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本实用新型提供了一种可连续调节比例的加载杠杆，涉及结构强度试验领域，包括：横梁(1)、连接螺栓(4)、加载螺栓(2)以及加载环(3)。所述横梁(1)包括两个，两个横梁(1)的滑轨的一侧相对设置，且两个横梁(1)的滑轨之间留有预定间隙，通过多个连接螺栓(4)将两个横梁(1)固定连接，所述加载环(3)安装在两个横梁(1)的滑轨之间的预定间隙上，可沿滑轨滑动。本实用新型的可连续调节比例的加载杠杆，可以连续调节杠杆的加载比例，提高杠杆的通用性和重复使用率，避免重复制作杠杆，大量节省试验时间和成本。
本实用新型涉及一种飞行器推力矢量喷口，属于飞行器控制技术领域，所述矢量喷口包括：喷管；连杆，所述连杆中部连接于所述喷管一端边缘，用于支撑喷管运动；第一偏转控制机构及第二偏转控制机构，第一偏转控制机构设置于所述连杆两端，所述第一偏转控制机构控制所述喷管以连杆中部的连接点做偏转运动，第二偏转控制机构安装连接于第一偏转控制机构，第二偏转控制机构控制第一偏转控制机构、喷管以所述连杆做俯仰运动，所述第二偏转控制机构通过支臂及安装座固定至发动机结构上。本实用新型的飞行器推力矢量喷口结构简单，能够完成飞行器的发射与飞行控制要求，相比传统推力矢量喷口，成本更加低廉，通过更少的付出得到提高飞机的控制能力。
本实用新型公开了一种飞机。所述飞机包括第一前缘襟翼，其设置在第一尾翼的前缘部分，第一前缘襟翼能够相对所述第一尾翼在所述第一尾翼的一侧至第一尾翼的另一侧方向转动；第一驱动组件，其设置在所述飞机的机身或所述第一尾翼上并与所述第一前缘襟翼连接，用于驱动所述第一前缘襟翼转动；第二前缘襟翼，其设置在所述第二尾翼的前缘部分，所述第二前缘襟翼能够相对所述第二尾翼在所述第二尾翼的一侧至第二尾翼的另一侧方向转动；第二驱动组件，其设置在所述飞机的机身或所述第二尾翼上并与所述第二前缘襟翼连接，用于驱动所述第二前缘襟翼转动。本实用新型中通过增加前缘襟翼能明显改善了V型尾翼布局的飞机的航向稳定性和差偏时的航向操纵效率。
本实用新型提供了一种柔性蒙皮，涉及变体飞机结构设计领域，包括：柔性承载板(1)、上基体层(21)、下基体层(22)以及金属丝(3)。柔性承载板(1)为碳纤维增强复合材料层合板，承载能力强、弹性变形率相对较低；上基体层(21)和下基体层(22)为树脂基体中加入橡胶或硅胶，具有很大的变形能力，在上基体层(21)和下基体层(22)中设置的金属丝(3)彼此平行，使上基体层(21)和下基体层(22)在横向具备很大变形能力的同时，又使其具备了一定的刚度以保证承载和维形能力。本实用新型的柔性蒙皮，能够产生较大弯曲变形，同时增强了承载能力，且结构简单，重量轻，满足变体飞机柔性蒙皮设计要求。
本发明涉及结构材料领域，具体涉及到一种增材制造的微型桁架压缩试验件。本发明的增材制造微桁架压缩试验件，包括：微桁架，为金字塔胞元正方形阵列组成的桁架结构；上蒙皮和下蒙皮，为正方形的板状结构，分别连接在所述微桁架对称的两个侧面；其中，所述微桁架与所述上蒙皮和下蒙皮采用增材制造工艺一体成形。一体成形的本发明结构避免了因为连接结构件出现的疲劳点，增加了试验件的疲劳寿命，完善微桁架机构的优化设计和强度分析理论，为该类结构在航空领域进一步推广应用起到基础。
本发明的是一种矩形截面扭转弹簧耐久性试验方法：步骤一、对矩形截面扭转弹簧的初始参数进行测量；步骤二、对所述矩形截面扭转弹簧进行扭转试验并绘制扭矩与扭转角度关系曲线，通过所述关系曲线计算扭转刚度；步骤三、对所述矩形截面扭转弹簧进行扭断静力试验，得出所述矩形截面扭转弹簧加载的最大扭矩相对应的最大应力，通过步骤二中所述扭转刚度估算出所述矩形截面扭转弹簧扭断时最大的扭转角度；步骤四、根据步骤三中所述矩形截面扭转弹簧的最大应力进行应力比为0.06的耐久性试验。通过试验对矩形截面扭转弹簧寿命进行考核和摸底，为确定矩形截面扭转弹簧使用寿命提供设计依据。
本实用新型公开了一种石英灯辐射加热器，属于高温试验技术领域。包括：灯管安装座整体呈弧形，通过其两侧分别设置的螺纹管与加热器支架连接，灯管安装座相对于加热器支架高度及角度可调；石英灯管上下两端通过灯管夹分别与灯管安装座连接，灯管夹与灯管安装座活动连接，相邻灯管安装夹的间距可调；反射板设置在石英灯管远离试验件的一侧，反射板上下两端固定在灯管安装座上；电极板设置在反射板远离石英灯管一侧，并通过电极板安装横梁与加热器支架连接，电极板两端接通强电，其中间部分设置有多个与石英灯管的连接位点，并对所述石英灯管供电；反射板及灯管安装座内部设置有空腔，空腔分别通过螺纹管与通水接头连接，形成水冷循环管路。