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本实用新型属于航空结构动力学试验领域，涉及用于飞机起落架安装的吊篮装置。所述嵌装式组合吊篮装置包括试验台立柱、升降丝杠、承力横梁、液压伺服油缸、小吊篮、大吊篮、大吊篮滚轮、液压油缸加载座和测力传感器、小吊篮滚轮。其中，承力横梁通过升降丝杠固定在试验台立柱上，液压伺服油缸固定在承力横梁上，液压伺服油缸通过液压油缸加载座和测力传感器与小吊篮连接。小吊篮嵌套在大吊篮中，小吊篮四角立柱上外侧面的轨板与大吊篮上的滚轮配合，大吊篮四角装有若干可沿承力试验台立柱上的轨板上下运动的大吊篮滚轮。所述嵌装式吊篮可以进行小吊篮以及大小吊篮的组合作用，其结构简单、组合操作方便、可重复使用、可靠性高，具有较大实用价值。
本实用新型提供了一种主从混合光电耦合切换装置，传感器阵列接口电路接收传感器的发射/接收信号并与主从光电耦合切换控制电路通讯，激励电路接口接收来自信号源的激励信号，并将激励信号发送给主从光电耦合切换控制电路，控制电路接口接收外设的I/O控制板的信号，从而控制主从光电耦合切换控制电路中的光电耦合单元的输入输出信号，数据采集通道接口电路与外设的控制器数据采集板相连接，并把此信号传送至前置电荷放大器。本实用新型切换速度快，抗干扰力强，价格低廉，便于现场携带安装。
本发明属于飞机结构试验约束技术，涉及一种飞机结构试验的约束系统。所述飞机结构试验的约束系统包括卡板套件、可调行程连接件、杠杆、顶棚约束梁、地面固定设备、承力梁及普通连接件。其中，左右卡板套件的上、下卡板通过连接螺杆连接卡置在机翼根部前、后梁位置，且左右卡板套件均先连接力传感器然后连接可调行程连接件，可调行程连接件连接到杠杆，杠杆的左右端和中段通过可调行程连接件连接到上方的横梁或者下方的地面固定设备。本发明不仅解决了垂向约束的选取，还使得不同支持方式下需要使用单点约束和两点约束的简便转换，同时减小了垂向约束对航向及侧向约束的影响，使试验机的约束更为合理。
本发明属于飞机试验技术，涉及一种用于飞机结构试验的加载系统及方法。所述用于飞机结构试验的加载系统包括加载承力系统、加载横梁、导向定滑轮、动滑轮套件、加载连接件、第一力传感器、第二力传感器、加载作动筒。加载横梁搭架在加载承力系统上，导向定滑轮固定在加载横梁上，动滑轮套件安装在加载作动筒顶端，加载作动筒固定在承力地坪上，而加载连接件环绕动滑轮套件和导向定滑轮。本发明完成飞机结构静力、疲劳试验中结构大变形部位加载；利用了小行程作动筒，以增大作动筒加载载荷的方法，减小加载设备收放行程；确保在结构大变形条件下，偏转角度加载的精确性。
本发明属于航空强度试验技术领域，特别是涉及一种飞机位姿的三维实时显示方法，包括准备能够反映飞机外形特征的网格/节点模型文件的步骤，将模型和位移测量点按结构特点和部位分组的步骤，通过测量采集设备获取当前加载步的测量值的步骤，计算出各部件节点的位移值的步骤，将各个大组的位移值组合起来得到整个飞机的位移场的步骤，得到当前加载步下飞机位姿的三维显示效果的步骤。本发明能够实现对飞机位姿也就是位移场的三维显示；其次，由于本方法采用的插值算法不需要通过结构有限元模型的迭代计算即可获得插值结果，相比之下，插值计算的效率大大提高，因此能够对试验过程中每一加载步的试验结果进行三维实时显示。
本发明属于航空强度试验数值仿真领域，特别是涉及到一种紧固件载荷变形曲线数值仿真方法，包括根据含紧固件的实际结构抽象出力学模型的步骤，形成有限元数值仿真模型的步骤，进行仿真分析的步骤。本发明建立了铆钉载荷变形曲线的数值仿真方法，通过数值仿真分析获得紧固件载荷变形曲线。以简单的数值仿真计算来代替试验，在不降低精度的情况下，获得满足工程要求的紧固件载荷变形曲线。仿真分析方法简单，计算效率高。本发明解决了工程结构分析中精确确定紧固件力的分配瓶颈，为工程人员采用商用有限元软件分析铆接结构极限承载能力提供了技术支持；加快了飞机结构研发进度，节约新机研发成本。
本发明属于航空强度试验领域，特别是涉及到一种瞬态均布热力载荷协调施加装置及方法。所述装置包括载荷传递装置、接触式加热器以及隔热毡，所述载荷传递装置由耐高温陶瓷制成，所述接触式加热器包括加热丝及耐高温陶瓷外壳。所述方法包括将施加装置放置于试验件上的步骤以及对试验件施加力学载荷和热学载荷的步骤。本发明实现了均布热、力学载荷协调施加，接触式加热器在提供瞬态热载荷的同时，给热防护结构试验件的上表面传递了瞬态均布力学载荷，而且瞬态均布热、力学载荷施加互不影响，从而使得热防护结构试验件上表面受到的热、力学载荷更加接近实际服役状态，从而大大提高了试验精度，为热防护结构可靠设计提供了保障。