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本发明属于显示控制应用技术，涉及一种基于配置驱动的多终端多分区显示交互界面控制方法，由显示配置控制模块与显示处理模块构成基于配置驱动的显示控制构型，通过显示构型控制从显示过程控制中隔离，用以进行独立的显示配置管理，从而实现基于配置驱动的显示控制构型；通过建立该显示控制构型进行多终端或多分区的显示控制界面设计及开发，可以有效地适应显示界面设计过程中大量的显示配置需求变更，将这些变更运用统一的显示配置数据进行定义和维护，提高显示控制系统的应用扩展性及可维护性。
本发明属于复合材料试验技术，涉及一种复合材料结构的当量冲击损伤引入方法。损伤引入方法的步骤如下，(1)按照壁板结构的真实特征，制作两组相同的试验件，定义冲击后试验件的压缩值与未冲击试验件压缩值之比为K；(2)取两组相同的无实际结构特征的试验件，进行冲击试验，分别对两组试验件进行压缩试验，将冲击后试验件的压缩值与未冲击试验件压缩值进行比较，得到一组试验值；(3)将无实际结构特征的试验件的压缩试验比值与具有壁板结构的真实特征的试验件的K值进行比较，确定复合材料结构的当量冲击损伤引入的能量值。本发明确定的冲击损伤引入能量值合理，同时实现不同结构部位确定不同的冲击损伤引入能力值。
本发明属于结构力学领域，涉及一种飞机高速颤振主梁模型空心梁截面尺寸的确定方法。其特征在于，确定带耳片薄壁矩形空心梁截面尺寸的步骤如下：计算薄壁矩形空心梁在具有预定数值的垂直向惯性矩Ix和极惯性矩J以及左右壁厚为t1和上下壁厚为t2时的矩形等效宽度a1和等效高度b1；对预定的极惯性矩J进行调整；计算等效宽度a和等效高度b；计算带耳片薄壁矩形空心梁在具有预定数值的侧向惯性矩Iy以及耳片厚度为tr时的空心梁截面总宽L。本发明提高了模型截面刚度的精度，减少了模型设计的不确定性，缩短了确定截面尺寸的时间，提高了颤振模型的设计效率，并且适用于左右薄壁厚度和上下薄壁厚度不相等时的截面情况，拓宽了截面设计参数的范围。
本发明属于结构力学领域，涉及一种飞机高速颤振模型工字形空心梁截面尺寸的确定方法。其特征在于，确定带四个耳片薄壁矩形空心梁截面尺寸的步骤如下：计算薄壁矩形空心梁在具有预定数值的垂直向惯性矩Ix和极惯性矩J以及壁厚为t的矩形等效宽度a1和等效高度b1；对预定的极惯性矩J进行调整；计算等效宽度a2和等效高度b2；以b2为b3的最大值范围，迭代得到符合截面特性控制方程的截面尺寸a3，b3和L3。本发明提高了模型截面设计的精度，减少了模型设计的不确定性，缩短了确定截面尺寸的时间，提高了颤振模型的设计效率，并且由于耳片处于矩形的四个角点，降低了截面的总高度，在一定程度上满足了尺寸限制要求。
本发明属于复合材料技术，涉及对复合材料结构机械连接湿装配工艺的一种复合材料湿装配连接处材料性能的处理方法。本发明对胶层硬度和拧紧力矩在复合材料结构机械连接湿装配工艺中的影响进行了分析，分别对材料层板模型、胶层模型和螺栓模型进行分析，绘制出复合材料板孔边环向及径向应力曲线，给出了一种复合材料孔边应力的分析方法和工程化的应力处理方法，解决了湿装配工艺中胶层硬度、螺栓拧紧力矩对复合材料孔边应力集中影响的分析手段不足的问题，提供了复合材料孔边应力提取和处理的方法，可以帮助工程技术人员对孔边应力集中进行直观的判断，有较高的工程应用价值。
本发明属于飞机机翼设计技术，涉及对飞机前缘缝翼内型控制曲线设计方法的改进，特别涉及一种基于五个控制剖面的缝翼展向控制曲线的设计方法。将缝翼展向控制曲线根据已经给定的五个控制剖面上确定的点位置，从翼根至翼尖方向分为四个段，第一个点至第二个点之间、第二个点至第三个点之间及第四个点至第五个点之间为二次曲线段，第三个点至第四个点之间为直线段，确定二次曲线的曲线型因子，由二次曲线段和直线段构成缝翼内型展向控制曲线。本发明基于缝翼控制剖面上缝翼内型曲线前缘点，采用全参数化法定义飞机前缘缝翼剖面沿展向控制曲线的方法，改进飞机缝翼内型和固定翼前缘外形之间间隙沿展向变化的规律性，提升前缘缝翼的增升效果。
本发明属于结构力学领域，涉及一种飞机低速颤振主梁模型矩形梁截面尺寸确定方法。其特征在于，本方法适用于矩形截面半宽度a小于半高度b的情况或J/Ix＜1.69的情况，其中Ix为垂直向惯性矩和J为极惯性矩。确定带耳片矩形梁截面尺寸的步骤如下：计算不带耳片矩形梁在具有预定数值的垂直向惯性矩Ix和极惯性矩J时的矩形截面半宽度ar和截面半高度br；对预定的极惯性矩J进行调整；计算半宽度a和半高度b；计算带耳片矩形梁在具有预定数值的侧向惯性矩Iy和耳片厚度为t时的带耳片矩形梁截面半宽l。本发明提高了模型截面刚度的精度，减少了模型设计的不确定性，缩短了确定截面尺寸的时间，提高了颤振模型的设计效率。
本发明属于复合材料技术领域，涉及一种复合材料层间剪切性能测试方法。测试方法包括制备试件和制备测试装置两个步骤，本发明在制备试件步骤中利用常用的复合材料层压板铺层拼接铺设技术，操作方便且精度高，在复合材料层压板制造完成时即完成试件的制造，减少了试件精加工环节，成本可降低70%以上。层间剪切测试方法操作简单，能保证试件在指定被测试层间发生破坏，保证被测试层间产生纯剪切破坏，精确地测试复合材料层间剪切性能，适合各种厚度的复合材料层压结构。
本发明属于飞机强度试验技术，涉及一种飞机翼吊发动机结构强度试验加载装置。包括侧前加载作动筒、侧后加载作动筒、前作动筒，下部作动筒，其特征在于，加载装置包括两个侧前加载作动筒、两个侧后加载作动筒、两个前作动筒，下部作动筒。本发明通过互为角度的一对作动筒施加发动机航向载荷，在试验中机翼产生变形情况下保证航向载荷始终沿发动机轴线方向；通过互为角度的一对作动筒施加发动机侧向载荷，在机翼变形情况下保证侧向载荷始终位于水平方向；通过互为角度的一对作动筒施加发动机吊挂侧向载荷，在机翼变形情况下保证侧向载荷始终位于水平方向。该加载装置能够保证机翼变形情况下翼吊发动机载荷的加载精度，使试验考核结果更加准确可靠。
本发明属于飞机操纵系统疲劳定寿技术，涉及一种飞机全机主操纵系统疲劳试验方法。本发明能够进行操纵载荷及操纵位移疲劳协调加载、实施包括操纵载荷及操纵位移谱在内的飞机全机主操纵系统疲劳试验，同时考虑在同一架疲劳试验机上与飞机机体疲劳同试问题、使得全机主操纵系统零组件及其支持件的疲劳性能以及全机操纵系统的静态性能指标均得到实际考核。较为真实地反映了飞机主操纵系统在正常操纵情况和应急操纵情况下的实际受载情况，体现了飞机主操纵系统既是结构又是机构的疲劳性能；降低了试验成本，提高了试验结果的可靠度。