-
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。
-
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。
-
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。
-
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。
-
公开(公告)号：CN114818114A
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN202210271013.7
申请日：2022-03-18
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: 本发明公开了一种飞机APU进气道声源模拟装置及模拟方法，属于飞机噪声测试方面的技术领域。该飞机APU进气道声源模拟装置包括：扬声器、波导管、定连接组件、测量麦克风和电气及信号控制组件，所述测量麦克风和所述波导管固定在所述定连接组件上；所述扬声器固定在所述波导管上；所述电气及信号控制组件一端连接于所述测量麦克风，另一端连接于所述扬声器；该飞机APU进气道声源模拟方法包括针对声模态声源模拟的方法以及针对宽频噪声/单频噪声模拟的方法。本发明针对的是APU进气道的矩形管道内的声模态发生装置，控制方法部分，其响应函数所构成的方程组具有较大创新性。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112214842A
公开(公告)日：2021-01-12
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。
-
公开(公告)号：CN218332584U
公开(公告)日：2023-01-17
申请号：CN202220607895.5
申请日：2022-03-18
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: 本实用新型公开了一种飞机APU进气道声源模拟装置，属于飞机噪声测试方面的技术领域。该飞机APU进气道声源模拟装置包括：扬声器、波导管、定连接组件、测量麦克风和电气及信号控制组件，所述测量麦克风和所述波导管固定在所述定连接组件上；所述扬声器固定在所述波导管上；所述电气及信号控制组件一端连接于所述测量麦克风，另一端连接于所述扬声器。本实用新型针对的是APU进气道的矩形管道内的声模态发生装置，具有较大创新性。
-
公开(公告)号：CN219668480U
公开(公告)日：2023-09-12
申请号：CN202321357484.6
申请日：2023-05-31
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: B64D33/02
Abstract: 本申请涉及民机噪声处理技术领域，尤其涉及一种声衬结构及飞行器。本申请提供的声衬结构，包括声衬面板和蜂窝芯；声衬面板包括第一金属丝网和第一穿孔板，第一金属丝网连接于第一穿孔板；蜂窝芯连接于第一穿孔板远离第一金属丝网的一侧。由于声衬面板包括第一金属丝网和第一穿孔板，可有效地增强声衬面板的整体强度，同时第一金属丝网的一侧直接接触气流，可有效地降低气流阻力的作用，声波在进入第一金属丝网和第一穿孔板孔隙过程中，耗散其声波能量，再进入蜂窝芯，在蜂窝芯的抗性作用，有效地实现降噪效果。本申请提供的飞行器，由于包括上述的声衬结构，因此也具有上述的技术效果。
-
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。
-
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。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
17
records
(took 0.092 seconds)
