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本发明涉及一种飞机自动刹车半物理仿真平台及方法，平台包括自动刹车选择开关、自动刹车控制器、自动刹车控制阀、实时仿真计算机、机轮转速驱动装置、机轮速度传感器和视景显示系统。与传统的飞机自动刹车试验系统相比，本发明采用实时仿真计算机进行飞机模型、起落架模型和机轮刹车系统模型的运算，自动刹车选择开关、自动刹车控制器、自动刹车控制方法及机轮速度传感器采用飞机上真实的设备，机轮转速驱动装置能驱动机轮速度传感器旋转，该自动刹车半物理仿真平台为飞机自动刹车控制律设计、试验和验证提供了有效的手段，减少了传统惯性台试验的时间风险并节省和大量的资金，具有明显的效益。
本发明属于飞机航电系统技术领域，特别是涉及一种确定机载计算机功能构型的设计方法。一种确定机载计算机功能构型的设计方法，本方法包括以下步骤，a)对机械接口和电气接口完全一样的N台机载计算机，每台都存储这些机载计算机可能运行的应用软件的全集，设该全集中都有M个应用软件，每个应用软件分别对应一个构型号，同时，这些机载计算机具有相同的系统软件；b)设计这N台机载计算机的N个相同连接器时，在每个连接器上选定相同的至少(log2M取整后+1)个插针，安装时，通过这些插针接地或者悬空的M个组合，一一对应M个应用软件的构型号；c)计算机加电时，系统软件读取连接器的插针组合中构型号的数据，根据读取的构型号数据，加载相应的应用软件。
一种分布式频响特性测量分析系统，属于工程测控技术领域。其特征在于由运行控制单元[1]、激励信号产生单元[2]、响应信号采集单元[3]、数据传输总线[4]、信号传输线[5]、操作应用单元[6]组成，运行控制单元[1]通过数据传输总线[4]与激励信号产生单元[2]和响应信号采集单元[3]互连通讯，激励信号产生单元[2]输出的激励信号通过信号传输线[5]与响应信号采集单元[3]连接，运行控制单元[1]执行操作应用单元[6]的命令，并通过数据传输总线[4]对激励信号产生单元[2]和响应信号采集单元[3]进行控制。本发明具有功能完整，结构合理、紧凑，工作可靠，使用方便，具有良好的可扩展性和组合性。
一种用于剖面试验的控制指令产生装置及其方法，属于工程试验技术领域。其特征在于由运行控制单元[1]、横向指令信号产生单元[2]、航向指令信号产生单元[3]、纵向指令信号产生单元[4]、辅助指令信号产生单元[5]、系统控制总线[6]、信号定义与参数设置应用单元[7]、横向指令信号接口适配器[8]、航向指令信号接口适配器[9]、纵向指令信号接口适配器[10]、辅助指令信号接口适配器[11]组成，运行控制单元[1]执行信号定义与参数设置应用单元[7]的命令，并通过系统控制总线[6]对各指令信号产生单元进行控制操作，与各指令信号产生单元对应的各指令信号接口适配器实现各指令信号产生单元与外部设备的连接。本发明具有功能完整，结构合理、紧凑，工作可靠，使用方便，具有良好的可扩展性和剪裁性。
一种飞机舵面偏角测量系统，属于工程测控技术领域。其特征在于由运行控制单元[1]、水平安定面偏角测量单元[2]、升降舵偏角测量单元[3]、副翼偏角测量单元[4]、方向舵偏角测量单元[5]、扰流板偏角测量单元[6]、襟翼偏角测量单元[7]、缝翼偏角测量单元[8]、现场控制总线[9]、操作应用单元[10]、现场电源[11]、现场电源线[12]组成，运行控制单元[1]执行操作应用单元[1]的命令，并通过现场控制总线[9]实现与各偏角测量单元之间控制命令、状态信息和测量数据的传输，现场电源[11]通过电源线[12]向各偏角测量单元供电。本发明具有功能完整，结构合理、紧凑，工作可靠，使用方便，具有良好的可扩展性和剪裁组合性。
本发明属于航空技术领域，涉及一种发动机安装拉杆公差值大小的确定方法。本发明确定发动机安装拉杆公差值大小的方法将系统全部公差分为无需优化的公差(1)(飞机结构公差、发动机自身公差)和需要优化的公差(2)(发动机安装拉杆公差)两大类，利用公差分析模块(3)来计算获取所有测量目标(12)极值的最大值，利用成本调用模块(7)来插值获取系统的总成本cost(11)，在所有测量目标(12)满足设计要求max(Li)≤targeti?i＝1, 2, …N, 的前提下，对需要优化的公差(2)(发动机安装拉杆公差)的所有可能组合进行计算，通过比较优选出使总成本cost(11)最小min(cost)的公差最佳组合。
本发明涉及飞机起落架控制技术领域，特别是涉及一种故障自诊断的飞机起落架位置检测方法。本方法通过电感式接近传感器对安装在飞机起落架上的规则形状金属体的位置来判断飞机起落架当前的位置；通过传感器采集芯片将传感器采集到的状态信息输出；当传感器内部线圈发生断路、短路等故障时，通过传感器采集芯片的故障输出端口输出故障信息，飞机上层系统在使用飞机起落架位置信息时，屏蔽不可信的接近传感器位置信息，防止位置误指示给飞机起落架系统带来的不安全影响。
本发明属于航空领域，涉及一种飞机燃油泵的热保护试验方法。本发明该方法通过改进被试的油泵叶轮外廓尺寸，使得叶轮与油泵泵芯内腔之间形成一定程度的过盈配合，来模拟油泵工作过程中的电机的超载工作，使油泵超温，以验证热保护器在油泵工作过程中是否有效。与传统的燃油泵热保护试验方法相比，本发明中所给出的热保护试验方法能够真实的验证工作状态的超温，而且方法简单，使用方便，适用于任意燃油泵的热保护试验，通用性强，具有推广应用价值。