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本发明公开了一种飞机静强度试验加载装置，涉及飞机试验技术领域。所述飞机静强度试验加载装置包含上框、滚珠板、升降平台及水平约束装置；其中，所述上框用于连接飞机起落架假轮；所述滚珠板包含滚珠及夹板，所述夹板上设置有多个滚珠槽，所述滚珠设置在所述滚珠槽内，所述滚珠的球面在所述夹板的厚度方向的相对两侧面均有凸出；所述升降平台用于调节所述上框的高度位置；所述水平约束装置用于连接飞机起落架假轮并施加水平约束；所述上框安装在所述升降平台上，所述滚珠板设置在所述上框与所述升降平台的安装面之间。本发明的优点在于：设置有滚珠板，滚珠板上设置有滚珠，低滚动摩擦阻力使垂向载荷施加的同时，起落架水平受载变形不受约束。
本发明属于一种结构疲劳损伤监控方法，涉及一种动态的、实时的疲劳损伤监控方法。该监控方法是利用A型超声波对飞机连接结构进行疲劳损伤动态、实时监控方法。利用该发明不仅可对飞机连接结构进行准确的静态损伤检测，而且可对飞机连接结构进行有效的疲劳损伤动态、实时监控。工程实际证明该方法是切实可行。飞机连接结构是指螺栓连接和铆钉连接的平板飞机结构。
本发明公开了一种适用于金属材料的应变率动态拉伸载荷间接测试方法。所述方法包括如下步骤：步骤1：将试验件安装在高速液压伺服材料试验机上，其中，试验件下部非试验段两侧对等位置贴应变片；步骤2：将非测试试验件的与试验件安装应变片的相同位置处安装补偿应变片，并与试验件组成惠斯顿全桥电路；步骤3：使试验件进行动态拉伸试验；步骤4：获取应变片参数、惠斯顿全桥电路参数以及试验件参数；步骤5：获得所述试验件下部非试验段的应变；步骤6：通过公式计算试验件在动态拉伸试验过程中的拉伸载荷。本申请具有消除静夹持夹具的惯性效应以及不会将测试系统的共振频率耦合到测试数据中的优点。
本发明提供了一种全尺寸飞机结构试验约束系统，其特征在于，包括约束梁(2)、顶端连接设备(3)、支持杠杆(4)、向上约束设备(5)、向上约束传感器(6)、向下约束设备(7)、向下约束传感器(8)以及地面固定设备(9)，位于上方的约束梁(2)通过顶端连接设备(3)与支持杠杆(4)吊挂连接；支持杠杆(4)一端通过可调节行程的向上约束设备(5)与地面固定设备(9)连接，另一端通过向上约束力传感器(6)与起落架假轮(1)上端相连，形成垂向向上约束；起落架假轮(1)下端依次通过向下约束力传感器(8)及可调节行程的向下约束设备(7)与地面固定设备(9)连接，形成垂向向下约束。
本发明公开了一种用于起落架落震试验的环境温度模拟装置，涉及飞机试验技术领域。所述用于起落架落震试验的环境温度模拟装置包含箱体、制冷系统及加热系统，其中，所述箱体分为上箱体及下箱体，采用安装在吊篮上的试验夹具作为所述箱体的上箱体；下箱体为设置有容纳部的开口壳体，所述开口与所述上箱体配合，形成密封容腔，所述起落架置于所述密封容腔内；所述制冷系统采用液氮制冷方式；所述加热系统采用电加热器加热。本发明的优点在于：本发明的上箱体采用现有技术中的试验夹具，节省了试验件的反复安装拆卸，提高了工作效率。下箱体上设置有制冷系统及加热系统，通过控制制冷系统与加热系统，可以实现箱体内温度在-55℃～70℃之间的迅速变化。
本发明公开了一种试验件在力热联合作用下温度控制点位置选择方法。所述方法包括如下步骤：步骤1：对试验件施加载荷；步骤2：获取最大偏置量；步骤3：选取试验状态；步骤4：建立热源有限元模型；步骤5：形成多个包括热源有限元模型以及试验件的待测有限元模型；步骤6：进行有限元模拟；步骤7：获取节点温度之差的方差；步骤8：选取各个节点中方差最小值点为最佳温度控制点。本发明所提供的试验件在力热联合作用下温度控制点位置选择方法使用热源加热方案，并对加载过程中出现的试验件受热不均匀问题进行温度控制点选取的优化分析，找出最优温度控制点布置方案，在控制成本、保证试验周期的前提下满足试验控制精度。
本发明涉及一种多自由度位移测量导向装置，包括固定机构、方向转换机构和导向机构，通过方向转化机构将固定机构与导向机构连接，所述固定机构用于将装置整体进行固定，所述方向转换机构用于控制导向机构的导向方向，所述导向机构用于将拉丝传感器的拉丝导向到测量点。本发明的装置能将传统侧向、航向及法向的位移测量转化为地面垂向的位移测量，不影响测量精度，将排除故障的工作从高空转移至地面，大大提升了工作效率。
本发明是以协调加载系统为基础，通过试验控制箱控制以零先导开关阀为关键件的试验系统来完成区域施加不同压力载荷的方法。其核心是控制开关阀协调动作，实行对若干个相互独立的密闭区域充气，达到同时协调施加均布压力载荷的目的。
本发明提供了一种结构缺陷尺寸的试验检测方法，其特征在于，包括以下步骤：第一步，获取受检部件结构的输入条件，包括受检部件结构的形状尺寸，使用时受检部件结构所承受的应力及受力形式，结构疲劳受载历程，受检部件结构所使用材料的裂纹扩展速率曲线，受检部件结构可能出现的损伤形式及剩余强度曲线；第二步，计算受检部件结构在最大使用应力σs下的理论极限裂纹尺寸acs，根据剩余强度曲线计算得到受检部件在最大使用应力σs下结构的理论极限裂纹尺寸acs；第三步，设定超载应力下受检部件结构超载应力下的理论极限裂纹尺寸ai，并计算安全裂纹扩展间隔n，n表示受检部件结构的疲劳循环次数。