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本发明涉及航空静力试验领域，具体涉及一种静力试验用作动筒控制方法及控制系统，以解决静力试验中做动筒并联时，由于做动筒的伸缩量不一致导致试验结果不准确的问题。控制系统包括：并列设置的力控作动筒和位移作动筒；加载横梁，底端分别与力控作动筒和位移作动筒的顶端固定连接；位移传感器，设置在力控作动筒上；控制单元；本发明采用力控作动筒与位移作动筒并联的加载方式实现单点大载荷的施加，既保证载荷的精度，满足加载要求；另外，力控作动筒是根据力在加载指令进行作动，而位移作动筒是根据力控作动筒作动时产生的位移的加载指令进行作动，能够保证并联两个做动筒的伸缩量一致，不产生附加的载荷，提高试验结果的精度。
本发明涉及颤振模型风洞试验，具体涉及一种颤振模型舵面操纵系统，以解决目前的操纵系统由于结构复杂、重量大，使得操作不便的问题。本发明的颤振模型舵面操纵系统包括第一支座、第一调节螺杆、第二支座、第二调节螺杆以及拉压弹簧连接；主翼面与舵面之间通过支座、调节螺杆、以及拉压弹簧连接，能够实现舵面旋转频率的模拟，操作方便；另外，通过拉压弹簧在调节螺杆中的旋转可以实现舵面偏转角的模拟；进一步，通过拉压弹簧的简单更换，可以进行舵面各种操纵刚度的模拟，满足颤振模型风洞试验的要求。
本发明涉及气动弹性试验技术领域，具体涉及一种折叠翼非线性颤振试验装置，能够在机翼颤振模型上分别和同时实现弯曲和扭转两个方向的间隙非线性，并能调节间隙大小。本发明的试验装置包括机翼内翼梁、机翼外翼梁、弯曲轴承支架、弯曲轴承盖板、扭转轴承支架、扭转轴、弯曲弹簧、扭转弹簧、弯曲间隙限位角片以及扭转间隙限位角片；外翼能够跟随扭转轴承支架的一起转动，从而相对内翼实现中弯曲方向的间隙非线性；外翼还能够跟随扭转轴的一起转动，从而相对内翼实现中扭转方向的间隙非线性；另外，第一条形间隙和第二条形间隙的大小可以调节，结构紧凑高效，在一套模型上能够实现多个试验状态的模拟，节省了模型加工和试验成本。
本发明涉及航空发动机安装系统动力学设计技术领域，具体涉及一种飞机发动机隔振器刚度及阻尼的测试装置及测试方法，以解决目前的测试装置及测试方法测试过程复杂、费事费力的问题。本发明的测试装置及测试方法中，通过力传感器测量在激振器预定激振频率段作用下与时间历程相关的初始激励力，同时通过加速度传感器测量质量块在预定激振频率段作用下与时间历程相关的初始加速度响应；再通过振动测量器将初始激励力和初始加速度响应转化成与激振频率相关的最终激励力和最终加速度响应，最后通过最终激励力和最终加速度响应计算得到在该预定激振频率下隔振器的刚度和阻尼，测试装置结构简单，测试方法步骤简单。
本发明涉及结构探伤技术领域，具体涉及一种构件损伤检测方法，以解决目前的结构损伤检测技术检测效率低、检测难度大的问题。本发明的构件损伤检测方法中，通过采用动态数据采集处理系统，采集处理在一预定边界支持条件下的待测构件受初始激励力所产生的加速度传感器信号，并最终得到待测构件的模态频率，再将该模态频率与同等条件下完好构件的模态频率值进行对比分析，从而判断待测构件是否损伤甚至损伤程度；检测方法简单，能够满足难于预测具体损伤部位的待测构件，也能一次性检出是否发生损伤，提高了检测效率，同时操作简便易行、经济可靠。
本发明涉及气动弹性试验技术领域，具体涉及一种旋转颤振模拟装置，能够对旋转颤振关键参数进行试验研究。本发明的旋转颤振模拟装置包括挂架梁、短舱梁、俯仰轴承支座、偏航轴承支座、俯仰轴承盖板、偏航轴承盖板、桨叶转轴、桨叶、桨叶轮毂、俯仰转轴、轮毂罩、偏航弹簧片、俯仰弹簧片、俯仰弹簧箍圈、垫块、偏航弹簧支座以及俯仰配重块，能够摸拟螺旋桨的转动及其陀螺效应，还能研究发动机系统的偏航和俯仰刚度的变化、枢轴点变化、前进比对旋转颤振的影响，在一套模型上能够实现多个关键的变参研究，节省了模型加工和试验成本。
本发明公开了一种增升装置运动性能测试方法及系统及载荷谱测定方法。所述增升装置运动性能测试方法包括：将增升装置固定设置在支持盒上；布置作动筒组，使作动筒组为增升装置施加载荷；根据增升装置载荷谱，通过作动筒组为增升装置施加载荷；记录增升装置的运动性能。本发明中的增升装置运动性能测试方法通过增升装置载荷谱来考核增升装置的运动性能，其考核方法更接近增升装置在实际使用过程中的状态，使得结果相对于现有技术，更为真实的反映增升装置的运动性能。
本发明公开了一种隐身飞机用武器舱及具有其的隐身飞机。所述隐身飞机用武器舱包括舱门组件(1)以及舱室(2)，所述舱门组件(1)具有打开位置以及关闭位置，在所述关闭位置，所述舱门组件(1)闭合，从而封闭所述武器舱；在所述关闭位置向所述打开位置转换时，所述舱门组件(1)向所述舱室(2)的内部运动，并在打开位置时固定至所述舱室(2)内。在本发明的隐身飞机用武器舱中，舱门组件在关闭位置向打开位置转换时，舱门组件向所述舱室的内部运动，并在打开位置时固定至舱室内，采用这种结构，能够防止舱门组件暴露在隐身飞机外部，避免了由于舱门组件在侧向产生的镜面散射，导致侧向隐身性能受到严重破坏的问题。
本发明公开了一种扇翼飞机用整流装置及具有其的飞机。所述扇翼飞机用整流装置设置在所述第一机翼(2)以及所述第二机翼(3)的进风口(5)处，所述飞机运行时，经过所述滚轮(41)的气流首先通过所述整流装置，所述整流装置用于衰减经过其的气流中具有相对于所述滚轮(41)的法向方向的分流的脉动，从而使经过衰减后的气流通过所述滚轮(41)。在本发明中的扇翼飞机用整流装置中，整流装置衰减经过其的气流中具有相对于所述滚轮法向方向的分流的脉动，从而使经过衰减后的气流通过滚轮。从而降低了气流中的扰流对滚轮的影响，增加了扇翼类飞行器的稳定性。