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本发明提供一种飞机前起落架外筒撑杆接头牵引起飞疲劳试验方法，步骤如下：对外筒撑杆接头试验样件进行静强度试验；进行疲劳试验，其中X、Y、Z方向载荷协调加载，采用应力比为0.06的正弦波循环加载方式，加载频率为2Hz；疲劳试验分为两个阶段进行：第一阶段：载荷加载循环次数7500次，每500次进行一次目视检查，若出现疲劳破坏现象，停止试验，记录参数，否则对试验件进行探伤合格后进入第二阶段；第二阶段：载荷加载循环次数7500～15000次，每500次进行一次目视检查，若出现疲劳破坏现象，停止试验，记录参数，否则继续试验直至结束，记录循环次数。本发明所提供的疲劳试验方法，通过测试试验件，提前验证局部结构的疲劳性能和寿命，降低研制成本。
本发明提供一种飞机前起落架外筒悬挂接头牵引起飞疲劳试验方法，步骤如下：对外筒悬挂接头试验样件进行静强度试验；进行疲劳试验，其中X、Y、Z方向载荷协调加载，采用应力比为0.06的正弦波循环加载方式，加载频率为2Hz；疲劳试验分为两个阶段进行：第一阶段：载荷加载循环次数7500次，每500次进行一次目视检查，若出现疲劳破坏现象，停止试验，记录参数，否则对试验件进行探伤合格后进入第二阶段；第二阶段：载荷加载循环次数7500～15000次，每500次进行一次目视检查，若出现疲劳破坏现象，停止试验，记录参数，否则继续试验直至结束，记录循环次数。本发明所提供的疲劳试验方法，通过测试试验件，提前验证局部结构的疲劳性能和寿命，降低研制成本。
本发明公开了一种快速响应的超高温加热系统，属于加热装置设计技术领域。加热装置包括：石英灯管、灯管夹及灯管安装座；石英灯管通过灯管夹水平安装在所述灯管安装座上，灯管安装座两端分别与水冷管路连接，对所述灯管安装座及灯管夹进行降温；风冷管路由进气管路及排气管路组成，所述进气管路的出气口及排气管路的吸气口分别设置在石英灯管的两端，且在靠近石英灯管的管壁形成冷却气流；所述非接触温度测量系统采集所述石英灯管的表面温度并传输给风机控制系统，从而风机控制系统调节风冷管路中冷气的流速。本发明保证石英灯管进行降温的同时，还可以防止对试验件的温度场的影响；同时主动冷却控制技术的采用，可以提高制冷效率和制冷精度。
本发明涉及飞机风洞颤振试验领域，特别涉及一种飞机风洞模型颤振吹风试验系统，包括：风洞；待测模型，通过试验夹具固定设置在风洞内的风洞地板上；限位装置，设置在待测模型底部，用于限制待测模型的振幅；传感器，位于待测模型上相对振幅较大位置处，用于实时监测待测模型的实时振幅；数据采集控制系统，用于实时接收传感器传输的实时振幅信息，并在实时振幅大于预定振幅时，控制限位装置限制待测模型的振幅；吹风试验控制系统，用于控制所述风洞中的待测模型进行颤振吹风试验。本发明的飞机风洞模型颤振吹风试验系统，能够将模型振动控制在一个固定的幅度内，防止模型无限发散，保护模型不会发生颤振破坏。
本发明提供一种柔性弹簧网冲裁模具，包括上模座组件、第一凸模、第二凸模、卸料板、下模座组件，上模座组件由上模座、多块固定板以及两者之间的上垫板层叠而成，上模座通过在其上设置模柄以与冲压机相连，在固定板上通过多个连接杆连接安装卸料板，并在每个连接杆上均套装缓冲弹簧；第一凸模贯穿卸料板设置，并在其一端嵌装第二凸模，通过该第二凸模以将第一凸模可拆卸安装于固定板上；下模座组件由凹模、下模座以及两者之间的下垫板层叠而成，下模座与冲压机相连，凹模上设置有与第一凸模配合成型样件的空腔。本发明所提供的模具，无导柱导套限制，可横纵两个方向平移；模具仅需设计一个基本单元，其他单元通过简单平移实现，减小模具成本。
本实用新型涉及一种可用于静动强度试验的弹状物体模拟装置，属于飞机设计领域，其包括弹体、前滑块和后滑块，弹体具有与所述弹状物体相同的外形结构，前滑块和后滑块固定于弹体上且前滑块和后滑块的外形尺寸及两者之间的距离与悬挂装置上的连接点相同。本实用新型可以将此装置装配在飞机原悬挂装置的位置能够在静动强度试验中代替弹状物体，载荷的传递路线不变，满足试验的加载要求；此加载装置符合飞机安装要求，便于试验的顺利进行，具有足够的强度且能够满足重心和转动惯量的要求，不会影响试验结果的准确性。
本实用新型提供一种飞机后体，包括侧挡板(1)、上膨胀边(2)、下膨胀边(3)、后机身，喷管隐藏设置在后机身内部，喷管出口(4)与侧挡板(1)、上膨胀边(2)、下膨胀边(3)融为一体用于喷射，其中上下两膨胀边平齐喷管出口(4)设置，并且两膨胀边与喷管出口(4)光顺对接，喷管出口(4)的下膨胀边(3)也与后机身尾尖平齐，同时下膨胀边(3)长于上膨胀边(2)；侧挡板(1)由上膨胀边(2)与下膨胀边(3)间的连接处直到与后机身相连的喷管出口(4)处，连接处倒圆角处理。本实用新型所提供的飞机后体，机身后体与喷管出口融合，通过膨胀边、侧挡板和后体出口几何形状的设计，降低被探测到几率以及保证气动特性。
本实用新型涉及一种飞机雷达舱维护结构，所述飞机雷达舱维护结构包括由蒙皮围绕而成的雷达维护舱，以及在所述蒙皮上开设有用于安装快卸口盖的快卸口，还包括位于所述雷达维护舱内部的固定支架、第一平台及第二平台，第一平台及第二平台均连接于固定支架。本实用新型的飞机雷达舱维护结构与传统的雷达舱结构相比，蒙皮开口数量和面积减少，隐身性能更好；内部结构简化，结构重量系数更低，解决了隐身飞机雷达维护舱承载与维护的矛盾。通过可抽出及上下移动的平台，减少了蒙皮1开口面积，保持了机身结构的相对完整性，提高了承载能力；减少了机身纵向传力构件，降低了结构重量。
一种飞机测压装置，包括一个压力传感器，以及围绕所述压力传感器设置的电池以及与所述电池组合成环状的电路模组，所述电路模组中可拆卸地连接有至少一个存储卡，所述压力传感器由所述电池供电并将其测量信号传输并存储在所述电路模组中的所述存储卡中。本发明的飞机测压装置将压力传感器、电源以及用于存储检测数据的存储卡组合成一个独立运行的结构部件，无需在试飞飞机的机体内布置电源线和信号线，无需耗费飞机上有限的电能，可以随时通过粘胶层将整个独立运行的结构部件粘接在需要测量压力的飞机部件上。采用本发明的飞机测压装置，可以利用最少量的试飞飞机完成多种试飞任务，可以节约大量的资金和时间。
一种用于飞机试飞的测压装置，包括一个压力传感器，以及围绕所述压力传感器设置的电池以及与所述电池组合成环状的电路模组，所述电路模组中可拆卸地连接有至少一个存储卡，所述压力传感器由所述电池供电并将其测量信号传输并存储在所述电路模组中的所述存储卡中。本发明的用于飞机试飞的测压装置将压力传感器、电源以及用于存储检测数据的存储卡组合成一个独立运行的结构部件，无需在试飞飞机的机体内布置电源线和信号线，无需耗费飞机上有限的电能，可以随时通过粘胶层将整个独立运行的结构部件粘接在需要测量压力的飞机部件上。采用本发明的用于飞机试飞的测压装置，可以利用最少量的试飞飞机完成多种试飞任务，可以节约大量的资金和时间。