公开(公告)号：CN119262300A

公开(公告)日：2025-01-07

申请号：CN202411646116.2

申请日：2024-11-18

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

Inventor： 张雯雯 ,  潘洪浩 ,  武东文 ,  张宇一 ,  王大伟 ,  兰昆

IPC: B64D15/04

Abstract: 本申请公开了一种飞机机翼防冰系统、其控制方法及飞机，涉及飞机机翼除冰相关技术领域，用于现有的飞机机翼防冰系统存在引气能量浪费的问题。本申请提供的飞机机翼防冰系统包括防冰管路，设于防冰管路且与控制器电连接的调节活门、压力传感器和第一温度传感器；控制器被配置为：根据飞机的当前飞行高度计算得到第一目标引气压力值；当调节活门的开启时长超出第一时间阈值时，根据飞机的当前飞行高度计算得到目标管路温度值；基于目标管路温度值和实际管路温度值的差值对第一目标引气压力值修正得到第二目标引气压力值；基于第二目标引气压力值和当前的实际引气压力值差值调节调节活门的开度，以使防冰管路内的引气压力达到第二目标引气压力值。

公开(公告)号：CN119099855A

公开(公告)日：2024-12-10

申请号：CN202411467512.9

申请日：2024-10-21

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

Inventor： 王大伟 ,  刘毓迪 ,  归晓烨 ,  刘华源

IPC: B64D13/06

Abstract: 本申请公开了飞机驾驶舱的通风装置，涉及飞行器相关技术领域，用于解决驾驶舱局部流速较大，以及高温壁面产生的热辐射而导致的驾驶员热不舒适的问题。本申请提供的飞机驾驶舱包括绝热隔声层和内饰结构，所述内饰结构设于所述绝热隔声层的内侧，并与之围合形成空腔，所述空腔具有出风侧，所述出风侧设有与所述空腔内部连通的气流出口，其中，所述通风装置包括通风主管，用于将飞机的空调系统内的气流引导至所述通风装置；分配管路，其一端与所述通风主管连通，另一端与由所述内饰结构限定的内部空间连通；分流管路，其一端与所述通风主管连通，另一端与所述空腔连通；调节阀设于所述分流管路上。本申请用于对驾驶舱进行通风和温度调节。

公开(公告)号：CN103010482B

公开(公告)日：2015-05-13

申请号：CN201210496162.X

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

Inventor： 霍西恒 ,  王大伟 ,  李革萍 ,  李志茂

IPC: B64F5/00

Abstract: 一种安装在笛形管的引压组件，包括：底座，其具有与笛形管的外表面相适配的接合表面，其上具有第二通孔，底座非焊接地固定到笛形管上以使其接合表面和笛形管的外表面气密封地贴合并使第二通孔和第一通孔对准；管袖，其一端固定连接有连接到压力传感器的引压管，其另一端具有径向向外突出的接合部分；外套螺母，其侧壁在第一端设有内螺纹，在第二端形成径向向内延伸的端壁以适于将管袖的接合部分套置于由侧壁和端壁形成的容腔内；以及中空的直通接头，其具有与底座的第二通孔螺纹连接的第一端，以及与外套螺母的内螺纹螺纹连接的第二端。这样，引压管将笛形管末端热气压力引至压力传感器处测量笛形管末端的热气压力，以验证笛形管的压降及流量分配。

公开(公告)号：CN103759915A

公开(公告)日：2014-04-30

申请号：CN201410043799.2

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

Inventor： 曾飞雄 ,  霍西恒 ,  王大伟 ,  南国鹏 ,  李革萍 ,  白穆

IPC: G01M9/00

Abstract: 本发明提供一种获取型材的实际局部水收集率的测试方法，包括如下步骤：在平行于水滴来流的方向，获取型材的横截面，在该横截面的面对水滴来流的外表面上以等间距d获取微元面s，等间距d等于水滴来流的微元来流高度；开启液滴喷雾系统，使该液滴喷雾系统沿水滴来流方向朝型材的外表面喷射水滴；在指定时间t之后停止液滴喷雾系统的水滴喷射；利用测量装置将形成在型材外表面上的霜冰的对应于横截面的冰型绘制成二维冰型图；根据等间距d将二维冰型图中的冰型划分成对应于型材的微元表面s的微元柱面，计算冰型的微元柱面的面积，从而计算型材的相应微元面s的实际局部水收集率W，则W=ds·ρi，ds为冰型的微元柱面的面积，ρi为冰型的微元柱面的霜冰密度。

公开(公告)号：CN103487227A

公开(公告)日：2014-01-01

申请号：CN201310296502.9

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

Inventor： 李志茂 ,  王大伟 ,  李革萍 ,  杨胜华 ,  王向转

IPC: G01M9/04

Abstract: 本发明提供一种喷雾装置的承载和移动装置。承载和移动装置包括支承框架，喷雾装置的第一端和第二端分别安装于支承框架的第一端和第二端；以及移动机构，移动机构包括升降系统、俯仰系统和补偿系统。支承框架两端的至少一端设置至少一个升降系统，以升降喷雾装置。喷雾装置的第一端通过补偿系统和俯仰系统连接于支承框架的第一端的升降系统，第二端可枢转地连接于支承框架的第二端或升降系统。当升降系统上升或下降使喷雾装置的两端有高度差时，喷雾装置能够通过俯仰系统绕喷雾装置的第二端俯仰倾斜，喷雾装置的第一端能够通过补偿系统而相对支承框架的第一端朝向第二端滑动，以补偿喷雾装置的第一端在喷雾装置俯仰倾斜过程中的水平位移。

公开(公告)号：CN103048109A

公开(公告)日：2013-04-17

申请号：CN201210493265.0

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

Inventor： 霍西恒 ,  王大伟 ,  李革萍 ,  刘鹏 ,  辛旭东

IPC: G01M9/00

Abstract: 一种用于飞机机翼防冰系统冰风洞试验的翼型试验件，其包括：壳体，其由临界截面经后掠拉伸而成，其中，临界截面这样定义的：根据机翼外流场的水滴撞击特性确定可能的严重结冰区域，再根据机翼内的笛形管的热功率分布确定最可能的严重结冰区域，然后将最可能的严重结冰区域的顺气流任一弦向翼面定义为临界截面，其中，后掠拉伸是将临界截面拉伸为试验翼形并且试验翼形的翼展方向的机翼前缘线与垂直于临界截面的直线呈后掠角度；防冰腔，其限定在壳体内并被配置为其结构参数与真实机翼在基准站位处的防冰腔的结构参数相同；试验笛形管，其布置在防冰腔内，试验笛形管并被配置为其相关参数与真实机翼在基准站位处的笛形管参数相同。

公开(公告)号：CN103487227B

公开(公告)日：2016-05-18

申请号：CN201310296502.9

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

Inventor： 李志茂 ,  王大伟 ,  李革萍 ,  杨胜华 ,  王向转

IPC: G01M9/04

Abstract: 本发明提供一种喷雾装置的承载和移动装置。承载和移动装置包括支承框架，喷雾装置的第一端和第二端分别安装于支承框架的第一端和第二端；以及移动机构，移动机构包括升降系统、俯仰系统和补偿系统。支承框架两端的至少一端设置至少一个升降系统，以升降喷雾装置。喷雾装置的第一端通过补偿系统和俯仰系统连接于支承框架的第一端的升降系统，第二端可枢转地连接于支承框架的第二端或升降系统。当升降系统上升或下降使喷雾装置的两端有高度差时，喷雾装置能够通过俯仰系统绕喷雾装置的第二端俯仰倾斜，喷雾装置的第一端能够通过补偿系统而相对支承框架的第一端朝向第二端滑动，以补偿喷雾装置的第一端在喷雾装置俯仰倾斜过程中的水平位移。

公开(公告)号：CN103471804B

公开(公告)日：2015-12-02

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

Inventor： 李志茂 ,  王大伟 ,  李革萍 ,  白穆 ,  谭正文

IPC: G01M9/04 ,  B05B13/02 ,  B05B12/02

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。

公开(公告)号：CN103434652B

公开(公告)日：2015-10-14

申请号：CN201310296049.1

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

Inventor： 霍西恒 ,  李志茂 ,  王大伟 ,  李革萍

IPC: B64F5/00

Abstract: 本发明提供一种用于地面结冰条件模拟系统中的过冷水滴形成及检验的方法，过冷水滴由喷雾装置所喷射出的水雾所形成，包括如下步骤：初定喷雾装置的供水温度和供气温度，启动喷雾装置以喷射水雾；待喷雾装置的工作稳定后，在试验目标位置和/或距离试验目标位置附近放置地面目标模拟装置，地面目标模拟装置包括至少一个模拟标板,模拟标板包括面对水雾的测试表面；根据试验目标位置处和/或附近的地面目标模拟标板的测试表面上沉积的水雾的结冰状态，调节供气温度和/或供水温度，使得目标模拟标板处的水雾的水滴正好达到试验要求的过冷水滴状态。本发明还提供过冷水滴形成的方法中使用的过冷水滴的测试方法和测试方法中使用的地面目标模拟装置。

公开(公告)号：CN103048109B

公开(公告)日：2015-05-13

申请号：CN201210493265.0

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

Inventor： 霍西恒 ,  王大伟 ,  李革萍 ,  刘鹏 ,  辛旭东

IPC: G01M9/00

Abstract: 一种用于飞机机翼防冰系统冰风洞试验的翼型试验件，其包括：壳体，其由临界截面经后掠拉伸而成，其中，临界截面这样定义的：根据机翼外流场的水滴撞击特性确定可能的严重结冰区域，再根据机翼内的笛形管的热功率分布确定最可能的严重结冰区域，然后将最可能的严重结冰区域的顺气流任一弦向翼面定义为临界截面，其中，后掠拉伸是将临界截面拉伸为试验翼形并且试验翼形的翼展方向的机翼前缘线与垂直于临界截面的直线呈后掠角度；防冰腔，其限定在壳体内并被配置为其结构参数与真实机翼在基准站位处的防冰腔的结构参数相同；试验笛形管，其布置在防冰腔内，试验笛形管并被配置为其相关参数与真实机翼在基准站位处的笛形管参数相同。