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本發(fā)明涉及一種基于相關(guān)性模型的飛機(jī)機(jī)載BIT系統(tǒng)測試性驗證方法，包括：對對象系統(tǒng)進(jìn)行測試性建模，得到描述對象系統(tǒng)的故障模式與其測試方法之間關(guān)系的依存關(guān)系模型；基于所述依存關(guān)系模型，利用可達(dá)性分析獲得所有測試方法下每個故障模式的BIT理論...

本發(fā)明涉及一種基于PINN的直升機(jī)飛行狀態(tài)識別方法和裝置，其中，方法包括：獲取同一時刻直升機(jī)的多個飛行參數(shù)；對飛行參數(shù)進(jìn)行預(yù)處理與物理合理性校驗，得到飛行參數(shù)序列；將飛行參數(shù)序列輸入融合PINN的直升機(jī)飛行狀態(tài)識別網(wǎng)絡(luò)，得到直升機(jī)飛行狀...

本發(fā)明涉及一種基于協(xié)議轉(zhuǎn)換與多邏輯終端的雙觸摸屏交互系統(tǒng)及方法，其中，系統(tǒng)包括硬件層、驅(qū)動層、系統(tǒng)服務(wù)層和應(yīng)用層；其中，硬件層采用單處理器平臺，單處理器平臺連接兩個觸摸屏，觸摸屏將觸摸信號通過串口傳輸給單處理器平臺；驅(qū)動層部署有協(xié)議轉(zhuǎn)換...

本發(fā)明涉及一種振動傳感器故障檢測方法，包括以下步驟：獲取置于不同測點的振動傳感器的振動數(shù)據(jù)，提取所述振動數(shù)據(jù)在特征頻點的幅值作為目標(biāo)特征幅值；對任意測點的任意所述特征頻點，計算當(dāng)前測點與其余測點之間所述目標(biāo)特征幅值的幅值比，獲得目標(biāo)幅值...

本發(fā)明涉及一種基于自適應(yīng)頻帶的旋轉(zhuǎn)機(jī)械故障定位方法及介質(zhì)，其中，方法包括：利用聲陣列同步采集多通道平穩(wěn)工況下的聲學(xué)信號，并對多通道平穩(wěn)工況下的聲學(xué)信號進(jìn)行預(yù)處理；對預(yù)處理后的聲學(xué)信號進(jìn)行相干性?峭度聯(lián)合濾波，得到聲學(xué)信號中的優(yōu)勢頻點；對...

本發(fā)明涉及一種光學(xué)輔助旋翼錐體監(jiān)測方法，包括：在旋翼每個槳葉尖部設(shè)置靶標(biāo)，且靶標(biāo)的圖像互不相同；利用頻閃光源照射旋翼槳葉尖部，觀測旋翼槳葉高速旋轉(zhuǎn)時各個靶標(biāo)形成的靶標(biāo)影像；根據(jù)不同靶標(biāo)形成的靶標(biāo)影像間的高度差距判斷旋翼錐體的同錐度。本發(fā)...

本發(fā)明涉及一種系統(tǒng)故障概率計算方法，包括以下步驟：獲取系統(tǒng)的故障模式，進(jìn)而將系統(tǒng)故障狀態(tài)表示為包含所有故障模式的二元向量；對任一所述故障模式，計算該故障模式的先驗概率、以及該故障模式下各檢測節(jié)點的觸發(fā)概率；基于貝葉斯定理，根據(jù)系統(tǒng)故障狀...

本發(fā)明涉及一種直升機(jī)旋翼姿態(tài)與振動控制方法及系統(tǒng)。其中，控制方法包括以下步驟：實時采集直升機(jī)旋翼槳轂的位移信號、槳轂和槳葉根部的振動信號、以及旋翼的轉(zhuǎn)速信號；根據(jù)旋翼槳轂的位移信號解算出旋翼姿態(tài)角的實時值，進(jìn)而計算得到該實時值與目標(biāo)值之...

本發(fā)明涉及一種航空發(fā)動機(jī)氣流溫度傳感器的數(shù)據(jù)處理方法和裝置，其中，方法包括：從采集到的航空發(fā)動機(jī)氣流溫度數(shù)據(jù)中提取出有效溫度數(shù)據(jù)；建立航空發(fā)動機(jī)氣流溫度傳感器模型，并進(jìn)行迭代優(yōu)化，得到優(yōu)化后的航空發(fā)動機(jī)氣流溫度傳感器模型；基于優(yōu)化后的航...

本發(fā)明涉及一種發(fā)動機(jī)氣流溫度測量動態(tài)補償方法及測量系統(tǒng)。其中，發(fā)動機(jī)溫度測量系統(tǒng)包括：溫度采集模塊，用于采集發(fā)動機(jī)進(jìn)口處和出口處的多路氣流溫度并轉(zhuǎn)換為電壓數(shù)據(jù)，得到溫度檢測數(shù)據(jù)；溫度測量系統(tǒng)，用于從預(yù)設(shè)的多個溫度動態(tài)補償方法中擇一加載，...

本技術(shù)涉及一種便攜式壓電式振動傳感器檢測裝置，包括殼體，所述殼體表面設(shè)有BNC接頭、顯示屏、控制鍵盤及USB接口，所述殼體內(nèi)部設(shè)有電路板組件及電源模塊，所述電路板組件分別與所述BNC接頭、顯示屏、控制鍵盤、USB接口相連，所述電源模塊分...

本發(fā)明涉及一種基于先驅(qū)體陶瓷/鐵電材料體系膜式振動加速度傳感器，所述膜式振動加速度傳感器以氧化鋁底片(4)作為基底，叉指電極(2)布置于所述基底之上，壓電薄膜(3)固定于叉指電極(2)上方，質(zhì)量塊(1)位于壓電薄膜(3)上方并與壓電薄膜...

本發(fā)明涉及一種航空發(fā)動機(jī)氣流溫度動態(tài)補償方法、裝置、設(shè)備及介質(zhì)，其中，方法包括：基于二階響應(yīng)系統(tǒng)通過氣流溫度數(shù)據(jù)對溫度傳感器的動態(tài)特性進(jìn)行建模，得到溫度傳感器動態(tài)特性模型；通過修改二階響應(yīng)系統(tǒng)中不同的時間常數(shù)參數(shù)來校正溫度傳感器動態(tài)特性...

本發(fā)明涉及一種減速器早期復(fù)合故障檢測方法，包括以下步驟：采集減速器的振動信號并進(jìn)行等相位同步平均處理，得到第一處理信號；基于第一處理信號提取減速器軸的健康指標(biāo)，根據(jù)該指標(biāo)與其對應(yīng)閾值的對比結(jié)果判斷是否存在減速器軸故障；對第一處理信號進(jìn)行...

本發(fā)明涉及一種多工況多階段的航空設(shè)備退化預(yù)測方法和裝置，其中，方法包括：將多維度的時變工況下的航空設(shè)備性能數(shù)據(jù)融合為綜合健康指標(biāo)數(shù)據(jù)；對所述綜合健康指標(biāo)數(shù)據(jù)進(jìn)行啟發(fā)式變點動態(tài)檢測，并根據(jù)檢測結(jié)果從所述綜合健康指標(biāo)數(shù)據(jù)中截取退化特征數(shù)據(jù)；...

本發(fā)明涉及一種基于網(wǎng)絡(luò)圖的飛機(jī)LRU系統(tǒng)級壽命預(yù)測方法和裝置，其中，方法包括：將系統(tǒng)的可靠性框圖轉(zhuǎn)化為網(wǎng)絡(luò)圖；基于部件的退化模型和蒙特卡洛仿真技術(shù)獲取系統(tǒng)中各個部件的剩余壽命；將系統(tǒng)中所有部件的剩余壽命按照升序進(jìn)行排列，并根據(jù)排列結(jié)果為...

本發(fā)明涉及一種智能軸承多層異質(zhì)微系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計方法，包括：建立智能軸承多層異質(zhì)微系統(tǒng)的物理模型，并進(jìn)行有限元分析；根據(jù)有限元分析結(jié)果確定待優(yōu)化的設(shè)計參數(shù)及其取值邊界，并抽取若干樣本；以所述設(shè)計參數(shù)為優(yōu)化變量，以設(shè)定的設(shè)計指標(biāo)最優(yōu)為優(yōu)...

本發(fā)明涉及一種直升機(jī)傳動部件損傷智能檢測方法，包括以下步驟：采集直升機(jī)傳動部件的應(yīng)力波數(shù)據(jù)并進(jìn)行預(yù)處理；采用經(jīng)驗?zāi)B(tài)分解法將預(yù)處理后的應(yīng)力波數(shù)據(jù)分解為多個固有模態(tài)分解信號；基于歸一化互信息法構(gòu)建特征選擇框架，篩選出設(shè)定數(shù)量個最優(yōu)固有模態(tài)...

本發(fā)明涉及一種基于數(shù)字化仿真技術(shù)的飛機(jī)檢測方法，包括以下步驟：獲取檢測任務(wù)仿真所需的目標(biāo)模型以及仿真判據(jù)，所述目標(biāo)模型包括飛機(jī)場地模型、檢測設(shè)備模型、檢測人員模型以及被檢物體模型；利用所述目標(biāo)模型搭建虛擬檢測環(huán)境，并設(shè)置所述檢測設(shè)備模型...

本發(fā)明涉及一種溫度傳感器的可靠性優(yōu)化評價方法，包括以下步驟：統(tǒng)計溫度傳感器在其實際工況條件下的故障模式數(shù)據(jù)；根據(jù)所述故障模式數(shù)據(jù)對溫度傳感器進(jìn)行仿真分析，并根據(jù)仿真分析結(jié)果確定其振動薄弱環(huán)節(jié)以及估計其疲勞壽命值；對溫度傳感器進(jìn)行可靠性建...