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本发明涉及一种结构陷幅滤波器参数确定方法，包括：步骤一：选择设计点，建立气动伺服弹性分析模型；步骤二：对飞行控制系统增稳控制环节的反馈输入信号的耦合贡献度进行分析，确定各反馈输入信号通道所需增加结构陷幅滤波器的数目，以及反馈输入信号通道所增加的结构陷幅滤波器的频率参数；步骤三：建立结构陷幅滤波器参数优化模型；步骤四：改进遗传算法求解步骤三中所建立的结构陷幅滤波器参数优化模型参数进行优化；步骤五：计算得到步骤三中的优化问题的最优个体，选择最优个体对应的优化变量值作为结构陷幅滤波器器参数。本发明的结构陷幅滤波器参数确定方法能够确保结构陷幅滤波器引入对飞机的刚体飞行力学特性影响最小。
本发明公开了一种基于飞行管理的组合测试用例生成方法，属于软件测试技术领域。所述方法包括确定输入参数及取值范围；确定输入/输出关系；确定每一输入的有限集合；确定输每一输出的有限集合所构成的测试用例；确定总测试用例。本发明通过组合测试的形式生成测试用例，并依据测试用例中间输出结果取值范围，生成在后输出的测试用例，能够快速对飞行管理系统进行软件测试，并具备测试用例覆盖范围广的优点。
本发明涉及飞机飞行力学设计领域，特别涉及一种大翼展飞机机翼弹性变形计算方法。计算方法包括如下步骤：初始计算状态确定；飞机受到扰动时，飞机机翼、机身的法向加速度、速度和位移计算；求解机翼迎角的变化量、变化率及法向力的变化量；求解机身和机翼法向力；法向力代入，继续迭代计算机身、机翼的法向运动位移。本发明的大翼展飞机机翼弹性变形计算方法，计算方法简单，使用效率高；同时该方法为飞机机翼设计，飞机机翼和机身的合理匹配设计以及飞机操稳设计提供了有效的设计手段，为地面试验和空中飞行试验提供了理论参考依据。
本发明公开了一种全动平尾颤振模型旋转间隙模拟装置，属于飞机平尾颤振试验领域。转轴一端与平尾颤振模型连接，另一端与试验底座连接，转轴绕平尾颤振模型转动；弹簧底座一端通过轴承套接在转轴上，另一端与操纵弹簧的自由端连接；第一卡块与第二卡块分别安装在转轴上，第一卡块与第二卡块两者形成可调节的安装间隙；弹簧底座靠近转轴的一端沿转轴的轴向设置有凸台，凸台安装在第一卡块与第二卡块的安装间隙内；平尾颤振模型旋转促使转轴带动第一卡块及第二卡块运动，当第一卡块和第二卡块碰撞到凸台后，带动弹簧底座克服操纵弹簧的弹力往复摆动。本发明可以变动全动平尾颤振模型旋转间隙的大小，能够验证不同旋转间隙大小对平尾颤振特性的影响。
本发明公开了一种飞机可拆卸式机翼油箱，属于飞机油箱结构设计技术领域。包括：油箱、法兰口框、调节垫块、密封橡胶条、重力加油口组件、沉头螺栓及气密托板螺母；油箱安装在机翼内部且设置进油孔，油箱靠近进油孔一侧固定有法兰口框，法兰口框安装有气密托板螺母；油箱与机翼之间设置有调节垫块，调节垫块与油箱之间设置有密封橡胶条；重力加油口组件安装在调节垫块内且与进油孔连通，沉头螺栓一端穿过机翼上壁板及重力加油口组件，通过气密托板螺母安装在油箱上；将机翼侧壁及重力加油口组件拆卸后，可将油箱整体从机翼内抽出。本发明既能保证了油箱能够拆卸，且避免飞机薄壁橡胶材料软油箱寿命较短、不易安装、存在漏油、渗油隐患等问题。
本发明公开了一种飞机复合材料球面框结构设计方法，属于飞机气密框结构设计技术领域。包括：步骤一、设定球面框结构；步骤二、计算所述球面框气密载荷；步骤三、计算作用在环框上的挤压载荷、径向载荷以及轴向载荷；步骤四、计算所述规则球皮的半径、高度以及初步厚度；步骤五、计算所述规则球皮的面积和初步重量；步骤六、计算所述规则球皮的子午圈角；步骤七、选定所述规则球皮的层合板类型；步骤八、确定准各项层合板的层数；步骤九、确定每个层合板中球皮铺层的数量；步骤十、计算所述规则球皮的最终厚度及最终重量；步骤十一、计算加强筋的设计参数；步骤十二、计算环框腹板厚度；步骤十三、建立有限元模型，对环框进行结构优化。
本发明涉及一种飞机平板类结构优化设计方法，属于飞机结构优化设计技术领域，其主要分为两个层次：第一个层次为拓扑优化，确定纵横向骨架的个数与位置，从而得到平板结构最优布局，避免常规方法人为经验的局限性；第二个层次为尺寸优化，确定平板结构的具体参数和尺寸，减少迭代次数，缩短设计周期，通过两级优化循环迭代，最后得到满足各种约束的设计方案，本发明的飞机平板类结构优化设计方法设计过程简单、设计结果可靠，大大减少设计时间。
本发明公开了一种基于FEDI架构的分布式态势数据融合系统设计方法。所述基于FEDI架构的分布式态势数据融合系统设计方法包括：步骤1：初始化系统；步骤2：将数据发送至动态数据库模块；步骤3：判断首先获取目标的FRD单元是否正常；步骤4：将能指向目标的FED单元对目标的解算数据发至动态数据库模块；步骤5：在融合模块中进行融合，将结果发送；步骤6：进行评估、策略制定以及响应控制；步骤7：完成载机任务系统的响应；步骤8：将处于协作状态的FED单元转为激活状态，从动态数据库模块中读取融合数据，并重复步骤4至步骤7；步骤9：将多个同时处于激活状态的FED单元的融合结果结合，在动态数据库模块中进行对整个探测范围领域内的态势数据融合。
本发明涉及一种飞行管理系统的垂直导航引导模式自动化验证系统，属于航空电子控制技术领域，其通过设置的飞行环境模拟模块、飞行管理模块、非航电系统仿真模块等。本发明的飞行管理系统的垂直导航引导模式自动化验证系统利用飞行环境模块模拟飞机的整个飞行过程，其具有飞机自主起飞与着陆、横滚保持、俯仰保持、高度保持、高度选择、航向保持、航向选择以及下滑道选择、航路点导航等功能，能够实现飞机的自动引导，可在地面试验环境下验证飞机管理系统的可靠性、正确性，具有减少成本、效率高等特点。
本发明提供一种冗余系统同步与监控判决方法，包括如下步骤，输入设备A向系统A和冗余系统B发送输入指令1，输入设备B向系统A和冗余系统B发送输入指令2；系统A和冗余系统B两者实时周期的向对侧系统发送本侧系统的心跳消息，根据是否收到心跳信息，判断对侧系统是否处于正常状态；系统A和冗余系统B将各自本侧系统带有时间戳的输出参数发送给对侧系统，本侧系统将本侧的输出参数与对侧系统的输出参数进行判断，进而得出各系统或者各参数所处的状态。本发明所提供的方法，能够对于冗余系统的输出进行监控，可实时监控对侧系统的运行情况，便于系统使用者对系统的故障进行及时处理或响应。