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本发明涉及工程材料结构损伤预制领域，具体是一种损伤预制用的便携冲击器。本发明便携冲击器最前端是减震限位机构，减震限位机构对接于前端头自锁机构前端，并用螺钉与前端头自锁机构前端相固定。前端头自锁机构后端以螺纹接于筒体机构前端。齿轮机构、显示与运算机构焊接于筒体机构外表面相应位置处。弹簧与微调机构置入筒体机构的筒体内，并用筒体机构的后端头螺母固定。锁紧、释放机构以卡槽定位于筒体机构的外壁并用螺钉固定。本发明安全、轻便、简捷、环境适应性强、易操作，很好的解决了现有冲击装置或者不适应非水平面和异形面冲击、或者后端设备太多不便于现场的实时冲击等技术局限性。
本发明属于飞机地面试验技术，具体涉及一种用于防止飞机地面试验中伺服作动筒正反向加载过载装置及方法。本发明防止加载过载装置包括力传感器、作动筒缸体、传感器反馈线路、指令控制器、伺服阀、有杆腔溢流阀、有杆腔单向阀、无杆腔溢流阀和无杆腔单向阀。当试验中需要施加压载时，指令控制器发出相应载荷的命令，伺服阀阀芯动作，使伺服阀右工位进入工作状态，高压油进入液压缸无杆腔推动活塞实现压载；当试验中需要施加拉载时，同样由指令控制器发出相应载荷命令，使伺服阀左工位进入工作状态，油液进入有杆腔实现拉载。本发明有效防止飞机地面试验伺服作动筒正反向加载过载，保护试验件的安全，提高试验质量，提升现有技术的试验技术水平。
本发明涉及一种差动约束技术，特别是涉及一种用于飞机结构强度试验中飞机支持的约束。本发明在前起、左右主起落架垂向采用撬杠将飞机悬空，同时在三个起落架处增加安装向下约束设备，以保证飞机在试验过程中不产生向上的移动，在撬杠的约束设备中连接载荷传感器，经过实验方法得到测量数据，利用最小二乘法拟合计算，将撬杠一侧传感器反馈计算到另外一端，通过控制系统程控功能，准确计算出垂向约束点的反馈，从而实现了试验中约束点反馈的实时监视。
本发明属于飞机结构健康监测领域，涉及一种解决飞机结构健康监测中多种传感器监测技术的软硬件集成系统及方法。本发明飞机结构健康监测系统集成方法将使用的飞机结构健康监测系统按照功能划分为子系统，使用硬件接口将飞机结构健康监测子系统通过网络设备互连，对飞机结构健康监测子系统的软件接口进行规范，对各个飞机结构健康监测子系统进行管理，并对各个飞机结构健康监测子系统产生的数据进行处理和可视化。本发明对众多传感器进行统一调度，对其数据进行融合、处理和管理，实现远程监控，大幅提高了监测效率和水平。
本发明属于一种飞机强度试验载荷施加方法，该方法能准确施加大变形情况下机翼的法向载荷。本发明通过第一加载通道(1)施加的载荷P1和第二加载通道(2)施加的载荷P2实现按加载级数准确施加机翼大变形情况下机翼的法向载荷P。该法向载荷施加方法在扣除试验件重量用两个加载通道，可以彻底的扣除试验件的重量，避免了现有加载点预先倾斜法用1个通道施加机翼法向载荷，只能用一个加载通道扣除试验件重量，因而遗留水平扣重分量的弊端。另外，应用该法向载荷施加方法进行强度试验，试验设备安装完成后，可进行所有加载级数强度试验。
本发明属于强度试验加载支持技术，具体涉及一种作动筒安装所需定位和固定的装置。所述作动筒空间定位支持装置主体为一框板，框板上设有若干安装孔，所述安装孔四个为一组用于固定作动筒，并对应作动筒所有工况的安装位置。所述框板由槽钢和钢板焊接而成，钢板的厚度和槽钢的规格由加载点载荷依据框板上布置的作动筒数量确定。本发明作动筒空间定位支持装置能够将多个作动筒快速方便的定位、换装，并支持整合在一起，大幅降低了劳动强度和安装风险，提高了工作效率，另外采用焊接式整体框架结构，有效满足了试验作动筒定位和安装的强度要求。
本实用新型属于对飞行时飞机壁板的振动实现振动抑制的技术，涉及一种飞机壁板结构振动半主动控制器。所述飞机壁板结构振动半主动控制器包括压电片、电感、电阻、开关分支电路和开关控制器。其中压电片、电感和电阻串联后与开关分支电路相连接，所述开关分支电路有两个分支，第一分支电路由第一二极管和第一场效应管组成，第二分支电路有第二二极管和第二场效应管组成，第一场效应管和第二场效应管的G脚连接到开关控制器。本实用新型克服了传统被动方法附加质量大，低频控制效果差的弱点，同时具有结构简单，功耗低，易于实现的优点。
本实用新型属于结构试验力学范围, 涉及一种轴压疲劳试验装置。所述轴压疲劳试验装置包括轴压载荷施加组件、加筋平板组件以及侧向支持组件。所述轴压载荷施加组件包括固定在试验机上的上压台、下平台以及固定在下平台上的固定组合件。固定组合件设置了长顶板与短顶板，两个顶板分别通过螺栓和顶紧加筋平板组件端部。所述侧向支持组件位于试验机的两侧，包括过渡板、立柱、三角筋、槽钢、横梁以及顶轮组件。本实用新型提供了一种能够均匀施加轴向压缩疲劳载荷的试验装置，该装置既适用于平板，又适用于加筋平板，不但节约了成本，而且缩短了试验周期。
本实用新型属于航空试验工装夹具领域，涉及一种碟形弹簧刚度标定试验装置。所述碟形弹簧刚度标定试验装置包括圆形上底座、圆形下底座、定位轴。其中，圆形上底座和圆形下底座的圆柱段部分分别与材料试验机中的上卡盘和下卡盘连接。所述定位轴位于圆形上底座和圆形下底座中间，且处于二者圆柱段的中轴线上，碟形弹簧通过定位轴定位在下底座的定位孔处。本实用新型既提高了碟形弹簧刚度测试的精度又提高了工作效率，还具有结构紧凑，使用方便，制造成本低的特点。
本实用新型属于航空航天飞行器环境模拟技术领域，具体涉及一种组合式安装平台。所述组合式安装平台包括左侧安装底梁、右侧安装底梁、若干相同活动横梁、若干相同陶瓷滑块以及多个连接螺栓。其中，左侧安装底梁和右侧安装底梁平行安装在组合式安装平台底部左右两侧，连接螺栓分别插入活动横梁的左侧安装孔和右侧安装孔内，并安装在左侧安装底梁和右侧安装底梁T型滑槽内，所述陶瓷滑块插在活动横梁上边缘上，且陶瓷滑块表面组成所需陶瓷平面。本实用新型与测试件接触面由多个陶瓷平面组合而成，既保持了陶瓷接触面的热导率低，又可以自由组合成所需安装平面，可提高平台适应性, 安装底板和活动横梁均为模块化设计，可大大降低使用费用。