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本实用新型公开了一种操纵系统试验中用于代替载荷机构的可调节装置，包括：拉杆、接头Ⅰ、接头Ⅱ、螺母、垫圈；所述拉杆主体为圆棒，其中部上下表面设有对应的凹槽，所述拉杆凹槽处开有通孔Ⅰ，所述拉杆两端分别设有螺纹孔，所述拉杆两端的螺纹孔旋向相反；所述接头Ⅰ和接头Ⅱ的一端均为带有通孔Ⅱ的连接耳片，另一端为螺杆，所述接头Ⅰ和接头Ⅱ的螺杆的旋向相反；所述接头Ⅰ和接头Ⅱ分别通过螺杆与螺纹孔的配合设于拉杆的两端，并通过螺母和垫圈固定。本实用新型能够在操纵系统试验中代替载荷机构，满足试验的强度和刚度要求。
一种双腔油气式大功量起落架缓冲器构成如下：外筒(1)、柱塞(2)、活塞杆(3)、油针(4)、反阻活门(5)和游动活塞(6)；所述游动活塞(6)位于外筒(1)上部，游动活塞(6)上侧充有油(7)；构成外筒(1)的柱塞(2)固定连接于游动活塞(6)下侧的外筒(1)内，活塞杆(3)上端与柱塞(2)相连接，活塞杆(3)下端与外筒(1)相连接，所述反阻活门(5)位于外筒(1)和活塞杆(3)之间，油针(4)位于活塞杆(3)内部，所述双腔油气式大功量起落架缓冲器解决了垂直起降飞机要求的大功量吸收要求，对飞行设备的保护效果良好，提高了安全性和舒适度。
所述适用于飞机疲劳试验的驾驶杆侧向加载装置构成如下：驾驶杆夹具(1)、钢索(2)、滑轮(3)、撑杆(4)、加载设备(5)、固定耳片(6)和底座(7)；所述驾驶杆夹具(1)两端均与钢索(2)相连，所述钢索(2)绕过滑轮(3)与加载设备(5)的一端相连，加载设备(5)的另一端通过固定耳片(6)与底座相连接，所述固定耳片(6)固定在底座(7)的两端，所述底座(7)固定在座椅滑轨上，满足驾驶杆左右循环加载的要求；在试验过程中不需要换装，能够缩短试验周期；整个装置安装在座舱内部，占用空间较小，且不需要对飞机施加平衡载荷，对于操作系统疲劳试验的顺利进行具有很大的帮助。
所述飞机半收放式受油装置构成如下：受油插头(1)、受油管(2)、摇臂(3)、机械锁(4)、液压装置(5)、气动整流槽(6)、外筒(7)和作动筒(8)；气动整流槽(6)固定于飞机上，受油插头(1)的一端与受油管(2)相连接，受油插头(1)的另一端与为本飞机加油的其它设备相连接，所述受油管(2)与作动筒(8)的一端相连接，作动筒(8)的另一端通过机械锁(4)滑动连接于外筒(7)内侧，所述液压装置(5)与外筒相连接，所述飞机半收放式受油装置，能够克服传统固定式受油装置的缺点。具有可收放功能，收回后受油装置大大降低与机体外表面的高度距离，消除噪声和视线影响。
所述飞机进气道用后调节板构成如下：横梁(1)、前后梁(2)、上盖板(3)、下壁板(4)和后铰链(5)；所述上盖板(3)和下壁板(4)相连接，下壁板(4)与上盖板(3)接触一侧设置有凸出结构(7)，下壁板(4)另一侧为光滑表面，上盖板(3)和下壁板(4)上相同位置均设置有调压孔(6)，所述横梁(1)固定于上盖板(3)远离调压孔(6)的一端，用于连接其它调节板，所述横梁(1)、和调压孔(6)之间设置用于连接作动筒的前后梁(2)，后铰链(5)固定于下壁板(4)靠近调压孔(6)的一端。所述飞机进气道用后调节板，满足了复杂温度、振动等复杂环境的使用要求。
所述机体封闭区域的防护结构构成如下：进水口(1)、排水口(2)、导流槽(3)和排水管(4)；所述进水口(1)位于机体体封闭区域侧面的蒙皮处，进水口(1)周边15mm范围内的机体蒙皮上设置有支撑结构，所述排水口(2)位于机体体封闭区域的最低点蒙皮处，所述排水口(2)周边15mm范围内的机体蒙皮上设置有支撑结构，所述进水口(1)和排水口(2)通过排水管(4)相连接，所述机体封闭区域的防护结构提高了飞机结构的防潮湿、防盐雾、防霉菌效能；具有良好的排除积水的能力，相对与传统的密封剂减轻了结构重量；简化了结构制造工艺；并且提高了维护性、可靠性、使用寿命。
本发明属于飞机设计领域，涉及一种适用于对加强框、梁等结构的典型截面进行试验的方法，其特征在于，设计一种能够反映加强框、梁的单一截面特征的四点弯曲梁试验件，进行静力/疲劳试验。优点是：四点弯曲梁试验件作为具有典型加强框、梁特征的结构试验件，反应了加强框、梁主要截面的受力情况，用其进行试验研究，可以明显缩小试验的规模，缩短试验的周期并降低研制成本；四点弯曲梁试验件尤其适用于没有集中承力接头的以承受弯曲载荷为主的加强框、梁结构的典型受力截面的试验研究；便于进行加强框、梁的不同材料或工艺的对比试验研究；可以设计简易的四点弯曲梁试验夹具，在普通的试验机上进行四点弯曲梁静力/疲劳试验，试验简单、方便。
所述终点开关机构构成如下：凸轮花键轴(1)、轴套(2)、微动开关Ⅰ(4)、后侧板(5)、底板罩(6)、安装孔轴套(7)、前侧板(8)、微动开关Ⅱ(9)、滚动轴承(10)、弹簧(11)、支架Ⅰ(12)、中间罩(13)、支架Ⅱ(14)、销钉(15)、摇臂(16)、挡销(17)、连接件(18)、导线(19)和插座(20)；所述前侧板(8)、后侧板(5)、中间罩(13)、底板罩(6)焊接构成密封的壳体结构，所述轴套(2)固定在前侧板(8)内，所述终点开关机构接受顺时针、逆时针转动输入方式；终点开关机构为密封装置，可用于恶劣的环境条件下；能够输出四路信号，两路接通同步性好，两路断开同步性好。
所述新型自动飞行控制盒构成如下：带指示灯和刻字的无锁定机构的控制开关(1)、带刻字无锁定机构的控制开关(2)、波段开关(3)、钮子开关(4)、指示灯(5)、盒体(6)和导线；所述带指示灯和刻字的无锁定机构的控制开关(1)共有五个，波段开关(3)共有两个，所述带指示灯和刻字的无锁定机构的控制开关(1)、带刻字无锁定机构的控制开关(2)、波段开关(3)、钮子开关(4)和指示灯(5)分别位于盒体(6)前面板上，且通过导线在盒体(6)内部相连接。将传统控制盒功能的集中优化在一个控制盒上实现，避免如上的诸多不利因素。降低了设计难度和成本，减小了机上占用空间，方便了飞行员操作。
本实用新型公开了一种加筋板压缩试验试验件加载控制装置，包括：试件夹持器、可调节传力支架、固定支座、弹性钢片、连接轴承；所述可调节传力支架下表面两侧均设有吊耳Ⅰ，所述固定支座上表面两侧均设有吊耳Ⅱ，所述可调节传力支架的吊耳Ⅰ与固定支座的吊耳Ⅱ通过连接轴承连接，所述可调节传力支架下表面中部与固定支座上表面中部之间通过弹性钢片连接，所述可调节传力支架上部通过螺栓与试件夹持器连接。本实用新型可以在加筋板压缩试验中控制所施加载荷的偏心量，提高试验结果的准确性；能够模拟不同的试验边界条件，测试加筋板试件在不同情况下的承载能力。