标题：一种多机编队飞行控制方法

摘要：本发明公开了一种多机编队飞行控制方法，包含以下步骤：S1, 根据初始队形设计，构造初始编队队形矩阵；S2，在实际飞行过程中，构造实际编队队形矩阵；S3，根据飞机性能边界确定策略集；S4，计算误差矩阵，并对误差矩阵行列式值与编队态势值进行关联。S5，根据S3中的策略集，遍历每一策略，选取最大编队态势值所对应的策略进行执行；S6，将对应最大态势值的指令传输到自动飞控系统，控制飞机飞行状态，完成目标队形控制；S7，如果目标队形出现扰动，使得编队态势值达不到最大状态，则重复S1至S6中的过程。本发明的有益效果在于：本发明的一种多机编队飞行控制方法在解决固定编队飞行控制的同时，也解决了集群编队飞行控制，增强了多机任务执行成功率。

申请号：CN201610318072.X

申请日：2016/5/13

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：一种多机编队飞行控制方法，其特征在于，包含以下步骤：S1, 根据初始队形设计，构造初始编队队形矩阵；S2，在实际飞行过程中，各飞机周期获取本机周围所有飞机的飞行数据，计算飞机两两之间的径向距离，构造实际编队队形矩阵；S3，根据飞机性能边界，定义出标定时间之后飞机能够达到的速度边界、水平航迹角边界、纵向航迹角边界，根据边界确定策略集；S4，利用步骤S2中的实际编队队形矩阵与初始编队队形矩阵构造构造误差矩阵，利用实际编队队形矩阵减初始编队队形矩阵得到所述误差矩阵，并对误差矩阵行列式值与编队态势值进行关联；S5，根据S3中的策略集，遍历每一策略，选取每一策略执行标定时间之后的编队态势值，选取最大编队态势值所对应的策略，进行执行；S6，定义编队态势值等于误差矩阵的绝对值, 周期执行，直到编队态势值达到最大，将对应最大态势值的指令传输到自动飞控系统，控制飞机飞行状态，即完成目标队形控制；S7，如果目标队形出现扰动，使得编队态势值达不到最大状态，则重复S1至S6中的过程。

专利类型：发明申请

标题：一种飞机结冰探测器地面测试方法

摘要：本发明涉及飞机结冰探测领域，特别涉及一种飞机结冰探测器地面测试方法，以至少解决目前的结冰探测器地面测试方法容易导致冰探测器探头损坏的问题。飞机结冰探测器地面测试方法包括如下步骤：将结冰探测器与机上电源系统和航电系统连接；开启结冰探测器的电源，并确认航电系统无结冰探测器相关告警信息；在结冰探测器的探头处进行制冰；观察航电系统是否报出结冰信号；停止制冰，并观察结冰探测器探头部位的结冰是否开始融化；待结冰信号消失后，关闭结冰探测器电源，测试结束。本发明的飞机结冰探测器地面测试方法能够快速、直观地进行结冰探测器地面测试，并且能够避免手捏结冰探测器探头造成的探头损坏和人员烫伤的情况。

申请号：CN201610333425.3

申请日：2016/5/18

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：一种飞机结冰探测器地面测试方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤一、将结冰探测器与机上电源系统和航电系统连接；步骤二、开启所述结冰探测器的电源，并确认所述航电系统无结冰探测器相关告警信息；步骤三、在所述结冰探测器的探头处进行制冰；步骤四、观察所述航电系统是否报出结冰信号；如果报出，则进行步骤五；如果不报出，说明所述结冰探测器的结冰告警功能故障，测试结束；步骤五、停止制冰，并观察所述结冰探测器探头部位的结冰是否开始融化；如果融化，说明所述结冰探测器探头部位的自动加热除冰功能正常，并进行步骤六；如果不融化，说明所述结冰探测器探头部位的自动加热除冰功能故障，测试结束；步骤六、待结冰信号消失后，关闭所述结冰探测器电源，测试结束。

专利类型：发明申请

标题：一种飞机发动机灭火试验总成

摘要：本发明公开了一种飞机发动机灭火试验总成。所述飞机发动机灭火试验总成包括：发动机假件；气流模拟系统，其与所述发动机假件通过管道连接；灭火剂系统，其与所述发动机假件通过管道连接；灭火剂浓度测量系统，其与发动机假件通过管道连接；温控系统，其设置在灭火剂浓度测量系统与发动机假件之间的管道上；其中，气流模拟系统用于为发动机假件提供模拟气流流场；灭火剂系统用于为发动机假件提供灭火剂；灭火剂浓度测量系统用于将发动机假件内的灭火剂抽入灭火剂浓度测量系统，并测量灭火剂浓度；温控系统用于将经过其的灭火剂加热。采用本申请的飞机发动机灭火试验总成解决了现有技术中没有一套完整的检测发动机灭火系统是否合格的系统的问题。

申请号：CN201610378059.3

申请日：2016/5/31

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：一种飞机发动机灭火试验总成，其特征在于，所述飞机发动机灭火试验总成包括：发动机假件(1)；气流模拟系统(2)，所述气流模拟系统(2)与所述发动机假件(1)通过管道连接；灭火剂系统(3)，所述灭火剂系统(3)与所述发动机假件(1)通过管道连接；灭火剂浓度测量系统(4)，所述灭火剂浓度测量系统(4)与所述发动机假件通过管道连接；温控系统(5)，所述温控系统设置在所述灭火剂浓度测量系统(4)与所述发动机假件(1)之间的管道上；其中，所述气流模拟系统用于为所述发动机假件提供模拟气流流场；所述灭火剂系统用于为所述发动机假件提供灭火剂；所述灭火剂浓度测量系统用于将所述发动机假件内的灭火剂抽入所述灭火剂浓度测量系统，并测量所述灭火剂浓度；所述温控系统用于将经过其的灭火剂加热。

专利类型：发明申请

标题：一种自封闭滑动补偿装置

摘要：本发明公开了一种自封闭滑动补偿装置，属于管路系统设计领域。包括：第一分段件、第二分段件、内层套管、外层套管、限位销钉；第一分段件、第二分段件两端分别设置外层套管, 外层套管与第一分段件、第二分段件的管壁配合连接，第一分段件、第二分段件通过内层套管连接，内层套管两端设置有球面，内层套管与外层套管采用嵌套式配合连接，且层套管的材料膨胀系数大于外层套管的材料膨胀系数。限位销钉设置在内套管一端侧壁上。本发明适用于狭小空间的管路补偿，可进行多向偏移或移动，占用空间小，补偿方式灵活。

申请号：CN201610382188.X

申请日：2016/6/1

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：一种自封闭滑动补偿装置，其特征在于，包括：第一分段件(1)、第二分段件(2)、内层套管(3)、外层套管(4)、限位销钉(5)；第一分段件(1)、第二分段件(2)分别设置有外层套管(4), 外层套管(4)与第一分段件(1)、第二分段件(2)的管壁配合连接，第一分段件(1)、第二分段件(2)通过内层套管(3)连接成一体，内层套管(3)两端设置有球面，内层套管(3)与外层套管(4)采用嵌套式配合连接，且内层套管(3)的材料膨胀系数大于外层套管(4)的材料膨胀系数，限位销钉(5)设置在内层套管(3)一端侧壁上，防止内层套管(3)过度补偿而变形。

专利类型：发明申请

标题：一种飞机表面温度检测系统

摘要：本发明公开了一种飞机表面温度检测系统，涉及飞机温度检测技术领域。所述机表面温度检测系统包含蒙皮、单模光纤、多模光纤、中空管、激光器及光电偶合器；其中，单模光纤的一端连接激光器；多模光纤的一端连接光电偶合器；中空管埋置在所述蒙皮内部，所述单模光纤的另一端与多模光纤的另一端设置在所述中空管内，所述单模光纤与多模光纤的端面与中空管形成封闭空腔，在所述封闭空腔内，所述单模光纤与多模光纤的端面平行，且端面贴有高反射膜；所述激光器发射的光信号经过单模光纤后，先经过所述封闭空腔，再经过多模光纤进入光电偶合器。本发明的优点在于：有助于减轻飞行器重量，节省空间，简化设计；有利于飞机的隐身与抗电磁干扰。

申请号：CN201610214044.3

申请日：2016/4/7

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：一种飞机表面温度检测系统，其特征在于：包含蒙皮(1)、单模光纤(2)、多模光纤(3)、中空管(4)、激光器及光电偶合器；其中，所述单模光纤(2)的一端连接激光器；所述多模光纤(3)的一端连接光电偶合器；所述中空管(4)埋置在所述蒙皮(1)内部，所述单模光纤(2)的另一端与所述多模光纤(3)的另一端设置在所述中空管(4)内，所述单模光纤(2)与所述多模光纤(3)的端面与所述中空管(4)形成封闭空腔(5)，在所述封闭空腔(5)内，所述单模光纤(2)与所述多模光纤(3)的端面平行，且端面贴有高反射膜；所述激光器发射的光信号经过单模光纤(2)后，先经过所述封闭空腔(5)，再经过多模光纤(3)进入光电偶合器。

专利类型：发明申请