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本发明涉及一种基于故障注入的仿真测试系统，包括仿真模块、测试模块、数据收集与分析模块和测试实时监视模块，所述仿真模块、测试模块、数据收集与分析模块和测试实时监视模块均连接到共享内存且共享内存中的数据共享，通过修改测试模块中的数据实现干预其他模块的工作从而完成仿真测试系统的故障注入。本发明的一种基于故障注入的仿真测试系统可以灵活地更改测试过程中产生的数据，提供更加有效的测试手段，避免了在进行故障、异常测试时直接修改仿真模型的弊端，将系统的故障域与正常域分开，保证了测试过程中交联系统状态一致性，有助于研究故障对目标系统的真实影响及相关失效行为和对目标系统的容错机制进行有效性评估等。
本发明公开了一种航电系统显示画面的识别方法，具体步骤为：S1，采集航电系统中S个原始显示画面；S2，将步骤S1中得到的显示画面进行二值化, 形成n×m阶矩阵M1，并将矩阵M1的数据排列为n×m阶的列向量；S3，将S个n×m阶的列向量组成一个mn×S阶矩阵，计算mn×S阶矩阵的相关系数矩阵，取相关系数矩阵的前q列作为主分量矩阵T；S4，采集所述航电系统中的当前显示画面，并将当前显示画面进行二值化, 形成n×m阶的列向量M2，令向量A＝T×M2；S5，对向量A进行分类特征的排序得到向量A1，从S个原始显示画面中计算出与所述向量A1能够匹配的一个。本发明的有益效果在于：降低了显示画面识别的计算量，使计算机能够在线完成画面识别运算。
本发明公开了一种钛合金耳片的复合制作方法，属于航空先进制造技术领域。本发明包括以下步骤，a、获取原材料：棒材和粉末，两者同牌号；b、锻坯制备：采用自由锻的方法锻造棒材，锻造出包含基体部分1外形的，即可保证加工基体部分1余量的最小毛坯尺寸；c、基体制备：按照基体部分的尺寸要求，对自由锻件进行粗加工，保证尺寸公差要求表面粗糙度达到扩散连接要求；d、耳片结构成型：根据耳片2尺寸设计包套，包套中注入钛合金粉末，震动后封装，利用热等静压HI技术使耳片2部分和基体部分2形成一个整体；e、精加工：对钛合金耳片的整体依次进行热处理、精加工、表面处理；本发明降低制造成本、缩短了加工周期、提高材料利用率。
本发明涉及属于民用空气调节领域，特别涉及一种紧凑式多功能空气调节系统，以至少解决克服现有室内空气调节系统制冷热量损失大、热效率低的问题。空气调节系统包括：第一循环回路，由依次连通的压缩机、第一热交换器、膨胀阀以及第二热交换器构成；第二循环回路，由依次连通的膨胀箱、室内机以及第一水泵，且膨胀箱与第一水泵之间连通第二热交换器；地暖组件，通过其进水口和出水口连通在第二循环回路中，且与室内机为并联设置；第一电动活门，用于选择性地控制室内机和地暖组件的通断。本发明的紧凑式多功能空气调节系统能充分利用低温热水资源，热损失小，热效率高，节省运行费用，热稳定性好，有效节约能源。
本发明涉及一种弹性飞翼布局飞机阵风减缓控制器参数优化方法，属于飞机气动弹性设计领域。所述方法包括首先选择作为阵风减缓控制器输入的若干个机体运动量，以及确定阵风减缓控制器的通道个数；之后构建由滤波器阻尼系数构成的滤波器表达式，并由所述滤波器表达式与所述机体运动量输入信号的控制增益参数建立所述阵风减缓控制器的传递函数矩阵；最终通过多目标优化问题，设置若干个优化目标，优化待求参数，所述待求参数包括所述滤波器阻尼系数及所述控制增益参数，通过该方法保留对飞机阵风响应贡献较大的模态振动信息进入控制回路，在确保阵风减缓效果的同时，有效降低发生不利气动伺服弹性耦合的概率。
本发明涉及一种飞机动翼面超静定结构的载荷分配方法，属于飞机结构强度有限元分析领域。所述方法包括采用NASTRAN建立翼面本体的总体分析模型，采用ABAQUS建立连接机构的细节分析有限元模型，通过改变细节分析有限元模型连接机构的刚度修正总体分析模型中的载荷分配，并用新的载荷分配获得总体分析模型下新的应力应变，应力应变由决定刚度修正过程，如此反复迭代得到较为准确的载荷分配。通过本发明成功解决了飞机动翼面超静定结构中，翼面本体上的气动载荷到连接机构上的传力分配，可以应用于其它部件上含超静定结构的载荷分配。
本发明涉及一种方案阶段机翼参数估计方法，属于机翼气动弹性设计领域。所述方法包括确定机翼质量；计算所述机翼的根部弯曲刚度与根部扭转刚度；确定所述机翼的弹性轴的轴线位置；确定机翼弹性轴的弯曲刚度分布以及所述机翼弹性轴的扭转刚度分布；建立机翼动力学模型；根据所述机翼动力学模型建立优化模型，获取最优弹性轴刚度分布，所述优化模型以所述机翼的机翼梁等效体积最小为目标函数，以步骤S3中的机翼根部刚度分布以及步骤S5中的弹性轴刚度分布的曲线形状参数为变量进行优化。通过该方法，快速获得机翼刚度和质量分布，建立机翼的动力模型。
本发明涉及一种机翼弯曲刚度分布计算方法，属于气动弹性领域。所述方法包括首先将所述机翼的升力分布等效为椭圆形升力分布，并获取在该等效条件下的机翼升力沿翼展的分布函数；之后根据所述机翼升力沿翼展的分布函数获取机翼翼展上任一站位的弯矩表达式；然后以机翼根部站位的弯曲刚度为基准，获取机翼沿翼展的归一化弯曲刚度分布，再之后计算机翼根部弯曲刚度；最后根据机翼沿翼展的归一化弯曲刚度分布及机翼根部弯曲刚度获得机翼沿翼展的实际弯曲刚度分布。通过本发明提供的机翼弯曲刚度分布计算方法，适用于翼概念设计的后期和初步设计阶段，在设计条件不足的情况下，能够快速获得机翼的刚度分布。
本发明公开了一种无人运输机。所述无人运输机包括机身(1)、第一发动机(2)、第二发动机(3)以及机翼(4)，所述机身(1)的中部至机头部分与所述机翼(4)融合；所述第一发动机(2)以及所述第二发动机(3)内埋至所述机翼(4)的翼根部；所述机身(1)的中部至机尾部分呈长条状；所述机身(1)的底部设置有投放舱门(11)，所述投放舱门(11)用于在所述飞机平飞过程中投放物品；机身中部的底部自所述投放舱门处向所述机身的尾部的顶部方向倾斜延伸，并与所述机身的尾部的顶部融合，该倾斜延伸部分上设置有倾斜投掷舱门(12)。本方案采用固定翼飞机设计，相较旋翼机/直升机等，具有飞行距离远，飞行速度快，载重能力强的特点。
本发明公开了一种迎角控制器的稳定性计算方法，包含以下步骤：S1, 计算飞机某一飞行状态下偏置迎角状态的纵向方程；S2，选择步骤S1中的飞机飞行状态，计算最大迎角状态的纵向方程；S3，计算控制增稳系统在步骤S1中迎角为αL时的稳定储备；S4，计算迎角控制器在步骤S1中迎角为αL的稳定储备；S5，计算控制增稳系统在步骤S2中迎角为αmax的稳定储备；S6，计算迎角控制器在步骤S2中迎角为αmax的稳定储备；S7，取幅值裕度的最小值作为迎角控制器的幅值裕度；取相位裕度的最小值作为迎角控制器的相位裕度；S8，确定整个飞行包线内迎角控制器的稳定储备。本发明将传统的定性评估迎角控制器稳定性方法转化为定量评价方法，得到飞控系统的幅值裕度及相位裕度的具体数值。