一种辐射光源热效应等效测试平台
本发明公开了一种辐射光源热效应等效测试平台。所述辐射光源热效应等效测试平台包括：灯架，其用于固定辐射光源；试样平台，其用于放置待测试样；以及升降机构，其与灯架连接，升降机构用于调节灯架与待测试样的距离，从而调节辐射光源相对于待测试样的辐照距离。本发明的辐射光源热效应等效测试平台能够实现辐照距离的大幅度调节，满足现今大型太阳辐射热效应试验的全光谱光源与加热光源热效应等效的测试要求。
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一种新型接口箱
一种新型接口箱，涉及飞机结构强度试验信号转换技术，用于飞机结构强度试验中加载控制系统外设信号转换，包括箱体(1)及设置于箱体(1)内的电路板(2)，箱体(1)设置有面板(3)，面板(3)上设置有插槽，插槽通过导线分别与电路板(2)上相应端子的引脚连接，电路板(2)集成了开关信号转换模块和电平信号转换模块。新型接口箱信号输入端与控制系统连接，信号输出端与测量系统与录像设备、LED显示设备的解码器连接。本发明提供的新型接口箱实现了测量系统对试验件每一级加载载荷下应变数据和应急保护时刻应变数据的准确测量，以及试验现场录像设备和LED显示设备对当前加载载荷百分数的实时显示。
一种引伸计用辅助组件及具有其的引伸计
本实用新型公开了一种引伸计用辅助组件及具有其的引伸计。所述引伸计用辅助组件包括：第一支架框，其具有用于与第一引伸计刀口连接的第一刀口连接部，第一连接部上设置有中空部，用于使外部力源穿过第一连接部后作用在试验件上，且第一连接部固定至外部力源；第二支架框，其具有用于与第二引伸计刀口连接的第二刀口连接部，第二连接部用于与夹具底座连接。本实用新型中的引伸计用辅助组件能够防止引伸计第一刀口与引伸计第二刀口与试验件之间接触，具有保护引伸计的作用，同时可以完整且准确地测量整个试验过程中的试验件跨距中点挠度。
一种用于试验机的对中组件
本实用新型公开了一种用于试验机的对中组件。所述对中组件包括：第一对中装置，其包括第一调节部以及第一固定部；第二对中装置，其包括第二调节部以及第二固定部；其中，第一调节部与第二调节部配合，夹持并固定所述试验件，以使提供给试验件的加载力的方向与试验件的轴线方向与一致。采用这种结构，能够通过改变第一调节部与第一固定部之间的位置，以及第二调节部与第二固定部之间的关系的方法，来适应不同宽度的试验件，且所适应的试验件包括标准试验件以及非标准试验件。
一种方法、拉载荷试验系统、压载荷试验系统及调试总成
本发明公开了一种方法、拉载荷试验系统、压载荷试验系统及调试总成。所述随动加载控制参数模拟调试方法包括如下步骤：用位移作动筒模拟飞机襟/缝翼中的载荷作动筒的运动引起的载荷作动筒的运动行程；用弹簧模拟襟/缝翼加载变形引起的载荷作动筒加载行程；记录调试过程中的各个调试参数，找出随动加载控制参数中受拉力决定控制参数；载荷作动筒连接到移动板，位移作动筒通过弹簧连接到移动板，来模拟调试载荷作动筒压载荷的控制参数；记录调试过程中的各个调试参数，找出随动加载控制参数中受压力决定控制参数。采用这种方法，模拟出的控制参数准确，且方法简单，高效。
一种端部支持系数分析计算方法
本发明涉及飞机结构强度计算技术，具体涉及一种端部支持系数计算方法。本发明的端部支持系数计算方法，在预定扭转刚度比情况下，通过多个预定弯曲刚度比以及相对应的多个端部支持系数，得到预定弯曲刚度比与端部支持系数的关系式，从而在试验前，能够通过该关系式快速准确地得到飞机机身或机翼加筋壁板支持结构的支持系数。
一种引伸计刀口及具有其的引伸计
本实用新型公开了一种引伸计刀口及具有其的引伸计。所述引伸计刀口具有引伸计刀口主体，所述引伸计刀口主体的长边的一侧的中部区域，向远离该侧的方向延伸，形成夹持部，所述夹持部包括第一分支以及第二分支，所述第一分支以及所述第二分支向所述引伸计刀口主体方向的延长部分相交；其中，在所述橡皮筋挂口与所述橡皮筋配合时，所述试验件分别与所述第一分支以及所述第二分支接触，使所述试验件受所述第一分支、第二分支以及所述橡皮筋限位。采用这种结构，试验件分别与第一分支以及第二分支接触，形成多点接触，相对于现有技术，有效地防止了在试验时引伸计脱落或倾斜的情况出现。
一种液压式扭矩补偿装置
本发明属于涉及航空、航天领域设备的隔振安装技术，具体涉及一种抵抗发动机产生过大扭转变形，平衡发动机扭转载荷的液压系统装置。本发明液压式扭矩补偿装置包括储油器、设置在储油器内部的金属弹簧、与金属弹簧连接的活塞、集成在储油器内部的节流阀和溢流阀、与储油器相连接的短导管和长导管、与短导管另一端相连接左侧作动筒、与长导管相连接的右侧作动筒、设置在左侧作动筒内部的第一作动杆、设置在右侧作动筒内部的第二作动杆。该装置与机械式扭矩补偿装置相比，具有重量轻、阻尼大、刚度调节平缓等特点；同时液压系统阻尼对扭转振动具有一定的抑制效果，并能够改善整个发动机隔振系统抵抗扭转冲击载荷的有益效果。
一种机翼结构静力试验承载能力的预判断方法
本发明属于飞机结构强度技术，涉及一种机翼结构静力试验承载能力的预判断方法。本发明在实际试验之前，根据机翼构型，建立有限元模型，对此模型进行弹塑性和大挠度非线性有限元分析，得到翼尖挠度-载荷曲线；根据翼尖挠度-载荷曲线的变化特性确定机翼结构最大承载能力，给出机翼结构的破坏载荷；根据破坏载荷及有限元弹塑性和大挠度分析结果，得到机翼结构的危险部位以及从失稳到破坏的过程，进行对机翼结构静力试验承载能力的预判断。本发明计算破坏载荷与试验破坏载荷的误差为6.25％；计算的危险部位与试验的破坏部位一致；计算的从失稳到破坏的过程与试验的失稳过程一致，为结构静力试验一次成功提供保证，为评估机翼结构强度提供依据。