动噪声，同时减小了缝翼凹腔产生的飞机压差阻力，提高了气动性能，结构简单，可行性更强。
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公开(公告)号：CN112214842B
公开(公告)日：2024-02-23
申请号：CN202011193668.4
申请日：2020-10-30
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
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/10
Abstract: 本发明实施例公开了一种声衬设计方法、装置、设备及存储介质。包括：根据声衬几何参数的取值范围及取样间隔，选择所述声衬几何参数的样本值；将所述样本值输入设定声阻抗模型获得声阻抗值；对包含声衬的短舱内外型面进行参数化建模，获得声传播网格；基于所述声传播网格和所述声阻抗值确定各监测点的声压；基于所述各监测点的声压确定噪声损耗，并判断所述噪声损耗是否满足设定条件；若不满足，则生成下一代声衬几何参数的样本值，并返回执行将所述样本值输入设定声阻抗模型获得声阻抗值的操作，直到噪声损耗满足设定条件；将满足设定条件的噪声损耗对应的样本值确定为目标声衬几何参数。可以简化短舱声衬几何参数的确定过程。
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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：CN114476020A
公开(公告)日：2022-05-13
申请号：CN202111566414.7
申请日：2021-12-20
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增升装置及飞机，所述机翼用增升装置包括固定翼、前缘缝翼和旋转体，其中，所述固定翼用于产生飞机飞行所用的升力；所述前缘缝翼连接所述固定翼，并相对所述固定翼能够在回收位置和展开位置之间进行运动，用于控制固定翼前缘气流分离，提高失速迎角和最大升力系数；所述旋转体连接所述前缘缝翼，并且所述旋转体能够旋转用于填充所述前缘缝翼在展开位置时形成的凹腔。该发明能降低飞机起飞或者降落阶段的前缘缝翼气动噪声，同时减小了缝翼凹腔产生的飞机压差阻力，提高了气动性能，结构简单，可行性更强。
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