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
81	飞机的后机身区段	CN201410367303.7	2014-07-29	CN104340352B	2018-04-17	阿方索·贡扎力兹·贡扎力布; 劳尔·卡洛斯·拉玛斯·撒丁
一种飞机的后机身区段(2)，该飞机的后机身区段包括构造为单一本体的至少一个封闭框架(6)并包括水平尾翼(23)，该水平尾翼包括箱式中央元件(19)以及两个横向抗扭箱(20)，所述水平尾翼(23)能相对于枢转轴线(29)进行配平，其特征在于，水平尾翼(23)安装在封闭框架(6)处，并且枢转轴线(29)包含在位于所述封闭框架(6)的最下端部(37)下方的水平平面(36)中。
82	飞机的后机身区段	CN201410367303.7	2014-07-29	CN104340352A	2015-02-11	阿方索·贡扎力兹·贡扎力布; 劳尔·卡洛斯·拉玛斯·撒丁
一种飞机的后机身区段(2)，该飞机的后机身区段包括构造为单一本体的至少一个封闭框架(6)并包括水平尾翼(23)，该水平尾翼包括箱式中央元件(19)以及两个横向抗扭箱(20)，所述水平尾翼(23)能相对于枢转轴线(29)进行配平，其特征在于，水平尾翼(23)安装在封闭框架(6)处，并且枢转轴线(29)包含在位于所述封闭框架(6)的最下端部(37)下方的水平平面(36)中。
83	一种分集天线	CN201610151249.1	2016-03-16	CN107204511B	2019-02-12	王霖川; 薛宗林; 熊晓峰
本公开提供一种分集天线，应用在金属机身的移动终端上，所述天线包括馈电点、第一接地点及第二接地点，所述金属机身包括机身本体及位于机身本体上方的收容区，所述收容区为侧边设有断缝的框形结构，所述馈电点、第一接地点及第二接地点均设置在机身本体上，所述馈电点上串联设有一与框形结构相接的容性元件，所述第一接地点上串联设有开关，所述馈电点与断缝之间的距离为3mm‑15mm，本公开通过引入容性调谐元件、单刀单/双掷开关，为天线带来了可调的特性，可以最大化的使用金属边框作为天线的辐射体，通过可调器件对谐振频率进行调节，从而覆盖700‑2690MHz全频段，提高了天线性能。
84	一种分集天线	CN201610151249.1	2016-03-16	CN107204511A	2017-09-26	王霖川; 薛宗林; 熊晓峰
本公开提供一种分集天线，应用在金属机身的移动终端上，所述天线包括馈电点、第一接地点及第二接地点，所述金属机身包括机身本体及位于机身本体上方的收容区，所述收容区为侧边设有断缝的框形结构，所述馈电点、第一接地点及第二接地点均设置在机身本体上，所述馈电点上串联设有一与框形结构相接的容性元件，所述第一接地点上串联设有开关，所述馈电点与断缝之间的距离为3mm-15mm，本公开通过引入容性调谐元件、单刀单/双掷开关，为天线带来了可调的特性，可以最大化的使用金属边框作为天线的辐射体，通过可调器件对谐振频率进行调节，从而覆盖700-2690MHz全频段，提高了天线性能。
85	一种集成式激光切割机	CN202010950251.1	2020-09-11	CN112171078A	2021-01-05	孙绵玉; 石贤林; 宋术丰
本发明涉及激光切割技术领域，具体是一种集成式激光切割机，一种集成式激光切割机，所述激光切割机包括有激光头和操作面板，所述激光切割机还包括有横梁、直线驱动装置和机身，所述机身一体成形有电气容纳柜，所述操作面板通过多自由度操作平台与机身转动连接，所述机身包括有框架、骨架和若干个通风管道，所述框架向电气容纳柜所在一端延长一段用于承托电气容纳柜的承托截段，本发明可以实现激光切割机集成化，避免现场安装的麻烦，出厂即可调试完成，不需要现场调试，能够立即投入使用，加快加工进度，节省激光切割机占用工作空间，激光切割机和电气控制组件之间的电线完全封闭，减小一定安全隐患。
86	一种飞机机身中段拼接装置及拼接方法	CN202111174602.5	2021-10-09	CN113830324A	2021-12-24	刘启明; 韩琦; 潘甜; 李珺; 窦浩容
本发明公开了一种飞机机身中段半自动拼接装置及拼接方法。它包括主体框架，两个侧撑架上均安装有轧辊组件，至少在其中一侧的轧辊组件上安装有步进电机，主体框架内安置有动力载台以及设置在动力载台上的升降装置，各段机身中段能够通过轧辊组件支撑、通过步进电机驱动转动、能够在升降装置的带动下升降以及通过动力载台的承载前后往复移动。优点在于：使工人轻松地将待拼装的机身中段快速拼装到一起，在减少了人工的同时，大幅度降低了劳动强度，还有效提高了拼装效率且有效避免了人工拼接作业的危险性；有效降低了拼接难度并且通过形成的拼接间隙方便了操作，提高了拼接质量，同时也方便了铆接，进一步提高了拼接效果。
87	一种飞机机身中段拼接装置及拼接方法	CN202111174602.5	2021-10-09	CN113830324B	2023-12-26	刘启明; 韩琦; 潘甜; 李珺; 窦浩容
本发明公开了一种飞机机身中段半自动拼接装置及拼接方法。它包括主体框架，两个侧撑架上均安装有轧辊组件，至少在其中一侧的轧辊组件上安装有步进电机，主体框架内安置有动力载台以及设置在动力载台上的升降装置，各段机身中段能够通过轧辊组件支撑、通过步进电机驱动转动、能够在升降装置的带动下升降以及通过动力载台的承载前后往复移动。优点在于：使工人轻松地将待拼装的机身中段快速拼装到一起，在减少了人工的同时，大幅度降低了劳动强度，还有效提高了拼装效率且有效避免了人工拼接作业的危险性；有效降低了拼接难度并且通过形成的拼接间隙方便了操作，提高了拼接质量，同时也方便了铆接，进一步提高了拼接效果。
88	一种机身立式装配主定位框变形计算及辅助控制方法	CN202110708392.7	2021-06-25	CN113460326B	2023-07-21	舒阳; 潘雨; 周裕力; 陈雪梅; 陈清良; 骆金威; 冯若琪; 益建朋
本发明公开了一种机身立式装配主定位框变形计算方法及辅助装置，属于飞机装配技术领域，其实施过程包括：确定工艺孔及辅助支撑点的位置区域；建立极坐标系，确定工艺孔组合方式，计算不同工艺孔组合方式下框的最大变形；确定工艺孔与辅助支撑点的组合方式，计算不同组合方式下框的最大变形；设置辅助支撑装置；优选支撑方式。本发明能针对中机身段立式装配过程中主定位框装配定位问题，保证主定位框的装配精度，在结构设计阶段即完成对装配过程中主定位框的定位变形控制，减少装配过程中的返工调整工作，且实施方便、适用性广、成本低。
89	一种机身立式装配主定位框变形计算及辅助控制方法	CN202110708392.7	2021-06-25	CN113460326A	2021-10-01	舒阳; 潘雨; 周裕力; 陈雪梅; 陈清良; 骆金威; 冯若琪; 益建朋
本发明公开了一种机身立式装配主定位框变形计算方法及辅助装置，属于飞机装配技术领域，其实施过程包括：确定工艺孔及辅助支撑点的位置区域；建立极坐标系，确定工艺孔组合方式，计算不同工艺孔组合方式下框的最大变形；确定工艺孔与辅助支撑点的组合方式，计算不同组合方式下框的最大变形；设置辅助支撑装置；优选支撑方式。本发明能针对中机身段立式装配过程中主定位框装配定位问题，保证主定位框的装配精度，在结构设计阶段即完成对装配过程中主定位框的定位变形控制，减少装配过程中的返工调整工作，且实施方便、适用性广、成本低。
90	一种分布式动力装置布局的垂直起降飞行器	CN201610712566.6	2016-08-22	CN106218887A	2016-12-14	章磊; 吴大卫
本发明公开了一种分布式动力装置布局的垂直起降飞行器，包括机身、机翼、尾翼与螺旋桨，所述机身为半硬壳式结构，所述机身包括机头、中段以及机尾，机身中段为货舱，在所述机身两侧设有左右对称的机翼，所述机翼为双梁半硬壳式结构并且机翼与机身通过加强隔框连接，在所述机翼后缘设有升降副翼，在机翼的翼梢上设有端板式翼梢小翼，本发明采用分布式推进装置布局，使得飞行器在垂直起降时具备较低的桨盘载荷，具有较高的推进效率；采用电机转速/螺旋桨桨距+螺旋桨滑流舵的复合操纵模式，操纵功效高；固定翼面采用无尾飞翼布局，减小飞行器的尺寸，使得结构更加紧凑，易于拆卸维护，而且在垂直起降阶段较常规布局和鸭式布局抗风性好。
91	一种基于数值分析的航空器结构适坠性适航评估方法	CN202211002085.8	2022-08-20	CN115374537A	2022-11-22	牟浩蕾; 冯振宇; 解江
本发明涉及航空器适航技术领域，且公开了一种基于数值分析的航空器结构适坠性适航评估方法，包括：利用已有材料的准静态基础力学性能数据，初步进行航空器典型机身框段坠撞仿真分析，确定坠撞载荷传递路径及机身结构失效情况，识别航空器典型机身框段结构中发生失效的材料及结构，设计并规划包含不同层级的适坠性“积木式”试验方案，覆盖载荷传递路径上的主要承力结构，并获取每一层级的试验结果，本发明精确预测了机身结构整体动力学响应，以及压溃、弯曲和失效等大变形，关键结构位置处的应变和加速度，反映了假人头部及腰椎承受载荷情况，在航空器设计初期考虑抗坠撞设计可以提升航空器坠撞后乘员的生存率。
92	制造飞机机身构架的方法	CN200880107636.9	2008-06-12	CN101896398A	2010-11-24	安德烈亚斯·斯特凡
本发明公开了一种制造飞机机身构架的方法，其中前后定位的多个机身段连在一起，所述方法包括以下步骤：a)制造外壳段(1，4，9，14，20)，所述外壳段在下侧具有连续的纵向开口(3，11，22)；b)加宽所述外壳段(1，4，9，14，20)，从而引入另外的部件，特别是至少一地板框架(34)；c)通过形成部分横向焊缝(33)而将所述外壳段(1，4，9，14，20)连接于已存在的刚性机身段(23)；d)将预制下部壳体(5，17，21)定位在所述纵向开口(3，11，22)中，从而在外周边上闭合所述外壳段(1，4，9，14，20)；e)完成所述部分横向焊缝(33)以形成横向焊缝(48)，并通过形成至少两纵向焊缝(46，47)而将所述下部壳体(5，17，21)与所述外壳段(1，4，9，14，20)连在一起；以及f)将所述地板框架(34)与所述外壳段(1，4，9，14，20)连在一起。每个所述外壳段(1，4，9，14，20)具有连续的纵向开口(3，11，22)，且由于加宽和挤压所述外壳段(1，4，9，14，20)的侧边，误差补偿在连接到另一刚性机身段(23)时是可能的。此外，所述纵向开口(3，11，22)通过所述外壳段(1，4，9，14，20)提供良好的内部可达性。由于下部壳体(5，17，21)的装配和安装，所述外壳段(1，4，9，14，20)通过完成所述部分横向焊缝(33)以形成所述环绕的横向焊缝(48)以及通过形成至少两连续纵向焊缝(46，47)而连接于所述另一刚性机身段(23)。
93	制造飞机机身构架的方法	CN200880107636.9	2008-06-12	CN101896398B	2013-10-09	安德烈亚斯·斯特凡
本发明公开了一种制造飞机机身构架的方法，其中前后定位的多个机身段连在一起，所述方法包括以下步骤：a)制造外壳段(1，4，9，14，20)，所述外壳段在下侧具有连续的纵向开口(3，11，22)；b)加宽所述外壳段(1，4，9，14，20)，从而引入另外的部件，特别是至少一地板框架(34)；c)通过形成部分横向焊缝(33)而将所述外壳段(1，4，9，14，20)连接于已存在的刚性机身段(23)；d)将预制下部壳体(5，17，21)定位在所述纵向开口(3，11，22)中，从而在外周边上闭合所述外壳段(1，4，9，14，20)；e)完成所述部分横向焊缝(33)以形成横向焊缝(48)，并通过形成至少两纵向焊缝(46，47)而将所述下部壳体(5，17，21)与所述外壳段(1，4，9，14，20)连在一起；以及f)将所述地板框架(34)与所述外壳段(1，4，9，14，20)连在一起。每个所述外壳段(1，4，9，14，20)具有连续的纵向开口(3，11，22)，且由于加宽和挤压所述外壳段(1，4，9，14，20)的侧边，误差补偿在连接到另一刚性机身段(23)时是可能的。此外，所述纵向开口(3，11，22)通过所述外壳段(1，4，9，14，20)提供良好的内部可达性。由于下部壳体(5，17，21)的装配和安装，所述外壳段(1，4，9，14，20)通过完成所述部分横向焊缝(33)以形成所述环绕的横向焊缝(48)以及通过形成至少两连续纵向焊缝(46，47)而连接于所述另一刚性机身段(23)。
94	飞行器模块、飞行器部段及飞行器和飞行器部段组装方法	CN201910551703.6	2019-06-25	CN110626520A	2019-12-31	B·格兰
本发明涉及一种用于飞行器的模块，模块包括至少一个横向构件(14)，所述至少一个横向构件沿所述模块的侧向方向(Y)延伸并且旨在固定到所述机身(30)的框架，所述模块包括安装在所述横向构件的两个相反端部中的至少一个端部上的接合装置(34)，接合装置用于接合到所述机身框架，所述接合装置(34)构造成能够从待用位置移动到展开的接合位置，在所述接合位置，此装置(34)在所述侧向方向(Y)上从所述横向构件突出。本发明还涉及包括这种模块的飞行器部段和包括这种飞行器部段的飞行器，并涉及用于组装飞行器部段的组装方法。由此，飞行器模块(8)更易于组装在由飞行器的机身限定的内部空间(10)中。
95	用于飞行器的主要机身结构和机身部段以及飞行器	CN201310267673.9	2013-06-28	CN103523198B	2017-03-01	杰罗姆·米利埃; 让-马克·福雷; 埃德蒙·弗罗热; 克里斯蒂安·佩克特; 桑德里纳·蒙路易-博奈尔
一种用于飞行器的主要机身结构，包括：多个周向框架；地板结构，该地板结构具有连接至周向框架的横向端部；至少一个支柱，所述至少一个支柱用于对地板结构进行支承并且包括固定在周向框架上的下端部和固定在所述地板结构上的上端部，以及至少一个破坏开始元件，至少一个破坏开始元件与所述支柱相关联，包括：第一紧固装置，该第一紧固装置用于紧固至周向框架，该第一紧固装置离所述支柱的下端部一段距离；以及第二紧固装置，该第二紧固装置用于附接至所述支柱，该第二紧固装置远离所述支柱的端部。一种包括所述主要机身结构的飞行器部段和飞行器诸如飞机。
96	包括有能够在发生碰撞时早期破坏以增加能量吸收的支柱的用于飞行器的主要机身结构	CN201310267673.9	2013-06-28	CN103523198A	2014-01-22	杰罗姆·米利埃; 让-马克·福雷; 埃德蒙·弗罗热; 克里斯蒂安·佩克特; 桑德里纳·蒙路易-博奈尔
一种用于飞行器的主要机身结构，包括：多个周向框架；地板结构，该地板结构具有连接至周向框架的横向端部；至少一个支柱，所述至少一个支柱用于对地板结构进行支承并且包括固定在周向框架上的下端部和固定在所述地板结构上的上端部，以及至少一个破坏开始元件，至少一个破坏开始元件与所述支柱相关联，包括：第一紧固装置，该第一紧固装置用于紧固至周向框架，该第一紧固装置离所述支柱的下端部一段距离；以及第二紧固装置，该第二紧固装置用于附接至所述支柱，该第二紧固装置远离所述支柱的端部。一种包括所述主要机身结构的飞行器部段和飞行器诸如飞机。
97	一种轻质、高可维护性无人机复合材料结构系统	CN201711100046.0	2017-11-09	CN107972843B	2019-06-18	顾春辉; 王悦; 宋春雨; 李丹圆; 陈亦冬; 张晓帆; 姚宇地; 苏玲; 成磊; 唐青春; 李一帆; 张帆; 徐喆
一种轻质、高可维护性无人机复合材料结构系统，包括机身(1)、机翼(2)、上尾翼(3)、下尾翼(8)、副翼(28)；机翼(2)位于在机身上蒙皮(12)中部，与机翼机身连接框(15)固定，机翼(2)安装副翼(28)；上尾翼(3)安装在机身上蒙皮(12)尾锥段并与尾翼安装框(16)固定连接，上尾翼(3)上安装方向舵；下尾翼(8)安装在尾锥下蒙皮(6)上并与下尾翼安装框(7)固定。本发明除极少数承受冲击载荷结构外，所有主承力结构均采用复合材料，与以往该类型无人机结构技术相比，巧妙地利用了复合材料的材料特性，满足小型高速无人机全复合材料结构承载、功能要求，低成本、高可维护性。
98	一种大型飞机机身内部装配使用的工作平台	CN202111103454.8	2021-09-18	CN113770677B	2022-09-20	卢茜; 杨宝华; 刘钰铉
本发明公开了一种用于大型飞机机身内部装配使用的工作平台，包含两组工艺接头组件、两组钢管组件、一组蜂窝板组件、一组串联轻轨组件，工艺接头组件通过机身框上的工艺孔孔轴连接对称固定在机身两侧的侧框上，钢管组件对称架在工艺接头上，蜂窝板组件沿着飞机航向依次铺设在钢管组件上，形成工作平台，串联轻轨组件安装在蜂窝板组件底部，实现工作平台的底部吊装。利用飞机自身框架上的工艺孔，实现了无支腿的工作平台，利用平台底部的航向和展向的轻型导轨，实现了机身内部的吊装功能，解决了大型飞机工作平台反复搭建的重复性工作，同时解决了大型飞机筒段内部的吊装难题，保证了飞机装配的质量及效率。
99	一种轻质、高可维护性无人机复合材料结构系统	CN201711100046.0	2017-11-09	CN107972843A	2018-05-01	顾春辉; 王悦; 宋春雨; 李丹圆; 陈亦冬; 张晓帆; 姚宇地; 苏玲; 成磊; 唐青春; 李一帆; 张帆; 徐喆
一种轻质、高可维护性无人机复合材料结构系统，包括机身(1)、机翼(2)、上尾翼(3)、下尾翼(8)、副翼(28)；机翼(2)位于在机身上蒙皮(12)中部，与机翼机身连接框(15)固定，机翼(2)安装副翼(28)；上尾翼(3)安装在机身上蒙皮(12)尾锥段并与尾翼安装框(16)固定连接，上尾翼(3)上安装方向舵；下尾翼(8)安装在尾锥下蒙皮(6)上并与下尾翼安装框(7)固定。本发明除极少数承受冲击载荷结构外，所有主承力结构均采用复合材料，与以往该类型无人机结构技术相比，巧妙地利用了复合材料的材料特性，满足小型高速无人机全复合材料结构承载、功能要求，低成本、高可维护性。
100	一种大型飞机机身内部装配使用的工作平台	CN202111103454.8	2021-09-18	CN113770677A	2021-12-10	卢茜; 杨宝华; 刘钰铉
本发明公开了一种用于大型飞机机身内部装配使用的工作平台，包含两组工艺接头组件、两组钢管组件、一组蜂窝板组件、一组串联轻轨组件，工艺接头组件通过机身框上的工艺孔孔轴连接对称固定在机身两侧的侧框上，钢管组件对称架在工艺接头上，蜂窝板组件沿着飞机航向依次铺设在钢管组件上，形成工作平台，串联轻轨组件安装在蜂窝板组件底部，实现工作平台的底部吊装。利用飞机自身框架上的工艺孔，实现了无支腿的工作平台，利用平台底部的航向和展向的轻型导轨，实现了机身内部的吊装功能，解决了大型飞机工作平台反复搭建的重复性工作，同时解决了大型飞机筒段内部的吊装难题，保证了飞机装配的质量及效率。

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