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本发明提出一种用于飞机结构强度试验的力臂调节控制装置，属于强度试验用力臂控制技术领域；本发明的装置包括信号输入模块、信号转换模块，比较电压V1模块、比较电压V2模块、比较电路、显示模块和用于控制力臂电机的控制回路，信号转换模块一端连接信号输入模块连接，信号转换模块另一端连接比较电路的输入端，比较电压V1模块和比较电压V2模块连接比较电路的输入端，比较电路输出端连接显示模块和控制回路；本发明解决了目前的力臂调节控制装置无法与飞机结构强度试验的协调加载系统配套使用的问题，该力臂调节控制装置能够使飞机结构强度试验中的力臂调节控制过程中更直观清楚，并实现了自动调节力臂的功能。
本发明提出一种测试复合材料层板结构损伤深度的方法，用于测试脉冲超声反射法检测分层类损伤；本发明的方法包括设计预浸料材料、铺层方向及固化工艺和表面状态均与被检件相同的阶梯对比试块，对比试块最厚的地方与被检对象层板的厚度相同，并依次以一个铺层厚度递减，将探头耦合放置在被检对象上，记录此时检测屏幕上底面回波与始波之间的栅格数a，当内部出现分层类损伤时，记录此时检测屏幕上分层回波与始波之间的栅格数b，然后在对比试块铺层数为b/a×被检对象总铺层数附近，用探头寻找底波与始波之间的栅格数为b的位置，对应的铺层及下一个铺层之间即为损伤处。该方法能对分层类损伤测深精确到每一铺层之间，显著提高检测精度。
本发明提供了放射状杠杆加载系统空间初始位置确定方法，通过先假定杠杆连杆互相平行，根据杠杆长度和连杆长度，确定杠杆端点的位置，以及连接结构表面点的杠杆端点的位置。本方法能够快速计算出初始加载时杠杆的位置，同时能够计算试验件变形状态下杠杆位移，辅助检查试验时杠杆系统是否正常加载，能够有效地提高放射状杠杆(尤其是大曲率结构)的加载精度。
本发明提出一种差动式加载方法与系统，属于飞机结构强度试验领域，可用于多支柱飞机的起落架强度试验；本发明的方法为利用与起落架相同数量的作动筒，与起落架假轮间隔直线连接后，末端固定后，取力传感器的度数差得到每个起落架的施加载荷；本发明的系统为与起落架数量相同且连接在相邻起落架假轮之间的作动筒，每个作动筒端口安装力传感器，作动筒安装方向一致；本发明解决了多支柱起落架飞机的起落架强度试验的加载系统庞大复杂、加载效率及可靠性低的问题。
本发明提供了一种试验加载杠杆系统空间运动模拟方法，该方法在全局坐标系中计算出不同加载步下各杠杆和连接件的坐标位置矩阵，并设置每个加载步各杠杆和连接件零件的坐标位置矩阵来实现杠杆的动态运动。本发明结合加载过程中各个加载设备的空间坐标，计算出设备新的坐标原点和坐标轴系。根据设备新的坐标原点和坐标轴系，可在CAD软件中实现加载设备的空间位置快速更新实现加载设备的空间位置快速更新，并对更新后的加载设备进行干涉/碰撞检查，可提前判断加载系统的安全状态，对试验设计具有重要的辅助作用。
本发明提供了一种用于提高高声强混响室高频声压级的方法，通过使高压气体通过喷管流入空腔发声装置中产生噪声从而提高高声强混响室高频的声压级，通过调节高压气体的流量来控制空腔发声装置产生噪声的大小。该方法可以有针对性的提高高声强混响室高频能力欠缺的频带的声压级，并且此方法既可用于已经投入使用的高声强混响室能力提升也可用于新混响室设计中。
本发明公开了一种复合材料碳纤维增强薄壁管拉扭非比例多轴试验载荷设计方法，针对单向铺层的复合材料薄壁管试件，将考虑复合材料各向异性特征的Tsai‑Wu静强度准则转化为复合材料多轴疲劳的等效应力幅模型，建立以Tsai‑Wu等效应力幅为基准的复合材料薄壁管拉扭非比例载荷计算过程。本发明首次提出并实现了单向铺层复合材料薄壁管试件拉扭非比例载荷设计方法，该方法定义了复合材料多轴疲劳等效应力幅、计算过程描述准确、算法程序简单，为研究复合材料非比例多轴疲劳特性与在相同等效应力条件下非比例相位差对复合材料疲劳寿命影响分析提供了基础。
本发明提供一种飞机机身曲板结构强度试验载荷计算方法，借助有限元方法计算曲板在全机载荷状态中的应变结果，以及在各种基准试验载荷中的应变结果，构造应变误差矩阵，并以此为基础，借助多维极值问题求解方法，计算各个载荷系数，可以快速计算曲板试验中应该施加的载荷，有较好的工程应用效果。