标题：一种测试飞机供电系统工作状态的方法及系统

摘要：本发明公开了一种测试飞机供电系统工作状态的方法及系统。所述测试飞机供电系统工作状态的方法及系统包括步骤1：电源控制板向机电仿真机以及飞机供电系统发出指令信号；步骤2：飞机供电系统根据指令信号工作，并将信号发送给机电仿真机；步骤3：机电仿真机将指令信号以及工作状态信号进行处理，从而得到处理后的信号；步骤4：机电仿真机根据处理后的信号进行相应信息的显示，并反馈给电源控制板；步骤5：电源控制板进行显示；步骤6：判断机电仿真机上的显示与电源控制板中的相应信息的显示是否匹配。采用这种结构，电源控制板以及机电仿真机的配合，即能检测飞机供电系统是否存在问题。节省了试验空间、也方便飞机供电系统的维修以及更换。

申请号：CN201510350568.0

申请日：2015/6/23

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：一种测试飞机供电系统工作状态的方法，其特征在于，所述测试飞机供电系统的方法包括如下步骤：步骤1：电源控制板向所述机电仿真机以及飞机供电系统分别发出指令信号，机电仿真机以及飞机供电系统分别接收所述指令信号；步骤2：飞机供电系统根据所述指令信号工作，并将工作状态信号实时发送给所述机电仿真机；步骤3：所述机电仿真机将所述指令信号以及所述工作状态信号进行处理，从而得到处理后的信号；步骤4：所述机电仿真机根据处理后的信号进行相应信息的显示，并将处理后的信号反馈给所述电源控制板；步骤5：所述电源控制板根据反馈给其的信号进行相应信息的显示；步骤6：判断所述步骤4中的机电仿真机上的相应信息的显示与所述步骤5中的电源控制板中的机电仿真机的相应信息的显示是否匹配，若是，则所述飞机供电系统工作正常；若否，则所述飞机供电系统工作异常。

专利类型：发明申请

标题：一种发动机反推力控制系统

摘要：本发明涉及航空技术领域，具体涉及一种发动机反推力控制系统，以解决的反推力系统安全性相对较差的问题。本发明的发动机反推力控制系统包括左作动筒组件和右作动筒组件、左同步轴锁和右同步轴锁、油门台反推微动开关、反推控制器、反推控制活门以及发动机接口装置，通过油门台反推微动开关的开启控制信号控制左右同步轴锁开启，再通过开启控制信号和轮载信号的共同作用使得反推控制活门控制作左右动筒组件分别驱动左右反推滑动罩打开，能够防止反推力装置意外打开，系统的安全性高，满足适航安全性要求。

申请号：CN201510350643.3

申请日：2015/6/23

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：一种发动机反推力控制系统，其特征在于，包括：左同步轴锁(5)和右同步轴锁(6)，分别用于锁定左作动筒组件和右作动筒组件；油门台反推微动开关(1)，用于生成控制所述左作动筒组件和右作动筒组件伸缩的开启或关闭控制信号；左轮载信号器(23)和右轮载信号器(24)，用于检测左轮和右轮的轮载信号；发动机接口装置(4)，用于收发所述开启或关闭的控制信号和所述轮载信号，并根据所述开启控制信号控制所述左同步轴锁(5)和右同步轴锁(6)开启；反推控制器(2)，配置成同时接收到发动机接口装置(4)传递的所述轮载信号和所述开启控制信号时，通过反推控制活门(3)控制所述左作动筒组件和右作动筒组件分别驱动左反推滑动罩(15)和右反推滑动罩(16)展开。

专利类型：发明申请

标题：二维三段翼型的前缘缝翼及后缘襟翼位置的气动优化方法

摘要：本发明是一种二维三段翼型的前缘缝翼及后缘襟翼位置的气动优化方法，该方法以二维三段翼型的前缘缝翼、后缘襟翼相对于它们原始位置的平动量和绕它们各自的前缘点做面内旋转的转动量作为优化设计变量，以前缘缝翼、后缘襟翼平动、旋转后的整个翼型气动力性能获得提升作为优化目标。本优化方法采用了外循环含敏度分析、内循环以遗传算法为优化算法的嵌套双循环优化流程，有效解决了二维三段翼型气动优化设计过程中，设计变量空间维度高及搜索范围大而导致的寻优效率低、计算次数多、计算耗时长的问题，以及优化过程易早熟等问题。该方法通过工作流引擎自动调度并行计算环境中的计算节点，通过自动化调度并行计算而充分利用了计算资源，缩短了优化过程所需的总计算时间，提高了优化效率。

申请号：CN201410670368.9

申请日：2015/8/17

申请人：北京航空航天大学; 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：1.一种二维三段翼型的前缘缝翼及后缘襟翼位置的气动优化方法，所述二维三段翼型是由前缘缝翼(3)、中段固定翼(2)和后缘襟翼(5)构成，其特征在于：该方法的步骤是：
⑴优化前准备工作
根据二维三段翼型(以下简称翼型)几何模型(1)，建立二维三段翼型的二维结构网格模型，选择需要优化的设计变量：二维三段翼型的前缘缝翼(3)绕该前缘缝翼前缘点(4)在翼型的几何模型(1)所在平面内做面内旋转的转动增量△θ1、前缘缝翼(3)沿着该翼型弦长方向(7)的平移量△X1、前缘缝翼(3)沿该翼型厚度方向(8)的平移量△Z1、后缘襟翼(5)绕该后缘襟翼前缘点(6)在翼型的几何模型(1)所在平面内做面内旋转的转动增量△θ2、后缘襟翼(5)沿着该翼型弦长方向(7)的平移量△X2、后缘襟翼(5)沿该翼型厚度方向(8)的平移量△Z2；
然后进入优化流程，优化流程分为外循环和内循环，优化从外循环开始；
⑵外循环优化的步骤是：
2.1敏度分析阶段中敏度的定义是系统状态参数或输出对设计变量的导数，反映系统状态或输出随设计变量的变化趋势和改变程度，敏度分析的含义是：以目标函数对各设计变量偏导数或偏导数的函数作为该设计变量的敏度值，并通过判断敏度值的大小，得到各设计变量对优化目标函数的影响因子的过程；
2.2将翼型的前缘缝翼(3)的设计变量△θ1、△X1、△Z1作为一组设计变量组，将后缘襟翼(5)的设计变量△θ2，△X2和△Z2作为另一组设计变量组，然后将△θ1、△X1，△Z1张成的设计空间记为前缘缝翼设计子空间(11)，将△θ2，△X2和△Z2张成的设计空间记为后缘襟翼设计子空间(12)，前缘缝翼设计子空间(11)和后缘襟翼设计子空间(12)的和为设计空间；
2.3确定设计空间中的当前设计状态点P0，该点的坐标为△θ1(O)，△X1(O)，△Z1(O)，△θ2(O)，△X2(O)，△Z2(O)，P0点确定翼型前缘缝翼(3)及后缘襟翼(5)的位置，前缘缝翼(3)的位置变化是以下三种位置变化中的一种或几种的组合，共计26种位置变化：
a前缘缝翼(3)沿翼型弦长方向(7)平移一个单位长度；
b前缘缝翼(3)沿翼型厚度方向(8)平移一个单位长度；
c前缘缝翼(3)绕着该前缘缝翼前缘点(4)在翼型的几何模型(1)所在平面内做面内旋转转动一个单位角度；
后缘襟翼(5)的位置变化是以下三种位置变化中的一种或几种的组合，共计26种位置变化：
d后缘襟翼(5)沿翼型弦长方向(7)平移一个单位长度
e后缘襟翼(5)沿翼型厚度方向(8)平移一个单位长度；
f后缘襟翼(5)绕着绕该后缘襟翼前缘点(6)在翼型的几何模型(1)所在平面内做面内旋转转动一个单位角度；
上述位置变化相加，得到52种位置变化，该52种位置变化产生了P0点在设计空间中的52个敏度值，上述单位长度为翼型弦长的1％，单位角度为1°；
2.4根据这52种位置变化，在设计空间中生成一个由52个点组成的种群，称为敏度种群，敏度种群中的一个点是一个敏度个体；每一个敏度个体在完成位置变化后形成翼型的一个新的二维结构网格模型，二维结构网格模型是气动力求解器的输入文件，用于计算每个敏度个体的敏度值；
2.5计算第i(i＝1，2，…，52)个敏度个体的敏度值，敏度的计算公式为；
Sen(i)＝(K1·Cl(i)+K2·(Cl(i)/Cd(i)))???公式1
Sen(i)：第i个敏度个体的敏度值
Cl(i)：第i个敏度个体的升力系数
Cd(i)：第i个敏度个体的阻力系数
K1：Cl(i)的权重系数，通常取值范围为0≤K1≤1
K2：Cl(i)/Cd(i)的权重系数，通常取值范围为0≤K2≤1
Cl(i)和Cd(i)的计算方法是：将第i个敏度个体对应的二维结构网格模型文件提交至气动力求解器，气动力计算结束后得到第i个敏度个体的升力系数和阻力系数，然后计算得到该个体的升阻比Cl(i)/Cd(i)；
2.6根据每一个敏度个体的敏度值Sen(i)，将其数值从大到小进行排序，再由排序结果选出最高敏度值，具有最高敏度值的敏度个体的6个设计变量值设为△θ1(S)、△X1(S)、△Z1(S)、△θ2(S)、△X2(S)和△Z2(S)，在前缘缝翼设计子空间(11)中，确定点A(9)，点A(9)的坐标为当前设计状态点P0坐标的前三个设计变量△θ1(O)，△X1(O)，△Z1(O)，确定点B，点B的坐标为△θ1(S)、△X1(S)、△Z1(S)，以点A(9)为起点、点B为终点所确定的矢量为前缘缝翼最佳搜索方向(13)；
在后缘襟翼设计子空间(12)中，确定点C(10)，点C(10)的坐标为当前设计状态点P0坐标的后三个设计变量△θ2(O)，△X2(O)，△Z2(O)，确定点D，点D的坐标为△θ2(S)、△X2(S)、△Z2(S)，以点C(10)为起点、点D为终点所确定的矢量为后缘襟翼最佳搜索方向(14)；
2.7前缘缝翼设计子空间(11)中，以点A(9)为原点，以三个相互正交的△θ1轴、△X1轴和△Z1轴为坐标轴，此三个坐标轴将前缘缝翼设计子空间(11)划分成一维、二维和三维的邻域共26个，其中前缘缝翼最佳搜索方向(13)指向的邻域为前缘缝翼优先搜索空间(15)；
后缘襟翼设计子空间(12)中，以点C(10)为原点，以三个相互正交的△θ2轴、△X2轴和△Z2轴为坐标轴，此三个坐标轴将后缘襟翼设计子空间(12)划分为一维、二维和三维的邻域共26个，后缘襟翼最佳搜索方向(14)指向的邻域为后缘襟翼优先搜索空间(16)；
⑶内循环优化的步骤是：
3.1以外循环优化步骤2.7得到的前缘缝翼优先搜索空间(15)和后缘襟翼优先搜索空间(16)的和作为当前外循环下的第一代内循环的寻优搜索空间，利用拉丁立方投点方法在寻优搜索空间中生成个体数量为NumG的设计点种群D’；
3.2利用遗传算法的二进制编码方法对设计点种群D’中每个个体进行编码，得到遗传算法染色体种群C，种群C的个体的染色体为Xi(i＝1, 2，…，NumG)；
3.3对遗传算法染色体种群C中每个个体的染色体Xi进行二进制解码，生成解码后设计点个体，设计点个体的设计变量值为△θ1(i)、△X1(i)、△Z1(i)、△θ2(i)、△X2(i)和△Z2(i)(i＝1, 2，…，NumG)，解码后设计点个体构成了一个解码后设计点种群D，当每一个设计点个体根据其设计变量值△θ1(i)、△X1(i)、△Z1(i)、△θ2(i)、△X2(i)和△Z2(i)完成前缘缝翼(3)和后缘襟翼(5)的位置变化过程时，生成翼型的一个新的二维结构网格模型，二维结构网格模型是气动力求解器的输入文件；
3.4计算当前代设计点种群D中的每一个设计点个体的目标值(i＝1, 2，…，NumG)，目标值的计算公式为；
Value(i)＝k1·Cl(i)+k2·Cd(i)+k3·Cmy(i)+k4·(Cl(i)/Cd(i))???公式2
Value(i)：第i个设计点个体的目标值
Cl(i)：第i个设计点个体的升力系数
Cd(i)：第i个设计点个体的阻力系数
Cmy(i)：第i个设计点个体的俯仰力矩系数
k1：Cl(i)的权重系数，通常取值范围为0≤k1≤1
k2：Cd(i)的权重系数，通常取值范围为0≤k2≤1
k3：Cmy(i)的权重系数，通常取值范围为0≤k3≤1
k4：Cl(i)/Cd(i)的权重系数，通常取值范围为0≤k4≤1
Cl(i)、Cd(i)和Cmy(i)的计算方法是：将第i个设计点个体对应的二维结构网格模型文件提交至气动力求解器，气动力计算结束后得到第i个设计点个体的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数，然后计算得到该个体的升阻比Cl(i)/Cd(i)；
3.5计算当前代设计点种群D中的第i个设计点个体的适应度(i＝1, 2，…，NumG)，适应度的计算公式为；
Fit(i)＝Factor·Value(i)???公式3
Fit(i)：第i个设计点个体的适应度；
Value(i)：第i个设计点个体的目标值；
Factor：惩罚因子，惩罚因子的计算公式为：
公式4
Cl(i)：第i个设计点个体的升力系数
Clbest：当前代设计点种群最佳个体的升力系数，当前代设计点种群中，若某个体的适应度值相比起其他个体越大，则表明该个体越接近于最优解，适应度值最大的个体记为当前代种群最佳个体；
limit：惩罚下限值，limit值与优化目标值中升力系数的重要程度有关，取值范围为0≤limit≤0.1；
3.6根据当前代设计点种群D中第i个体适应度Fit(i)的大小，对种群D的每个个体的染色体进行遗传算法操作，遗传算法操作的顺序依次为精英保留操作、选择操作、交叉操作和变异操作，然后得到下一代染色体种群C；
3.7重复执行上述步骤3.3至步骤3.6操作3至6次，然后停止内循环优化操作；
3.8停止当前代内循环优化操作后，更新并备份外循环过程下的所有内循环优化计算结果，然后将当前代内循环的设计点种群D中适应度最大的个体作为下一轮外循环过程步骤2.3中设计空间的当前设计状态点P0，然后开始下一轮外循环优化过程，顺序执行下一轮外循环优化过程中的步骤2.3至步骤2.7的操作，结束步骤2.7操作后，开始下一轮外循环下的内循环优化过程，顺序执行步骤3.1至步骤3.7操作直至内循环优化操作停止；
3.9重复执行上述外循环优化过程及内循环优化过程的步骤2.3至步骤3.8操作10至50次。

专利类型：发明申请

标题：一种加载系统

摘要：本发明公开了一种加载系统。所述加载系统包括：试验机，试验机具有试验机平台以及试验机压头；加载组件，其分别与试验机压头以及待测试验件具有耳片的一端连接；支持件，支持件分别与所述试验机平台以及所述待测试验件的另一端连接；侧向加载组件，所述侧向加载组件用于与所述待测试验件具有耳片的一端连接；其中，试验机用于提供沿待测试验件轴向方向的载荷；加载组件用于将所述载荷传递给所述待测试验件；支持件用于固定所述待测试验件；侧向加载组件用于为待测试验件提供垂直于待测试验件的一个面的力。本发明的加载系统能够同时给予待测试验件压力以及弯矩，从而模拟待测试验件的真实受力情况。且本发明的加载系统操作简单，控制方便。

申请号：CN201510349302.4

申请日：2015/6/23

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：一种加载系统，用于为待测试验件加载载荷，所述待测试验件(1)的一端上设置有耳片，其中，所述待测试验件(1)包括两个面，其特征在于，所述加载系统包括：试验机(2)，所述试验机(2)具有试验机平台(21)以及试验机压头(22)；加载组件，所述加载组件分别与所述试验机压头(22)以及待测试验件(1)具有耳片的一端连接；支持件，所述支持件分别与所述试验机平台(21)以及所述待测试验件(1)的另一端连接；侧向加载组件，所述侧向加载组件用于与所述待测试验件具有耳片的一端连接；其中，所述试验机(2)用于提供沿所述待测试验件(1)轴向方向的载荷；所述加载组件用于将所述载荷传递给所述待测试验件(1)；所述支持件用于固定所述待测试验件(1)；所述侧向加载组件用于为所述待测试验件(1)提供垂直于所述待测试验件(1)的一个面的力。

专利类型：发明申请

标题：一种机翼撑杆剖面设计方法

摘要：本发明涉及飞机机翼撑杆强度设计，具体涉及一种机翼撑杆剖面设计方法，以解决目前的撑杆剖面设计方法导致撑杆研制周期长的问题。本发明的机翼撑杆剖面设计方法中，根据初始给出的撑杆剖面，以设计要求的剖面面积、惯性矩或剖面的最大高度为约束条件，通过相似变换方法，能快速得到新的撑杆剖面，缩短了研制周期。

申请号：CN201510349937.4

申请日：2015/6/23

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：一种机翼撑杆剖面设计方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤一、建立平面直角坐标系，坐标原点位于初始撑杆剖面的前缘点，X轴由所述前缘点指向所述初始撑杆剖面的后缘点；步骤二、将所述初始撑杆剖面进行离散化，分为若干个单元，得到每个单元中心线的端点坐标(xi，yi)；步骤三、计算所述每个单元的面积Ai(xi, yi)和相对于X轴的惯性矩Ixi(xi, yi)，再累加后得到整个所述初始撑杆剖面的面积A(xi, yi)和惯性矩Ix(xi, yi)；步骤四、判断所述面积A(xi, yi)是否在最小面积Amin与最大面积Amax之间，同时判断所述惯性矩Ix(xi, yi)是否大于最小惯性矩Imin；步骤五、若所述面积A(xi, yi)在最小面积Amin与最大面积Amax之间，且所述惯性矩Ix(xi, yi)大于所述最小惯性矩Imin，则所述初始撑杆剖面满足强度设计要求；否则，进行步骤六；步骤六、通过一组预定缩放系数m、n，采用缩放变换对步骤二中所述每个单元中心线的端点坐标(xi，yi)进行缩放，得到缩放后的坐标(mxi, nyi)，并计算得到缩放后的剖面面积A(mxi, nyi)和惯性矩Ix(mxi, nyi)；步骤七、判断所述面积A(mxi, nyi)是否在最小面积Amin与最大面积Amax之间，同时判断所述惯性矩Ix(mxi, nyi)是否大于所述最小惯性矩Imin；若是，则经过缩放变换的撑杆剖面满足强度设计要求，再通过对所述每个单元缩放后的坐标(mxi, nyi)进行曲线拟合，得到待设计撑杆的剖面；否则，重复步骤六到步骤七。

专利类型：发明申请