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本发明属于起落架摆振测试领域，特别是涉及一种起落架摆振试验频率激励方法。本方法实现在摆振试验中施加不同方向的机身振动频率激励，从而获得飞机起落架在不同方向的频率激励下的起落架减摆性能，相比于传统摆振试验中采用初始偏角的方法无法考虑飞机机身振动激励对起落架摆振的影响，实现各个方向机身振动频率的单向施加从而消除了各个方向振动的相互影响，减少了各个方向振动频率的互相耦合等因素对试验结果的影响，提高了试验精度，使试验结果更符合实际情况，为飞机起落架系统及结构设计定型提供更加真实、完整、可靠的试验结果。本方法会带来试验过程中的一些人工成本的少许增加，但技术的进步与试验结果可靠性的极大提高是主要的。
本发明属于机械领域、测试领域，具体涉及一种微小力测量装置，包括工作台、垂直标尺、丝线、水平标尺、水平托架、拨针、调位螺母、砝码，工作台由水平台、竖杆和悬臂组成，丝线一端系于悬臂上，另一端吊有砝码，垂直标尺固定在工作台的竖杆上，水平标尺与工作台的水平台固连，水平托架一端固定被测物的固定部，另一端有调位机构，被测物的活动部固定有拨针。本发明通过简单的原理实现对微小力的测量，方案合理可靠，对零部件的依赖性低，无精密部件，设计与制造成本低；温度与湿度对测量结果影响小，对环境的要求低；结构简单，测量精度高；本发明操作方便，无需专业培训，无特殊技能要求，数据读取方便，本发明亦可当作高精度力传器的标定装置。
本发明属于航空测试、机械领域，具体涉及一种位移测量装置及测量方法。所述测量装置包括测量组件、定位块与定位架。本发明提供的一种测量方法，可实现大多数环境和工况运动角位移的测量，结构简单，采用常规平面连杆机构做为测量组件，设计与制造成本低，且安装简单，通过定位块与定位架做为定位装置，无需调节，通用性好，能够使用相同的测量组件对不同环境和工况下的角位移进行测量，定位架能够形成多种不同组合，可适应狭窄的安装空间以及部分闭合空间的安装，传感器支座与小支座均可自适应不同的安装平面，使用时不会引入由于制造和安装误差引起的测量误差。
本发明属于航空疲劳试验领域，特别是涉及到一种大型飞机强度试验机翼载荷施加装置，包括支柱系统、加载平台、若干个平台移动作动筒以及若干个加载作动筒。本发明通过对计算机控制的可动加载平台，分别按照地面停机载荷和空中飞行1g载荷下机翼变形进行平台位置的控制调整，通过安装在平台上的作动筒进行加载，保证试验中大型飞机机翼大变形情况下载荷施加的方向和量值，提高了试验加载和考核精度；通过机翼载荷的准确施加，保证了原全机试验载荷的平衡，避免了载荷不平衡引起的约束部件结构的考核失真；采用常规作动筒即可实现机翼大变形下的加载，避免使用大行程专用作动筒或者串联作动筒，降低了试验实施的难度，保证了试验的周期。
本发明属于航空起落架领域，特别是涉及到一种多支点飞机地面载荷确定方法。本发明通过等效转换，将多支点飞机的静不定计算转化为静定计算，再引入多支柱载荷不均匀分配系数，可以有效地保证各起落架结构设计中的载荷边界值，这对优化多支柱起落架结构设计，提高多支柱起落架设计的精度，具有一定的指导作用。另外，本方法的计算思路清晰、严谨，计算方法可靠，易于理解和掌握，在多支柱起落架工程设计中具有很广泛的应用前景。在实际使用中，采用本方法可以减少多支柱起落架载荷研究试验数量，这对节约设计成本，缩短多支柱式起落架的设计周期也具有明显的好处。
本发明属于航空疲劳试验领域，特别是涉及到一种DFR值上限的确定方法，包括计算分散系数SF的步骤、计算寿命指标Nzb的步骤、求出最大应力σmax的步骤、绘制σmax-N系列曲线的步骤、查阅σmax-N系列曲线图表确定DFRcutoff的步骤。本发明可有效利用现有的S-N曲线，通过数据分析，获取材料的DFRcutoff值，能够根据现有S-N曲线，快速给出材料的DFRcutoff，可大大地节约研制费用，缩短研制周期，降低研制成本。同时DFRcutoff值也可作为材料疲劳性能的一个考核指标，为飞机结构设计中材料的选择提供了一种便捷有效的方法，提高了工作效率和结构设计的有效性。
本实用新型提供一种过狭窄区域的大流量低流速的空气导管，涉及空气导管设计领域，解决空气导管采用扁管在内外压差较大时，刚度很难满足设计需要的问题。本实用新型技术方案包括：法兰和至少两个圆管，所述至少两个圆管并排设置，所述至少两个圆管的一端端头用一个法兰固定在一起，所述至少两个圆管的另一端端头用另一个法兰固定在一起。本实用新型在保证当量的空气流通面积和空气流速要求的前提下，解决了导管内外压差增大时，原空气扁管变形的问题。适用于各种飞机。
本实用新型属于航空机械技术，涉及一种冲压空气涡轮驱动马达固定机构，包括调节螺杆、底座以及支撑板，所述调节螺杆通过第一铰链与支撑板连接，通过第二铰链和底座连接，支撑板通过第三铰链和底座连接，所述支撑板上还设置有导向板。本实用新型能灵活调整安装角度或位置，方便有效的将驱动马达与冲压空气涡轮对接并固定，其结构简单可靠，安装轻巧，不须使用额外附件补偿误差，可有效节省人力物力。同时，本实用新型通用性强，在机械工业，涉及高精度对接安装领域均可得到广泛运用。
本实用新型属于电传飞行控制系统自检测技术领域，涉及一种闭环回路式飞行前自检测系统。本系统包括飞行控制计算系统、回传机构、驾驶舱操纵装置、指令传感器、作动器系统、舵面、舵面传感器及座舱显示。本实用新型采用动态闭环原理实现了飞行前电传飞行控制系统的自检测，能够实现自检测时飞行员的深入“介入”，提高了飞行员对自检测的信任度。同时，本实用新型充分利用了系统各部件的内在关联，使得系统能够完全“动起来”，因而能提高系统的检测覆盖率与检测的直接性，且能够减少各独立部件的自检测支持电路，从而提高整个系统的可靠性同时降低系统成本。
本实用新型属于航空试验技术，涉及对发动机供油管路内的燃油试验状态进行长时间实时监测的一种供油状态观察装置。所述一种供油状态观察装置，包括模拟航空发动机供油状态的发动机供油管路、发动机耗油量模拟管路，还包括一个透明有机玻璃观察管，其两端分别与发动机供油管路和发动机耗油量模拟管路连接，在发动机供油管路支架上设置有一台冷光源摄像头，摄像头与计算机连接。本实用新型提供了一种结构简单、易于改造的观察装置，试验人员可以不受远距离的限制，仅在测控间就能对吊挂在大型燃油系统全模台上的发动机供油管路中的燃油流动状态和在飞机严酷飞行状态下产生气泡的状态进行长时间实时监测。