机身框段相关的专利数据

序号	专利名	申请号	申请日	公开（公告）号	公开（公告）日	发明人
21	飞行器机身框架件	CN201210460212.9	2012-09-07	CN102991665B	2017-04-12	R·德拉艾; P·利埃旺; C·米亚勒
本发明的主题是一种飞行器机身框架件(101、102、103)，其特征在于，它包括结合在同一单一零件中的横梁部分(1a、101a、102a)和框架段(1b、101b、102b)，飞行器机身框架和横梁的组合件包括本发明的框架件，其中，框架件(1)连接上框架(5)、地板横梁(3)和下框架(4)，并包括一个代替地板拉杆的节段(1c)，在飞行器机身框架和横梁的组合件中，框架件(101、102)的横梁部分形成飞行器的货舱横梁或形成行李箱的支撑横梁。
22	飞行器机身框架件	CN201210460212.9	2012-09-07	CN102991665A	2013-03-27	R·德拉艾; P·利埃旺; C·米亚勒
本发明的主题是一种飞行器机身框架件(101、102、103)，其特征在于，它包括结合在同一单一零件中的横梁部分(1a、101a、102a)和框架段(1b、101b、102b)，飞行器机身框架和横梁的组合件包括本发明的框架件，其中，框架件(1)连接上框架(5)、地板横梁(3)和下框架(4)，并包括一个代替地板拉杆的节段(1c)，在飞行器机身框架和横梁的组合件中，框架件(101、102)的横梁部分形成飞行器的货舱横梁或形成行李箱的支撑横梁。
23	一种非对称机身隔框四点弯曲试验方法及装置	CN201610541264.7	2016-07-11	CN106240842B	2019-02-05	张洋洋; 邓凡臣; 柴亚南; 李新祥
本发明公开了一种非对称机身隔框四点弯曲试验方法及装置。所述非对称机身隔框四点弯曲试验方法包括如下步骤：步骤1：为待测的非对称机身隔框添加试验块；步骤2：为试验加载装置的两个相对的加载平台上分别增加一个加载头组件，所述加载头组件能够适应机身隔框所发生的弯曲变形,始终保持加载力与隔框平直段垂直(下同)；步骤3：将待测的非对称机身隔框设置在两个加载头组件之间，并进行四点弯曲试验。本发明中的非对称机身隔框四点弯曲试验方法使非对称机身隔框在加载试验时的加载压心通过所述非对称机身隔框的横截面弯心，在加载时通过加载头组件在受力时发生变形的方式来调整待测非对称机身隔框的弯曲变形，达到测量非对称偏心结构的目的。
24	一种非对称机身隔框四点弯曲试验方法及装置	CN201610541264.7	2016-07-11	CN106240842A	2016-12-21	张洋洋; 邓凡臣; 柴亚南; 李新祥
本发明公开了一种非对称机身隔框四点弯曲试验方法及装置。所述非对称机身隔框四点弯曲试验方法包括如下步骤：步骤1：为待测的非对称机身隔框添加试验块；步骤2：为试验加载装置的两个相对的加载平台上分别增加一个加载头组件，所述加载头组件能够适应机身隔框所发生的弯曲变形,始终保持加载力与隔框平直段垂直(下同)；步骤3：将待测的非对称机身隔框设置在两个加载头组件之间，并进行四点弯曲试验。本发明中的非对称机身隔框四点弯曲试验方法使非对称机身隔框在加载试验时的加载压心通过所述非对称机身隔框的横截面弯心，在加载时通过加载头组件在受力时发生变形的方式来调整待测非对称机身隔框的弯曲变形，达到测量非对称偏心结构的目的。
25	一种机身曲框结构的四点弯曲试验加载方法	CN201811208788.X	2018-10-17	CN109357851A	2019-02-19	柴亚南; 陈昊; 杨钧超; 邓凡臣; 张阿盈
本发明公开了一种机身曲框结构的四点弯曲试验加载方法，包括步骤1：采用加强组件对机身曲框试验件两端的加载段刚度和强度进行加强；步骤2：连接加载垫块和支持垫块；步骤3：将试验件放置在试验平台上，加载垫块上表面和支持垫块下表面均与试验平台平行且与加载载荷垂直，可保证加载载荷与支持载荷为一对平行载荷，从而形成纯弯载荷。本发明可用于机身曲框、机身壁板或类似结构的四点弯曲试验加载，通过对加载端的框、角片和蒙皮等薄弱部位连接加强件可有效防止加载点部位的提前失稳、破坏或倾斜，实现机身壁板考核段内的纯弯加载及破坏，为机身曲框结构设计提供可靠的试验依据。
26	一种机身曲框结构的四点弯曲试验加载方法	CN201811208788.X	2018-10-17	CN109357851B	2020-08-11	柴亚南; 陈昊; 杨钧超; 邓凡臣; 张阿盈
本发明公开了一种机身曲框结构的四点弯曲试验加载方法，包括步骤1：采用加强组件对机身曲框试验件两端的加载段刚度和强度进行加强；步骤2：连接加载垫块和支持垫块；步骤3：将试验件放置在试验平台上，加载垫块上表面和支持垫块下表面均与试验平台平行且与加载载荷垂直，可保证加载载荷与支持载荷为一对平行载荷，从而形成纯弯载荷。本发明可用于机身曲框、机身壁板或类似结构的四点弯曲试验加载，通过对加载端的框、角片和蒙皮等薄弱部位连接加强件可有效防止加载点部位的提前失稳、破坏或倾斜，实现机身壁板考核段内的纯弯加载及破坏，为机身曲框结构设计提供可靠的试验依据。
27	飞行器的机翼-机身段	CN200880013054.4	2008-04-21	CN101668679B	2013-01-16	京特·帕尔
一种飞行器的机翼-机身段，该机翼-机身段包括：翼根(7、8)，飞行器的机翼(1)在翼根(7、8)处连接于机身(2)；带有机身框架元件(11-15、21-25)的机身区域(3)，所述机身框架元件(11-15、21-25)以与飞行器的纵向相交的方式延伸；以及带有翼梁(16-19、26-29)的机翼区域(5、6)，所述翼梁(16-19、26-29)沿翼展方向延伸。根据本发明，机翼区域(5、6)的翼梁(16-19、26-29)和机身区域(3)的机身框架元件(11-15、21-25)形成了整体组装件(40)的一部分，整体组装件(40)至少在包括翼根(7、8)的机翼(1)的中间部分和机身区域(3)上延伸。
28	飞行器的机翼-机身段	CN200880013054.4	2008-04-21	CN101668679A	2010-03-10	京特·帕尔
一种飞行器的机翼-机身段，该机翼-机身段包括：翼根(7、8)，飞行器的机翼(1)在翼根(7、8)处连接于机身(2)；带有机身框架元件(11-15、21-25)的机身区域(3)，所述机身框架元件(11-15、21-25)以与飞行器的纵向相交的方式延伸；以及带有翼梁(16-19、26-29)的机翼区域(5、6)，所述翼梁(16-19、26-29)沿翼展方向延伸。根据本发明，机翼区域(5、6)的翼梁(16-19、26-29)和机身区域(3)的机身框架元件(11-15、21-25)形成了整体组装件(40)的一部分，整体组装件(40)至少在包括翼根(7、8)的机翼(1)的中间部分和机身区域(3)上延伸。
29	一种用于机身段机器人自动钻铆的定位装置及协调方法	CN202311815459.2	2023-12-26	CN117840325A	2024-04-09	迟铭博; 曲才; 刘展展; 陈义龙; 李海滨; 朱硕迪
本发明公开了一种用于机身段机器人自动钻铆的定位装置及协调方法，装置中的2组对称设置的框架组件固定在地面，其顶部平台上对应安装2组可调压紧组件；模块化转运组件通过其底端两侧的定位安装件固定安装于2组框架组件之间，通过其顶端的定位组件固定安装待执行钉铆的机身段产品；保形定位组件设置于模块化转运组件的上端面，对机身段产品进行保形定位；并通过位于机身段产品顶端两侧的2组可调压紧组件对机身段产品的上部框和蒙皮进行定位夹紧。本发明解决了直升机中的现有铆接方式，由于人工操作存在辅助装置、工具数量多，工艺准备时间较长，以及人工操作繁琐，铆接精度低，操作者易疲劳，生产效率无法保证等问题。
30	一种上单翼通用飞机主起落架开口结构	CN201510230247.7	2015-05-07	CN106184694B	2018-07-24	曹翠柳; 吴永奎; 黄利强; 王影; 王宝民; 林大威
本发明涉及一种上单翼通用飞机主起落架开口结构，所述主起落架开口结构由机翼加强框(1)、主起加强框(2)、机翼主起加强框(3)、普通框(4)、机身壁板(5)、多组纵向加强梁(6)、下蒙皮(7)、上蒙皮(8)、过渡件(9)、左侧外部加强盒段(10)、右侧外部加强盒段(11)组成。本发明提供了一种结构，解决了由于主起落架收入机身内导致机身下部壁板传力路线中断的问题，在机身壁板的桁条对应位置设置了纵向加强梁并与上下蒙皮、加强框组成桁梁式盒段结构以承受大部分弯矩以及由弯矩引起的轴向力，并有效传递主起落架的集中载荷，传力路线直接，结构效率高。
31	一种高超声速颤振风洞试验模型的机身整流体结构	CN201810572701.0	2018-06-06	CN108645593A	2018-10-12	钱卫; 路涛骏; 白瑜光; 陈香言; 胡典侠
一种高超声速颤振风洞试验模型的机身整流体结构，属于风洞颤振试验技术领域。这种机身整流体结构包括依次连接并固定在底部钢板上的第一锥形体、第二锥形体、第三锥形体、第四锥形体和第五锥形体，第一锥形体包含后锥形外壳和与后锥形外壳形状相配合的内部承力结构后框段，第二锥形体、第三锥形体、第四锥形体和第五锥形体的结合体包含前锥形外壳和与前锥形外壳形状相配合的内部承力结构前框段。后锥形外壳固定在后框段的外侧，前锥形外壳固定在前框段的外侧。该机身整流体结构在保证试验所需的刚强度要求的同时，有效降低结构质量，方便装配；使机身整流体结构内部腾出空间，用于放置相关设备、机构和线路，便于模型结构的设计。
32	一种高超声速颤振风洞试验模型的机身整流体结构	CN201810572701.0	2018-06-06	CN108645593B	2023-12-22	钱卫; 路涛骏; 白瑜光; 陈香言; 胡典侠
一种高超声速颤振风洞试验模型的机身整流体结构，属于风洞颤振试验技术领域。这种机身整流体结构包括依次连接并固定在底部钢板上的第一锥形体、第二锥形体、第三锥形体、第四锥形体和第五锥形体，第一锥形体包含后锥形外壳和与后锥形外壳形状相配合的内部承力结构后框段，第二锥形体、第三锥形体、第四锥形体和第五锥形体的结合体包含前锥形外壳和与前锥形外壳形状相配合的内部承力结构前框段。后锥形外壳固定在后框段的外侧，前锥形外壳固定在前框段的外侧。该机身整流体结构在保证试验所需的刚强度要求的同时，有效降低结构质量，方便装配；使机身整流体结构内部腾出空间，用于放置相关设备、机构和线路，便于模型结构的设计。
33	具有机尾侧的耐压舱壁的飞机的压力机身	CN201080045472.9	2010-10-07	CN102574571B	2015-09-09	吉汉吉尔·萨利勒甘; 马丁·贝克曼
一种飞机的压力机身，所述压力机身在纵向方向上由多个机身段(1a-1f)组装而成，其中设置有至少一个机尾侧的耐压舱壁(2)，用于形成飞机内部的压力区域(3)，为了在径向外部将所述耐压舱壁固定在至少一个机身段(1a-1f)上，设有环形的隔框型材(5)，其中隔框型材(5)在耐压舱壁侧具有U形的型材区段，所述U形的型材区段在第一分支(6)的端侧通过连接机构(7)在后面固定在耐压舱壁(2)上，并且所述U形的型材区段的径向向外延伸的、伸长的第二分支(8)形成与至少一个机身段(1e、1f)的连接，使得连接机构(7)能够单独地从飞机内部的压力区域起进行装配。
34	具有机尾侧的耐压舱壁的飞机的压力机身	CN201080045472.9	2010-10-07	CN102574571A	2012-07-11	吉汉吉尔·萨利勒甘; 马丁·贝克曼
一种飞机的压力机身，所述压力机身在纵向方向上由多个机身段(1a-1f)组装而成，其中设置有至少一个机尾侧的耐压舱壁(2)，用于形成飞机内部的压力区域(3)，为了在径向外部将所述耐压舱壁固定在至少一个机身段(1a-1f)上，设有环形的隔框型材(5)，其中隔框型材(5)在耐压舱壁侧具有U形的型材区段，所述U形的型材区段在第一分支(6)的端侧通过连接机构(7)在后面固定在耐压舱壁(2)上，并且所述U形的型材区段的径向向外延伸的、伸长的第二分支(8)形成与至少一个机身段(1e、1f)的连接，使得连接机构(7)能够单独地从飞机内部的压力区域起进行装配。
35	用于飞机机舱的机舱包覆元件和用于飞机机身结构的隔框	CN201880022841.9	2018-03-15	CN110520356B	2023-12-08	斯特凡·里斯; 雷纳·穆勒
本发明涉及一种用于设置在飞机机身结构(18’)，其具有机身结构侧(30)和机舱侧(32)。所述机舱包覆元件(18’)在其机身结构侧(30)上至少局部地具有能电接触的加热漆层(34’，34”)。本发明也涉及一种用于飞机机身结构的隔框，其具有至少一个外蒙皮侧的足部部段，和机舱侧的头部部段。所述隔框在所述头部部段的朝向机舱的一侧上至少局部地具有能电接触的加热漆层。通过加热漆层(34’，34”)可行的是，省去在其它情况下围绕隔框头部的隔离部从而增大机舱宽度。(12)的内部中的飞机机舱的机舱包覆元件
36	用于飞机机舱的机舱包覆元件和用于飞机机身结构的隔框	CN201880022841.9	2018-03-15	CN110520356A	2019-11-29	斯特凡·里斯; 雷纳·穆勒
本发明涉及一种用于设置在飞机机身结构(12)的内部中的飞机机舱的机舱包覆元件(18’)，其具有机身结构侧(30)和机舱侧(32)。所述机舱包覆元件(18’)在其机身结构侧(30)上至少局部地具有能电接触的加热漆层(34’，34”)。本发明也涉及一种用于飞机机身结构的隔框，其具有至少一个外蒙皮侧的足部部段，和机舱侧的头部部段。所述隔框在所述头部部段的朝向机舱的一侧上至少局部地具有能电接触的加热漆层。通过加热漆层(34’，34”)可行的是，省去在其它情况下围绕隔框头部的隔离部从而增大机舱宽度。
37	一种大直径飞机机身试验加载夹具	CN201210528700.9	2012-12-10	CN103407579B	2016-03-30	郑建军; 张建峰; 夏峰; 王刚; 王征; 崔明; 贺金利
本发明属于试验加载技术，涉及一种大直径飞机机身试验加载夹具。所述大直径飞机机身试验加载夹具包括对接端板、均力环和蒙皮。所述对接端板为与机身过渡段相匹配的圆环结构，均力环环绕于对接端板内外圈，均力环一侧连接对接端板，另一侧经蒙皮连接施加集中载荷的加载设备。本发明应用于某型飞机翼身组合体传力特性试验中，实现了对接端框段各种载荷的准确施加，保证了对接端框受力分布的合理性，提供了试验件的良好约束，并且方便了加载设备的扣重。理论上，这种加载设备及其试验技术，能实现任意机身框段任意载荷的施加。
38	一种轻型水陆两栖运动飞机的整机弹道伞降救生系统	CN202310873134.3	2023-07-17	CN116923706A	2023-10-24	孙宇轩; 张龙涛; 聂雷; 周瑜
本发明公开了一种轻型水陆两栖运动飞机的整机弹道伞降救生系统，包括有三明治式机身主框架和纵向承载机身框，机身主框架内交错设置有可拆卸的左机翼和右机翼，左机翼的左主翼梁与右机翼的右主翼梁的延伸段与机身主框架通过高强销栓连接，高强销栓作为降落伞包的前吊点；纵向承载机身框沿着运动飞机的轴向设置在机身主框架的后方，纵向承载机身框上设置有降落伞包的后吊点；本申请通过这样的设计，有效的利用了该局部结构高承载的特性，承担降落伞包打出、展开时引发的大过载系数载荷，通过两个前吊点和一个后吊点的布置，形成整机吊挂的稳定姿态，使飞机具备紧急伞降能力。
39	一种大直径飞机机身试验加载夹具	CN201210528700.9	2012-12-10	CN103407579A	2013-11-27	郑建军; 张建峰; 夏峰; 王刚; 王征; 崔明; 贺金利
本发明属于试验加载技术，涉及一种大直径飞机机身试验加载夹具。所述大直径飞机机身试验加载夹具包括对接端板、均力环和蒙皮。所述对接端板为与机身过渡段相匹配的圆环结构，均力环环绕于对接端板内外圈，均力环一侧连接对接端板，另一侧经蒙皮连接施加集中载荷的加载设备。本发明应用于某型飞机翼身组合体传力特性试验中，实现了对接端框段各种载荷的准确施加，保证了对接端框受力分布的合理性，提供了试验件的良好约束，并且方便了加载设备的扣重。理论上，这种加载设备及其试验技术，能实现任意机身框段任意载荷的施加。
40	用于飞行器的机身外壳的框架和机身外壳	CN201910695821.4	2019-07-30	CN110775246A	2020-02-11	埃莱娜·阿雷瓦洛罗德里格斯; 安东尼奥·托雷斯埃斯特万
提供了一种用于飞行器的机身外壳的框架(1)，所述机身包括蒙皮(3)和桁梁(4)，所述框架(1)包括：-多个区段(5)，所述区段(5)由与所述桁梁(4)在机身中的位置相对应的中间间隙分隔开，每个区段(5)具有多单元构型，所述多单元构型由在纵向方向上安排的若干复合材料模块化元件(6)构成，以及-连续内盖(7)，所述连续内盖在所述区段(5)和所述中间间隙的顶部。

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