| 序号 | 专利名 | 申请号 | 申请日 | 公开（公告）号 | 公开（公告）日 | 发明人 |
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| 261 | 严寒地区大面积翼形广场石材铺装裂缝防治方法 | CN201610581952.6 | 2016-07-22 | CN106223151A | 2016-12-14 | 宋陈明; 李杰; 钱跃东; 陈超; 陈栋梁 |
| 本发明公开了一种严寒地区大面积翼形广场石材铺装裂缝防治方法，包括花岗岩面层排版及伸缩缝位置确定、基层混凝土施工、面层铺贴控制线施工、花岗岩面层铺装、嵌缝等步骤。本发明施工方便、效果好。节省维修费用。 | ||||||
| 262 | 具有多缝道协同射流控制的低雷诺数翼型及控制方法 | CN201410386223.6 | 2014-08-07 | CN104118557B | 2015-05-06 | 杨旭东; 宋超; 朱敏; 张顺磊; 许建华; 宋文萍; 宋笔锋; 安伟刚; 王海峰; 李育斌; 张玉刚 |
| 本发明提供一种具有多缝道协同射流控制的低雷诺数翼型及控制方法，该具有多缝道协同射流控制的低雷诺数翼型包括：在翼型(1)上表面前缘设置喷气口(2)，在翼型(2)上表面后缘设置由多个整齐排列的吸气微孔(10)形成的吸气区(3)；喷气口(2)和吸气区(3)通过设置于翼型(1)内部的气流管道(5)连通，构成吹吸气回路；在气流管道(5)内安装有用于驱动吸气和喷气同时进行的气泵(4)；并且，喷气口(2)和吸气微孔(10)均与翼型(1)的上表面垂直。将抽吸控制技术应用于低雷诺数翼型，通过控制低雷诺数翼型的层流分离，提高翼型升阻特性，改善高空飞行器的气动特性；还具有能耗小的优点；从而提高高空飞行器的气动效率。 | ||||||
| 263 | 用于飞机襟、缝翼系统可靠性试验的气动载荷加载方法 | CN201410246843.X | 2014-05-30 | CN104075868A | 2014-10-01 | 喻天翔; 李浩远; 庄新臣; 孙中超; 宋笔锋 |
| 本发明涉及一种用于飞机襟、缝翼系统可靠性试验的气动载荷加载方法，该具体过程为：步骤a，通过风洞试验或仿真计算获得缝翼在各个飞行状态下的气动载荷；步骤b，根据飞机缝翼在不同飞行状态下的气动载荷，计算各个飞行状态下缝翼翼面气动载荷的合力；步骤c，根据各个飞行状态下飞机缝翼翼面气动载荷的合力，将其分解为若干个分力，获得分力的大小与方向；步骤d，通过胶布带和杠杆系统，将上述步骤c的分力均布并加载至缝翼翼面。在本发明考虑了飞行周期内，缝翼各个状态下的气动载荷；试验或仿真获得的气动载荷能够有效地转换为在试验中实现的加载方式，并保证了气动载荷的真实。 | ||||||
| 264 | 一种基于尾缘微穿孔降低前缘缝翼气动噪声的方法 | CN201210531873.6 | 2012-12-11 | CN103010459A | 2013-04-03 | 刘沛清; 李芳丽; 屈秋林; 郭昊; 田云; 刘晓斌 |
| 本发明公开了一种基于尾缘微穿孔降低前缘缝翼气动噪声的方法，具体为：在前缘缝翼的尾缘处，沿机翼展向设置一排小孔，小孔之间等间距设置。所述的小孔展向打孔率为2%，即通过小孔中心沿缝翼展向方向做一线段，线段长度为缝翼展向厚度，其中，所有小孔直径在此线段上所占据的长度和为整个展向厚度的2%。所述的小孔直径为0.8~1mm，小孔中心与尾缘的距离为3~5mm。本发明中不仅声波在小孔中消耗部分能量，而且主要由于缝翼上下表面压差，使得下表面的少量气流通过小孔流向上表面，通过局部改变尾缘前的气流流动，进而影响尾缘涡脱落行为，由此达到降低由缝翼产生的高频尖频气动噪声的目的，同时保证气动力基本不受影响，且在工程应用上便于实现。 | ||||||
| 265 | 一种基于LMS的直升机旋翼缝隙时间预测方法及装置 | CN201110404404.3 | 2011-12-07 | CN102521503A | 2012-06-27 | 匡麟玲; 倪祖耀; 凡明清 |
| 本发明为基于LMS自适应滤波的旋翼缝隙时间预测算法及装置，属于直升机宽带卫星通信领域，根据接收到的信号功率获得遮挡时间长度和缝隙时间长度，根据旋翼的物理结构参数，把遮挡时间长度和缝隙时间长度转化为旋翼在一个桨叶周期内的平均转速，得到旋翼平均转速序列，通过LMS自适应滤波器，得到下一个桨叶周期内旋翼平均转速的预测值，再把旋翼平均转速的预测值转化为缝隙时间长度预测值，即完成了对旋翼缝隙时间的预测，本发明设计了完整的预测算法并将其实现为硬件装置，通过预测旋翼缝隙时间，可以稳定可靠地实现直升机宽带卫星信号传输，减少旋翼遮挡对信号传输的影响；本发明鲁棒可靠，无需配置操作，适宜装配在直升机宽带卫星通信系统中。 | ||||||
| 266 | 用于飞行器双缝-热密封翼盒的热侵入过程分析方法 | CN202410161064.3 | 2024-02-05 | CN117973264A | 2024-05-03 | 王秦阳; 关成启; 康宏琳; 查旭; 李海群; 张红军; 曹家伟 |
| 本发明提供了一种用于飞行器双缝‑热密封翼盒的热侵入过程分析方法，其特征在于，所述方法包括：计算典型时刻准稳态流场，获取翼盒双缝隙口处的流场参数；根据双缝隙口处流场参数迭代计算翼盒热侵入起始时刻；建立计算分析模型，在同一套网格内对翼面、翼盒、密封条固体结构及缝隙、腔体流体区域划分网格；根据飞行弹道获取典型时刻准稳态流场双缝隙口处每个网格点的坐标值及流场静压、静温和分速度；根据双缝隙口处的分速度获取侵入翼盒的流体速度和速度的归一化方向向量，获取典型时刻点的缝隙口处参数和典型时刻点间的缝隙口处参数；开展非定常传热传质计算；初始化计算域；开展数值计算，缝隙外采用气动热边界松耦合传热方法计算，缝隙内采用气‑固‑渗流紧耦合传热方法计算。应用本发明的技术方案，能够解决现有技术中在进行缝隙‑密封条‑翼盒腔体传热数值模拟时，常规气动热传热计算方法不适用，且常规非定常计算方法计算量过大的技术问题。 | ||||||
| 267 | 对桥梁翼缘板接缝进行连续往复作用的试验装置及方法 | CN202311537596.4 | 2023-11-17 | CN117782478A | 2024-03-29 | 杨海鹏; 张明; 翁奇波; 杨成安; 叶宁波; 陈宜保; 石雪飞; 黄彬; 成永明 |
| 本发明涉及一种对桥梁翼缘板接缝进行连续往复作用的试验装置及方法。针对桥梁翼缘板接缝连续往复剪切试验，在已知挠度差的情况下，通过在翼缘板构件下分别安置弹性限位器与非弹性限位器，平衡了构件的重力，提高了剪切变形的空间，精确控制翼缘板构件之间的挠度差，同时利用弹性限位器的恢复力实现剪切的往复作用。同时加载力、变形差与弹簧限位器可根据需求进行设定，满足不同挠度差翼缘板接缝试验的需求。 | ||||||
| 268 | 一种基于分布式无缝柔性舵面和可动翼尖的变体飞行器 | CN202311181376.2 | 2023-09-14 | CN117184413A | 2023-12-08 | 戴玉婷; 田博丞; 陈东和; 黄坤 |
| 本发明公开了一种基于分布式无缝柔性舵面和可动翼尖的变体飞行器，包括机翼翼盒(1)、柔性舵面(2)、可动翼尖(3)、尾翼(4)、机身碳管(5)、主起落架(6)、机身(7)、前起落架(8)、动力装置(9)；柔性舵面(2)由蒙皮滑槽(21)、驱动电机(22)、驱动连杆(23)、柔性变弯机构(24)、滑动蒙皮(25)、固定蒙皮(26)和蒙皮过渡段(27)组成，可以在飞行过程中连续光滑地变弯，提高机翼的升阻比，通过采用不同的变弯策略，可以实现针对机翼升力分布或者载荷分布的实时优化；可动翼尖(3)由外侧翼段(31)、根部连接件(32)、编码器(33)、无刷电机(34)、减速器(35)组成，既可以在飞行过程中锁定，增加机翼展弦比，也可以自由摆动，减轻机翼负荷和避免翼尖失速。 | ||||||
| 269 | 一种快速检查或判断民航客机缝翼指示异常根源的方法 | CN202011306776.8 | 2020-11-19 | CN112611925B | 2023-11-28 | 韩冬; 赵海鹏; 樊斌; 厉涛; 李勇 |
| 本发明公开了一种快速检查或判断民航客机缝翼指示异常根源的方法，该方法通过在民航客机驾驶舱内机载设备MCDU上输入特定参数，在MCDU屏幕上读取相应的数值，然后与特定的门限值进行比较即可实现缝翼位置传感器(SLAT IPPU)工作精度及缝翼位置参数飞行警告计算机工作状态的检查/判断。该方法在民航客机出现缝翼指示异常的故障时，可以准确、高效定位根源部件，有效减少排除故障的时间，提高工作效率和节约成本；根据缝翼位置传感器的组成结构特点，通过定期检查缝翼位置传感器的工作精度，视需采取相关的预防措施，可以有效减少该系统后期出现故障的可能性。 | ||||||
| 270 | 一种航天器圆形柔性太阳翼的复合基板机器缝合连接工艺 | CN202310207595.7 | 2023-03-07 | CN116065304A | 2023-05-05 | 焦云雷; 吴跃民; 冯世绪; 刘少锋; 李旭丽; 郭晨亮 |
| 本发明提供了一种航天器圆形柔性太阳翼的复合基板机器缝合连接工艺：S1、基板准备；S2、安装张拉力装置；S3、调整太阳翼缝制设备；S4、太阳翼缝制设备参数设定；S5、太阳翼缝制设备的X向行程、缝合面Z向高度测试及模拟缝合，测试缝合轨迹是否一致；S6、利用太阳翼缝制设备缝合第一条线迹；S7、按照缝合工艺规程对缝合机器的Y向位移值a和X向位移值b设置；S8、利用太阳翼缝制设备缝合第二条线迹；S9、卸载太阳翼的张拉力；S10、所有缝合线迹涂RTV胶，固化3～10天；S11、展开状态下，缝合线迹侧留量5mm；S12、重复以上步骤完成缝合连接。本发明解决圆形柔性太阳翼本体在微重力状态下固定不动，通过缝合设备多维度实现缝合的方法。 | ||||||
| 271 | 一种襟缝翼舵面偏转角度的测量装置和测量方法 | CN202011602615.3 | 2020-12-29 | CN112762883B | 2023-01-13 | 王贵; 卢丽川; 宋昱寰; 高如钢 |
| 本发明提供了一种襟缝翼舵面偏转角度的测量装置和测量方法，包括：在与襟缝翼传动线系末端旋转作动器上安装齿轮减速机构和角位移传感器，形成测量装置，通过检测传动线系扭力杆的旋转角度来实现襟缝翼舵面的偏转角度的测量，具体地，检测角位移传感器的输出电压，且至少根据所检测输出电压获得所述襟缝翼舵面偏转角度。本发明提供的测量方法可以实现对大型飞机的襟缝翼舵面偏转角度的测量，本发明的技术方案采用角位移传感器和齿轮减速机构作为基本测量部件，解决了常规测量方法，由于飞机机体结构复杂、舵面运动形式多样、空间布局受限等因素无法采用角位移传感器或线位移传感器等常规方法直接测量舵面偏角的问题，设计简单、有效，通用性好。 | ||||||
| 272 | 飞机的高升力系统及用于其的襟缝翼操纵指令确定方法 | CN202110945856.6 | 2021-08-18 | CN113401333B | 2021-11-09 | 连美如; 徐德胜; 徐向荣; 王伟达; 曹俊章; 刘锦涛 |
| 本发明公开了一种用于飞机的高升力系统的襟缝翼操纵指令确定方法以及飞机的高升力系统，其中通过具有多冗余度的角度位置传感器配置的襟/缝翼操纵手柄，以及提供了襟缝翼控制计算机对于襟缝翼操纵手柄的指令的匹配和确定机制，从而能够更为可靠地处理和选择手柄指令，进而在更多情形下提供襟缝翼的全速操纵。根据本发明的用于飞机的高升力系统的襟缝翼操纵指令确定方法以及飞机的高升力系统，能够在飞行状态中尽可能保证襟/缝翼安全可靠地全速运动，保障飞行安全，同时便于高升力系统的维护。 | ||||||
| 273 | 飞机的高升力系统及用于其的襟缝翼操纵指令确定方法 | CN202110945856.6 | 2021-08-18 | CN113401333A | 2021-09-17 | 连美如; 徐德胜; 徐向荣; 王伟达; 曹俊章; 刘锦涛 |
| 本发明公开了一种用于飞机的高升力系统的襟缝翼操纵指令确定方法以及飞机的高升力系统，其中通过具有多冗余度的角度位置传感器配置的襟/缝翼操纵手柄，以及提供了襟缝翼控制计算机对于襟缝翼操纵手柄的指令的匹配和确定机制，从而能够更为可靠地处理和选择手柄指令，进而在更多情形下提供襟缝翼的全速操纵。根据本发明的用于飞机的高升力系统的襟缝翼操纵指令确定方法以及飞机的高升力系统，能够在飞行状态中尽可能保证襟/缝翼安全可靠地全速运动，保障飞行安全，同时便于高升力系统的维护。 | ||||||
| 274 | 一种襟缝翼舵面偏转角度的测量装置和测量方法 | CN202011602615.3 | 2020-12-29 | CN112762883A | 2021-05-07 | 王贵; 卢丽川; 宋昱寰; 高如钢 |
| 本发明提供了一种襟缝翼舵面偏转角度的测量装置和测量方法，包括：在与襟缝翼传动线系末端旋转作动器上安装齿轮减速机构和角位移传感器，形成测量装置，通过检测传动线系扭力杆的旋转角度来实现襟缝翼舵面的偏转角度的测量，具体地，检测角位移传感器的输出电压，且至少根据所检测输出电压获得所述襟缝翼舵面偏转角度。本发明提供的测量方法可以实现对大型飞机的襟缝翼舵面偏转角度的测量，本发明的技术方案采用角位移传感器和齿轮减速机构作为基本测量部件，解决了常规测量方法，由于飞机机体结构复杂、舵面运动形式多样、空间布局受限等因素无法采用角位移传感器或线位移传感器等常规方法直接测量舵面偏角的问题，设计简单、有效，通用性好。 | ||||||
| 275 | 一种风洞试验的高速飞行器翼舵缝隙热流测量方法及装置 | CN201910719522.X | 2019-08-06 | CN110567669A | 2019-12-13 | 吴宁宁; 康宏琳; 罗金玲; 周丹; 吴松 |
| 本发明提出一种风洞试验的高速飞行器翼舵缝隙热流测量方法及装置，通过获取飞行条件下翼舵缝隙热流分布、确定试验条件下翼舵缝隙高度、布置热流传感器阵列、进行风洞试验等步骤得到翼舵缝隙的热流云图分布。本发明独特的高速飞行器风洞试验模型翼舵缝隙设计准则，可以真实模拟飞行条件的缝隙流动结构，确保了翼舵缝隙热流的准确获取。 | ||||||
| 276 | 基于卡尔曼滤波的直升机旋翼遮挡缝隙时长预测方法 | CN201811556047.0 | 2018-12-19 | CN109533380A | 2019-03-29 | 陈翔; 王子豪; 胡俊祥; 高时汉 |
| 本发明公开一种基于卡尔曼滤波的直升机旋翼遮挡缝隙时长预测方法，适用于卫星通信中的共轴式双旋翼直升机旋翼遮挡天线环境。该方法步骤如下：通过卫星通信系统检测4个连续缝隙时间来确定初始旋翼遮挡状态；进入循环体迭代预测：用上一个旋翼遮挡状态通过状态方程预测下一个旋翼遮挡状态，判断预测的旋翼遮挡状态中缝隙时间是否在周期范围内，修正超出范围的缝隙时间，输出旋翼遮挡状态。该状态一方面用于指导返向链路信号的突发传输，另一方面会结合实际检测到的缝隙时间和卡尔曼增益进行校正，用于下次预测。该预测方法直接预测缝隙时间，利用卡尔曼增益和观测值不断修正预测值，保证滤波稳定、收敛性好，做到精确旋翼跟踪与预测。 | ||||||
| 277 | 效果好的严寒地区大面积翼形广场石材铺装裂缝防治方法 | CN201810272525.9 | 2016-07-22 | CN108486978A | 2018-09-04 | 宋陈明; 李杰; 钱跃东; 陈超; 陈栋梁 |
| 本发明公开了一种效果好的严寒地区大面积翼形广场石材铺装裂缝防治方法，包括花岗岩面层排版及伸缩缝位置确定、基层混凝土施工、面层铺贴控制线施工、花岗岩面层铺装、嵌缝等步骤。本发明施工方便、效果好。节省维修费用。 | ||||||
| 278 | 薄板栅格翼结构焊缝相控阵超声检测装置及检测方法 | CN201711262442.3 | 2017-12-04 | CN108169331A | 2018-06-15 | 刘钊; 张祥林; 张昊; 顾晓春 |
| 本发明涉及一种薄板栅格翼结构焊缝相控阵超声检测装置及检测方法，涉及无损检测技术领域。本发明通过选用高频相控阵超声线阵换能器再设计与之配合的特殊形状楔块来对栅格翼结构的焊缝区域进行无损检测，无需改变探头位置即可扫描整个焊缝区域，提高无损检测的便利性；由机械臂夹持换能器进行扫描，可实现检测的智能化、高效化。解决了快速检测与检测精度相矛盾的问题，能够满足各类自动化检测试验需求。 | ||||||
| 279 | 一种新型分缝翻边翼子板及其与车身的连接结构 | CN201711352145.8 | 2017-12-15 | CN108100047A | 2018-06-01 | 袁亮; 周全; 冯立军; 龚侃; 夏卫群 |
| 本发明公开了一种新型分缝翻边翼子板，包括外表面上边缘前后设置的第一翻边和第二翻边，其特征在于：所述第一翻边包括外表面向内朝下延伸形成的第一台阶面，以及第一台阶面向内朝上延伸形成的第一遮蔽面；所述第二翻边包括外表面向内朝上延伸的第二遮蔽面，以及将第二遮蔽面与底板进行连接的过渡翻边结构。本发明翼子板前后翻边通过第一遮蔽面、第二遮蔽面将与发动机罩间的分缝空隙进行遮挡，避免了发动机罩内部通过分缝暴露在环境中从而对零件产生污染，利于发动机罩内部零件的顺利运行以及增加了零件的使用寿命，同时提高了外观感知质量。 | ||||||
| 280 | 轿车侧围和翼子板在A柱区域横向式分缝加工工艺 | CN201611044403.1 | 2016-11-24 | CN106345902B | 2018-03-20 | 汤敏; 桂方亮; 何年 |
| 本发明公开了一种轿车侧围和翼子板在A柱区域横向式分缝加工工艺，包括步骤S1：对侧围进行第一侧翻边处理；步骤S2：对翼子板的A柱区域进行修边处理；步骤S3：对三角盖板安装区域进行整形处理，并对翼子板的A柱区域进行一段第三侧翻边处理，并使得一段第三侧翻边与第一侧翻边的部分相互平行；步骤S4：对三角盖板安装区域进行冲孔处理，并对翼子板的上部棱线进行第二侧翻边处理，对翼子板的A柱区域进行二段第三侧翻边处理，并使得二段第三侧翻边与第一侧翻边的另一部分相互平行。本发明提供的加工工艺，能够避免轿车侧围的A柱区域开裂、起皱及产生滑移线，并且缩减整车开发周期，降低生产成本。 | ||||||
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