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本发明公开了一种试验机及使用试验机进行试验件对中设置的方法。所述试验机包括第一夹持臂以及第二夹持臂，所述第一夹持臂用于夹持试验件一端，所述第二夹持臂用于夹持试验件另一端，其特征在于，所述试验机还包括多个辅助壁板，所述多个辅助壁板分别与所述第一夹持臂的两侧以及第二夹持臂的两侧以可拆卸连接方式连接，使所述设置有辅助壁板的第一夹持臂以及设置有辅助壁板的第二夹持臂两侧之间的距离等于所述试验件的两端的两侧之间的距离，从而使所述第一夹持臂的中心轴线、所述第二夹持臂的中心轴线以及所述试验件的中心轴线重合。相比于现有技术，能够解决具有过渡段的试验件不容易对中的问题，并能够适应不同的试验件的夹持处的两侧之间的距离，且结构简单，操作方便。
本发明涉及一种飞机机身壁板试验装置，具体而言涉及一种机身壁板复合载荷试验装置，包括轴向载荷施加组件(100)、剪切载荷施加组件(200)、气压及环向载荷平衡组件(300)、配重组件(400)，组件之间可单一施加载荷，也可任意组合施加载荷。采用本发明提供的能够同时施加机身壁板拉伸/压缩、剪切、气密载荷，用于静力及疲劳试验，可以开展机身壁板相关的静力、疲劳及损伤容限试验，提升设计水平，缩短设计周期。
本发明属于飞机强度试验技术领域，具体而言涉及一种中央翼试验支持装置, 包括底梁(1)、压梁(2)、立柱(8)为焊接形成的一体式结构；作动筒(3)一端连接底梁(1)，另一端与所述加载盒(4)连接；加载盒(4)包括通过螺栓固定连接的肋(13)、壁板(14)、梁(15)；加载盒段(4)与外翼假件(6)通过加载盒段-角盒(5)连接；外翼假件(6)与试验件(7)通过支持夹具连接，还包括第一支持夹具(9)、第二支持夹具(10)、第三支持夹具(11)、第四支持夹具(12)连接外翼假件(6)和试验件(7)。本发明提供的中央翼试验支持装置能够单独对中央翼进行试验、模拟机身对中央翼支持，结构简单、成本低。
本实用新型属于高声强噪声环境试验技术领域，特别是涉及到一种用于高声强噪声环境试验的传声器支架。所述传声器支架包括传声器支杆，所述传声器支杆可以沿轴向伸缩，传声器支杆上安装支臂，支臂可以旋转。本实用新型所述传声器支架，可以实现传声器在高度及指向性方向的调整，并通过配重设计及柔性材料的传声器套管设计，以避免支架的振动。
本实用新型提供一种用于液压作动筒位移控制的位移传感器安装装置，用于连接液压作动筒与位移传感器，该装置为一由左右两个夹持块和上下两个位移传感器固定座围成的方形夹持结构，所述夹持块跟位移传感器固定座成楔形连接，并通过螺栓贯穿紧固，通过调节螺栓使得夹持块和位移传感器固定座在楔形面上滑动，从而调节方形孔的大小，使得该装置牢固在液压作动筒上，另一方面，在位移传感器固定座凸出的加长板上固定位移传感器，从而将位移传感器安装在液压作动筒上。
本发明公开了一种计算内凹型蜂窝结构的等效泊松比的方法。所述计算内凹型蜂窝结构的等效泊松比的方法包括如下步骤：计算蜂窝胞壁的变形δ1从而求得蜂窝胞壁的应变ε1的步骤，通过求得蜂窝胞壁的变形δ2从而求得蜂窝胞壁的应变ε2的步骤，继而通过上述数据并通过泊松比公式计算出蜂窝结构的等效泊松比。在本发明的计算内凹型蜂窝结构的等效泊松比的方法中，通过计算蜂窝胞壁的变形δ1从而求得蜂窝胞壁的应变ε1，通过求得蜂窝胞壁的变形δ2从而求得蜂窝胞壁的应变ε2，继而通过泊松比公式计算出蜂窝结构的等效泊松比。相比于现有技术，具有计算方法简单的优点，且采用本发明的计算方法，其计算数据准确。
本发明公开了一种检测焊缝缺陷的方法。所述检测焊缝缺陷的方法包括如下步骤：步骤1：绘制基准成像波形图；步骤2：打磨待测试验件；步骤3：使用超声换能器，利用超声波脉冲回波法对待测试验件的焊缝表面以及焊缝表面的周侧进行超声波扫查，并收集超声换能器收到的波形，以此判断待测试验件的焊缝处以及焊缝表面的周侧是否存在缺陷；步骤4：制成待测试验件的焊缝以及焊缝表面的周侧的对比成像波图形；步骤6：将对比成像波形图与基准成像波形图进行对比，判断待测试验件的焊缝处以及焊缝表面的周侧是否具有弱连接缺陷。采用这种方法，无需破坏待测试验件即能够判断是否具有弱连接缺陷。
本发明公开了一种动载荷加载系统及飞机垂尾试验系统及方法。所述动载荷加载系统包括：第一激振源以及第二激振源，两者用于提供动载荷；第一激振杆，其用于将所述第一激振源所提供的动载荷传递给所述第一侧翼面；第二激振杆，其用于将所述第二激振源所提供的动载荷传递给所述第二侧翼面；其中，所述第一激振杆与所述第二激振杆的中心轴线重合。在本发明的动载荷加载系统能够模拟飞机在动态载荷作用下的情况，从而进行动态疲劳试验。且本发明的动载荷加载系统，不需要破坏飞机垂尾，即可进行试验。