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本发明提供了一种机翼翼型选配设计方法，首先选定一组机翼参数并建立该组机翼参数的参数化机翼气动分析模型，选取第一迎角α1和第二迎角α2，计算α1对应的第一升力系数CL1和第一力矩系数CM1，计算α2对应的第二升力系数CL2和第二力矩系数CM2；然后根据预先给定的CL设计算与CL设对应的第三迎角α3，CL设为与设计点对应的升力系数，并计算零升力矩系数CM0；再计算与α3对应的阻力系数CD3，并对阻力系数CD3进行修正，并计算使用点对应的升阻比K使；最后通过定义优化问题对参数进行约束和优化，获得最佳机翼参数，通过最佳机翼参数求出和设计点匹配的最大升阻比。
本发明涉及一种基于动态链接库的飞管系统软件仿真对比转换方法，首先在动态链接库工程中声明飞管软件的初始化接口、任务调度接口以及输入输出接口，之后将编译形成的链接文件导入matlab中，并进行接口关联，最后通过实时任务中调用输入、输出、实时任务接口来实现软件测试。本发明只增加了外部接口调用的代码，没有更改飞管系统软件源代码；借助于Matlab软件，可以对所有输出变量进行显示、存储等操作，方便直观；可以根据软件测试的需要，只需修改动态链接库调用参数，就可以进行软件单元测试、软件配置项测试；可以在铁鸟试验前与系统设计模型对比仿真，可提早发现软件及系统设计错误，降低软件更改风险。
本发明一种无人机任务窗口切换方法，属于航空显示控制技术领域。本发明包括以下步骤：步骤一、确定多窗口显示内容；步骤二、设计多窗口显示系统；步骤三、将显示内容与显示窗口关联；步骤四、显示窗口捕捉切换信息，进行窗口切换。本发明采用显示分区布局方案，解决了同时显示大量信息与显示空间有限的矛盾，提高了操作人员的工作效率，降低系统设计复杂度。实现了无人机地面站任务系统大量信息的合理布局和显示，操作员既可以在辅显示区同时查看多个窗口的信息，又可以将关注的信息内容放大到主显示区，查看详细信息，提高了操作员的工作效率，降低了系统设计的复杂度，合理解决了显示内容多和显示区域有限的矛盾。
本发明公开了一种基于手势交互的备件请领系统及方法，属于设备请领技术领域。包括：手势交互接口、手势识别模块、人机交互处理模块、请领信息生成模块、交互模块、请领信息发送模块、交互式电子技术手册、附加信息生成模块；交互式电子技术手册根据设备识别模块提供图解零部件目录，设备识别模块、附件信息生成模块及图解零部件目录通过请领信息生成模块生成请领备件信息再分别传递给人机交互处理模块和交互显示模块；手势交互接口接受手势交互信息通过手势识别模块识别手势信息并通过人机交互处理模块对图解零部件目录进行操作处理并确定请领备件信息；请领信息发送模块能够对确定请领备件信息发送到后台备件管理系统。
本发明涉及飞机飞行控制系统技术领域，特别涉及一种四余度飞行控制计算机同步方法。同步方法包括：设置通道计算机中同步指示器逻辑高，并通过远程通道向其他通道计算机发送逻辑高的同步信号；若同步回应信号为逻辑高，则判断远程通道第一次握手同步成功；否则，定义远程通道第一次握手失步；设置同步指示器逻辑低，若同步回应信号为逻辑低，则判断远程通道第二次握手同步成功；否则，定义远程通道第二次握手失步；当远程通道第一次握手失步或第二次握手失步时，判断远程通道为瞬态失步；本发明的四余度飞行控制计算机同步方法，能够保证对余度传感器信号同时进行采样、处理、均衡、表决等，所有计算机都选择共同的信号进行计算。
本发明公开了一种多无人机实时态势信息共享系统，属于航空通信技术领域。包括：能够通过动态组网数据链完成信息交换的多个信息共享装置；所述信息共享装置由天线阵、天线接口单元、核心处理机和分布式订阅及分发服务数据处理单元组成；通过天线阵获取飞行参数、态势等信息，获取的信息在核心处理机完成信息处理，进而输入分布式订阅及分发服务数据处理单元。分布式订阅及分发服务数据处理单元根据对抗任务以及态势进行传输信息的分级处理，并对各个模块间的交互信息进行备份，按照信息类别进行优先级分配，按照优先级顺序进行信息的发布。本发明提高了带宽使用效率；保证通信灵活性的同时，实现了数据传输的实时性。
本发明涉及一种复合材料隔框结构四点弯曲试验方法，用于研究不同隔框结构形式及不同长桁鼠洞形状对隔框结构应力应变分布及承载能力的影响，及评定结构承受BVID损伤的能力，验证结构剩余强度，所述复合材料隔框结构四点弯曲试验方法包括1：选取试验件、2：设计加载方案和3：加载试验。本发明的复合材料隔框结构四点弯曲试验方法可为我国在研及在役民用飞机机身复合材料隔框结构的研制提供技术支撑，降低结构重量，提升飞机性能，降低使用维护成本，提高经济效益。
本发明涉及一种基于AML方法的复合材料开孔拉伸强度设计许用值试验方法，包括如下步骤：第一阶段：通过积木式试验元件级试验获取工艺批次影响因子CBB、湿热环境影响因子CEN、厚度影响因子CTH、开孔直径影响因子CD、宽度‑直径比影响因子CW/D和开孔拉伸强度基本值SBASE；第二阶段：通过获取的上述影响因子计算开孔拉伸强度设计许用值SOHT‑ALL。本发明与以往试验方法相比，具有试验件数量更少，试验周期更短，试验经费更少，考虑影响因子更全面，所获开孔拉伸设计许用值更接近工程实际的技术特点。该发明为军、民机复合材料结构获取开孔拉伸强度设计许用值提供了新的可行试验方法。
本发明公开了一种无人机飞行性能分析与飞行品质评估一体化实时监控方法，涉及航空测试技术领域。所述无人机飞行性能分析与飞行品质评估一体化实时监控方法利用飞机性能分析与品质测试一体化系统实时接收并存储链路数据，将所述数据转换成工程数据包数据，将所述工程数据包数据通过绘制曲线实时显示；在所述飞机性能分析与品质测试一体化系统中嵌入试飞任务功能模块，利用所述试飞任务功能模块完成飞机多个飞行阶段飞行性能参数的解算；通过智能识别飞行品质测试的内容，实时导出对应参数的曲线显示，并与仿真数据进行实时的对比评估。本发明的优点是：将飞行性能和飞行品质测试在实时监控中完成，完善了试飞监控，在完善试飞监控的同时极大提高了试飞效率，降低了试飞经费。
本发明提供的一种用于飞行器缩比模型试验的气体脉冲发生器，包括进排气系统和排气控制系统，进排气系统包括均设置在壳体内的口盖、弹性连杆和单向阀，口盖呈圆台形，壳体上设有气腔排气孔，所述气腔排气孔的孔壁坡度与口盖的圆台坡面坡度相同，弹性连杆两端分别与口盖和壳体连接，弹性连杆将口盖压在气腔排气孔处；排气控制系统包括均设置在壳体内的伺服作动器、钢索和压力传感器，钢索的两端分别与伺服作动器和口盖相固定，压力传感器检测壳体内的气压大小，伺服作动器用于拉动钢索；该气体脉冲发生器通过进排气系统突然释放压缩气体产生的冲击形成脉冲激励，并通过排气控制系统实现重复发射气体脉冲的功能。