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本发明公开了一种保障性分析的FMEA的分析方法。所述保障性分析的FMEA的分析方法包括：步骤1：将初始约定层次进行多层分解并制作出自初始约定层次至最低约定层次的结构层次图；步骤2：赋予结构层次图中的初始约定层次、各层约定层次以及最低约定层次相对应的单元的功能及性能要求种类；步骤3：分别分析初始约定层次、各层约定层次以及最低约定层次中的每个单元所对应的功能及性能要求种类所能够发生的功能故障；步骤4：从而形成多个功能故障硬件矩阵图；步骤5：分析结构层次图中的每个单元的故障原因及故障影响。采用这种方法能够解决现有技术中存在的在实际分析过程中针对层级比较多的系统容易遗漏功能故障模式以及对应的故障原因。
随着航空技术的迅猛发展，航空电子系统正向开放式、综合化、模块化的方向发展。在嵌入式计算设备高度集成的今天，设备内的多模块交互、系统内的多设备交互已是航空电子系统普遍的实现方式。这种方式带来了系统强大的运行能力，同时也给系统的测试性提出了挑战，如何在众多计算单元中诊断出故障点成为可靠航电系统的必备能力之一。本发明针对多模块的复杂级联系统提出一种心跳设计方法，在其运行过程中，可以通过模块自身反应出本模块以及其前级模块故障情况，并传递给后级模块知晓。本发明方法在多模块的设备内部以及多设备的系统内部均具有实用价值。
本发明属于飞机飞行控制系统设计领域，涉及一种高安全低成本的电传飞行控制系统。系统的技术方案如下：通过合理配置指令传感器、作动器控制器、飞控计算机、作动器、舵面位置传感器、电缆类型及数量，同时，集中设备功能以及对设备接口关系进行优化设计，实现了安全性指标，减轻了系统重量，减少了功能备件数量，减少了电缆布置长度，有效的降低了电传飞行控制系统的成本。
本发明属于电子信息技术领域，涉及一种基于黑盒的RVDT设计方法。本发明的设计方法不需要测定设计的RVDT壳体、定子以及项圈导线的相关特性参数，包括气隙厚度、空气导磁系数，同时也不需要计算给定电压下特定圈数初级线圈的电流密度，借鉴了黑盒子的测试方法，对这些参数在设计中由于进行了约化，从而简化RVDT的设计。
本发明公开了一种发动机进气道防冰系统，涉及发动机防冰技术领域。所述发动机进气道防冰系统包含引气导管、温度传感器、控制装置、压力传感器、分配管、防冰导管和防冰活门。防冰活门的进气端与引气导管连接，排气端与防冰导管的一端连接，防冰导管的另一端与分配管连接；温度传感器用于检测防冰活门进气端的气体温度；压力传感器用于检测防冰活门排气端的气体压力；控制装置用于接收温度传感器与压力传感器的信号，控制防冰活门的开度。本发明的有益效果：本发明的控制装置根据温度传感器与压力传感器反馈的信号控制防冰活门的开度，实现了引气流量的控制，在满足防冰条件的前提下，减少了多于引气的浪费，节约了发动机能源。
本发明公开了一种机身尾部保护系统，涉及飞机尾部保护技术领域。所述机身尾部保护系统包含机械部分及控制部分，机械部分包含作动器、摇臂、连杆机构、滑动口盖、轨道。作动器的活塞杆与摇臂连接，与活塞杆相对的另一端固定在机身上；摇臂通过转轴连接在机身上，且能够绕所述转轴转动，摇臂上与所述转轴相对的另一端设置有滚轮；连杆机构一端固定在所述摇臂上，另一端固定在滑动口盖上；控制部分用于控制摇臂的收起与放落。本发明的有益效果：飞机正常飞行状态下，机械部分收起在机身内部，飞机起飞或降落时，如果机械部分接受到控制部分的信号，摇臂放落保护机身尾部，当飞机飞起时，摇臂收起，使得飞机具有良好的气动外形，提高了气动性能。
本发明属于飞行器设计领域，具体涉及一种飞行器及控制方法。本发明提供的一种飞行器通过子驱动器带动桨叶提供升力的设计方式，气动效率高。桨叶可绕安装轴旋转并可沿设置在桨叶中部的铰链实现折叠，组合以后可以实现多种姿态的折叠，并可在折叠状态下起飞，可满足在狭小空间内垂直起飞的要求。本发明提出的控制方法可满足对本发明提出的飞行器的飞行姿态的控制要求。
本发明涉及一种飞机静刹车及其保护系统，系统包括刹车控制器、静刹车开关、静刹车电磁阀、转换阀和机轮速度传感器，本发明采用静刹车开关对静刹车系统的接通和断开进行控制，当刹车控制单元检测到飞机满足静刹车系统接通条件时，扳动静刹车开关至接通位置，静刹车电磁阀接通，静刹车油液通过静刹车电磁阀、转换阀到刹车机轮，当刹车控制单元检测到飞机不满足静刹车条件时，扳动静刹车开关至接通位置，静刹车开关无法吸合在接通位置，静刹车电磁阀无法接通，此时静刹车不起作用，有效防止了静刹车系统的误操作，提高了飞机的使用安全性。
本发明公开了一种行李舱支撑装置，属于航空结构设计领域。包括柱状的内管(1)和外管(2)，内管(1)的外径大于外管(2)的内径，内管(1)的刚度大于外管(2)的刚度，外管(2)的一端设置有扩充段(3)，所述扩充段(3)自外管(2)的端部向远离外管(2)的方向锥形扩张，内管(1)的一端设置有收缩段(4)，所述收缩段(4)自内管(1)的端部向远离内管(1)的方向锥形收缩，所述收缩段(4)容纳于所述扩充段(3)。在轴向冲击载荷作用下，该装置将被触发，内管将快速向外管运动，挤压外管管壁膨胀，吸收冲击能量，这个过程中的变形均匀，冲击历时长，冲击载荷小，减小了对飞机其余部件的损伤，达到了对乘员保护的目的。
本发明公开了一种机载双通道无缝切换方法及系统，用于对具有总线控制器的1553B总线网络构型系统进行余度管理，属于飞机计算机总线余度管理技术。当总线网络中总线控制器发生故障，总线控制器设备能够检测到自身处于故障状态，自动发起总线控制器切换，将原本的总线控制器设备变为备份控制角色，并通过机间CCDL发送指令，使原本的备份总线控制器设备变成控制器角色。在整个切换过程中为了保证在总线的无控制状态中，总线数据处于安全的静默状态，采用应用层与驱动层双切换指令来交互控制切换过程，达到切换过程中没有意外数据的输出抖动。本发明提供的机载双通道无缝切换方法及系统，增加了系统总线的可靠性。