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本实用新型公开了一种发动机吊挂接头试验夹具，涉及飞机发动机吊挂接头设计技术领域。所述发动机吊挂接头试验夹具包含：框结构，所述框结构为具有凹槽的壳体结构，所述凹槽内设置有横竖交错筋板，所述筋板将所述凹槽分隔为多个单元槽；所述框结构在长度方向的一端设置有第一约束耳片，靠近所述第一约束耳片的筋板自第一约束耳片向着远离第一约束耳片的方向厚度逐渐减小，所述厚度是指在框结构宽度方向的厚度；梁结构，所述梁结构的一端设置有第二约束耳片；所述框结构的另一端与所述梁结构的另一端固定连接形成试验接头连接部，被测试验接头与所述试验接头连接部固定连接。本实用新型的优点在于：结构简单，固定方便，可有效降低试验成本。
本发明提供一种从CAD模型到CAE模型的属性映射方法，包括如下步骤：基于CAD模型生成对应的CAE网格，再计算每个单元的定位点，接着将单元的索引号及定位点坐标信息存储到外部数据文件A；在CAD模型中读取外部数据文件A，再计算每个单元定位点处的几何厚度，接着将单元的索引号及对应的几何厚度存储到外部数据文件B；将外部数据文件B的数据赋予到CAE网格中以得到带属性CAE网格。本发明所提供的属性映射方法，通过对CAD软件及CAE软件进行简单的二次开发，即可实现高效的几何参数映射，可将传统手段几个小时的工作缩短至几分钟，极大地提高了有限元模型的建模及更新效率。
本发明公开了一种多传感器智能监测装置，属于智能监测及健康监测技术领域。包括：监控系统设置有多个监测模块，监测模块一端分别与测试系统的传感器分别连接；另一端分别与管理中心系统连接；监测模块用于数据的采集、预处理、发送以及控制信号的接收；管理中心系统接收监测模块发送的数据，并将监测数据特征值为运算输入，根据传感器的预设阈值对传感器运行现状进行评估；根据历史监测特征值进行智能推理与决策，获得被监测传感器的预测工作状态，将监测结果和预测状态通过人机交互部件显示在该装置上，提醒使用人员执行相应的操作。本发明适用于特殊环境监测或者长时间监测环境，具有更广泛的适用性，具有更高的监测硬件使用效率和监测能力。
本发明公开了一种加筋壁板轴压试验件的初始几何缺陷检测方法。所述加筋壁板轴压试验件的初始几何缺陷检测方法包括如下步骤：步骤1：为加筋壁板轴压试验件划分多个测量板区域；步骤2：每个区域上设置有一个应变片组；步骤3：检测各个应变片组中各个应变片的测量值；步骤4：根据每组获得的应变片的测量值，获得每组应变片组的该组测量板区域的初始几何缺陷的无量纲参数；步骤5：根据所述步骤4获得的各测量板区域的初始几何缺陷的无量纲参数判断该测量板区域是否具有初始几何缺陷。本申请的加筋壁板轴压试验件的初始几何缺陷检测方法相对于现有技术，具有成本低，难度小，重复试验误差小的优点。
本发明提供一种变厚度复合材料层压板有限元建模方法，步骤如下：指定模型中子层压板数量NL及总的铺层数NP；提取模型的外型面SO和内型面SI，根据厚度区域对外型面SO进行一级分区，并赋予其二维层压板属性；将铺层序列展开以使每一个一级分区对应NL个二级分区；创建二级分区等效材料及等效属性；计算每个二级分区对应的子层压板厚度TX_ Y；对外型面SO划分面网格；复制外型面SO上的NN个原始节点，并将复制的节点投影到内型面SI上，形成投影节点集合；在原始节点与投影节点之间线性插入节点阵列；采用从一个底面到另一底面的顺序逐个二级分区生成实体单元，并赋予对应的截面属性。本发明解决人工建模重复工作量大、耗时长、人为建模易错的问题。
本发明涉及一种飞行器薄壁结构传载特性变材料模型试验设计方法，其包括：第一：确定模型试验件的外形尺寸、结构站位与结构厚度的缩放比例；第二：确定模型试验件的材料；第三：根据相似指标确定平面应力状态下飞行器原型与模型试验件的物理量的相似比；第四：根据飞行器原型的载荷以及所述相似比计算得到模型试验件的载荷，最后根据施加于模型试验件的载荷测得模型试验件的其余物理量，并反推计算飞行器原型的试验结果。本发明提供的飞行器薄壁结构传载特性变材料模型试验设计方法可以消除工程制造困难；改变模型试验的材料，使用备料周期短、价格低廉的材料；成倍地缩短试验周期与规模，节约成本；降低飞行器方案论证阶段的设计风险。
本发明公开了一种控制律软件的集成测试方法，属于机载软件测试技术领域。包括：步骤一、对单元测试的软件单元进行划分，理清模块之间的调用关系和层次结构，并利用模块调用关系建立程序结构以及接口关系；步骤二、对已建好的程序结构采用自底向上的分析方法，确定待集成的功能模块；步骤三、确定待集成测试的模块，并采用大爆炸的集成方式一次性对其进行集成，最终得到设计要求的模块功能；步骤四、采用灰盒测试技术，以黑盒测试技术为主，白盒测试技术为辅，对接口及内部结构进行分析并关注输出对于输入的正确性；步骤五、设计测试用例，并对被测模块生成实际输出值进行分析比对；本发明对控制律软件模块集成实现了测试效率高、故障定位准确。
本发明公开了一种测试综合参数显示系统软件的方法，属于机载技术领域。包括以下步骤：步骤1、设计包含机载综合参数显示系统的机载电子系统网络构型；步骤2、定义机载综合参数显示系统软件的关联的接口；步骤3、设计虚拟目标机；步骤4、构建分布式仿真数据总线；步骤5、建立外围设备模型库；步骤6、建立外围设备故障模式模型库；步骤7、开发用于各个子系统和外围设备的动态链接库；步骤8、设计仿真控制与显示模块；步骤9、综合集成测试辅助工具；步骤10、在以上基础上，构建综合参数显示系统软件测试系统应用平台和搭建实验室。本发明能够尽可能早地发现和定位软件设计中的错误，避免错误增殖，降低软件测试的成本和开发风险。
本发明公开了一种基于弹脆性损伤模式的层压板结构破坏模拟方法，涉及复合材料层压板分析技术领域。所述基于弹脆性损伤模式的层压板结构破坏模拟方法包含以下步骤：步骤一，将层压板沿厚度方向划分为若干实体单元体，以每个单元体为分析对象，采用对称二阶损伤张量描述单层复合材料的损伤特征；将材料积分点的损伤模式引入数值计算，引入等效位移的概念，采用指数形式的非线性演化规律作为材料积分点的损伤演变模型；根据步骤二中引入的等效位移概念和非线性演化规律，计算损伤变量演化规律；步骤四，计算单层单元体的损伤刚度；步骤五，构建层压板含损伤的纤维增强复合材料本构关系。本发明的优点在于：避免了对试验和研究者经验的依赖性。
本发明公开了一种飞机气密舱气密检查方法，涉及飞机气密检查技术领域。所述飞机气密舱气密检查方法具体为，在待测飞机气密舱内放置烟雾发生器；对待测飞机气密舱进行充压，并控制烟雾发生器释放烟雾，观察气密舱外部是否有烟雾泄露，对存在烟雾泄露的地方进行标记。本发明的优点在于：本发明的飞机气密舱气密检查方法原理清晰，操作简单，能直观的查出所有漏气源，避免通过感官查找漏气源，节省了人力成本，提高了效率，能够为机身气密封堵提供指导。