-
公开(公告)号：CN107560822A
公开(公告)日：2018-01-09
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。
-
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
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
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：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
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：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
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。
-
Patent Agency Ranking
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
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：CN103837569A
公开(公告)日：2014-06-04
申请号：CN201410125458.X
申请日：2014-03-31
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
IPC: G01N25/20
Abstract: 本发明提供一种曲面片材的表面对流换热系数的测量装置，所述测量装置包括：至少一个电加热垫，所述电加热垫是柔性的，使得其可弯曲成与所述片材的内表面同样的形状，所述电加热垫包括绝缘传热层、加热元件层和绝缘隔热层，所述加热元件层固定地连接在所述绝缘传热层与所述绝缘隔热层之间，所述电加热垫构造成使得所述绝缘传热层与所述片材的内表面的第一表面紧密接触；至少一个温度传感器，所述温度传感器连接于在所述片材的与所述内表面的第一表面相对的外表面的第二表面上；控制装置，用于控制电加热垫的需要被控制的参数。本发明还包括一种用上述的测量装置测量片材的对流换热系数的测量方法。
-
公开(公告)号：CN103017998A
公开(公告)日：2013-04-03
申请号：CN201210493263.1
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；以及笛形管试验件，其容纳在容纳腔内用于对翼型壳体防冰，笛形管试验件的两端分别可转动地设置到第一端壁部和第二端壁部上。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。
-
公开(公告)号：CN114313272A
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN202210116745.9
申请日：2022-02-07
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: 本申请实施例公开了一种结冰探测器、电子设备和结冰探测方法，结冰探测器包括：基底，基底由柔性材料制成，基底能够安装于待测物体表面；多个检测模块，设置于基底，每一检测模块被配置为检测待测物体表面的温度和压力；以及控制模块，设置于基底，且与多个检测模块电连接，控制模块被配置为根据多个检测模块检测到的待测物体表面的温度和压力确定待测物体表面是否结冰。根据本发明，通过检测待测物体表面的温度和压力两个参考因素来确定待测物体表面是否结冰，相比于现有技术，本申请实施例的结冰探测器的探测结果更准确，进而使得结冰探测器更好的为待测物体进行结冰探测服务，从而拓展结冰探测器的应用场景。
-
公开(公告)号：CN107264832A
公开(公告)日：2017-10-20
申请号：CN201710263333.7
申请日：2017-04-20
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
IPC: B64F5/60
CPC classification number: B64F5/60
Abstract: 本发明公开了一种飞机缝翼蒙皮的表面压力测量装置及方法。本发明的表面压力测量装置包括柔性垫、压力信号采集器以及多根测压管，柔性垫的上表面开设有一系列测压孔，测压管相互分离地埋设于柔性垫的内部，每根测压管的一端连通至对应的一个测压孔、另一端自柔性垫的一个侧面引出从而露出测压管接头，压力信号采集器具有与测压管接头相适配的多个接口，测压管接头用于一一对应地与接口相连接。本发明的飞机缝翼蒙皮的表面压力测量装置及方法，操作简单且可拆卸、可重复利用，还能够最大程度保障测量数据的准确性和有效性。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
43
records
(took 0.042 seconds)
