标题：一种格栅式隔振器

摘要：本实用新型属于航空试验领域，涉及到一种用于设备隔振缓冲的装置，尤其是一种格栅式隔振器。本实用新型由上盖[1]、圆柱格栅[2]、金属橡胶[3]及底板[4]组成；所述圆柱格栅[2]是由不锈钢制成的一定厚度的套筒，套筒壁上带有交错排列的矩形切口；本实用新型格栅式隔振器克服了原金属橡胶隔振器安装位置精度差的缺点，所有元件采用金属材料制成，耐高低温、大温差，耐强辐射、高真空，抗腐蚀环境。采用圆柱格栅作为主要弹性元件，又充当隔振器外壳，减少了隔振器零件数量，提高了隔振器承载能力。耐疲劳，抗老化。提高了存储时间和使用寿命。

申请号：CN201120541049.X

申请日：2011/12/20

申请人：中国飞机强度研究所

首项权利要求：一种格栅式隔振器，其特征在于，由上盖[1]、圆柱格栅[2]、金属橡胶[3]及底板[4]组成；所述上盖[1]中心有螺纹孔，用于设备与隔振器的连接；所述底板[4]有通孔[5]，用于和基础连接；所述圆柱格栅[2]是由不锈钢制成的套筒，套筒壁上带有交错排列的矩形切口；所述上盖[1]、圆柱格栅[2]、底板[4]通过螺纹连接，圆柱格栅[2]内装有金属橡胶[3]。

专利类型：实用新型

标题：一种主从混合光电耦合切换装置

摘要：本实用新型提供了一种主从混合光电耦合切换装置，传感器阵列接口电路接收传感器的发射/接收信号并与主从光电耦合切换控制电路通讯，激励电路接口接收来自信号源的激励信号，并将激励信号发送给主从光电耦合切换控制电路，控制电路接口接收外设的I/O控制板的信号，从而控制主从光电耦合切换控制电路中的光电耦合单元的输入输出信号，数据采集通道接口电路与外设的控制器数据采集板相连接，并把此信号传送至前置电荷放大器。本实用新型切换速度快，抗干扰力强，价格低廉，便于现场携带安装。

申请号：CN201220477476.0

申请日：2012/9/19

申请人：中国飞机强度研究所

首项权利要求：一种主从混合光电耦合切换装置，包括传感器阵列接口电路、激励电路接口、控制电路接口、数据采集通道接口电路和主从光电耦合切换控制电路，其特征在于：传感器阵列接口电路接收传感器的发射/接收信号并与主从光电耦合切换控制电路通讯，激励电路接口接收来自信号源的激励信号，并将激励信号发送给主从光电耦合切换控制电路，控制电路接口接收外设的I/O控制板的信号，从而控制主从光电耦合切换控制电路中的光电耦合单元的输入输出信号，数据采集通道接口电路与外设的控制器数据采集板相连接，用来接收传感器发回的信号，并把此信号传送至前置电荷放大器，用于数据采集。

专利类型：实用新型

标题：一种用于飞机结构试验的加载系统及方法

摘要：本发明属于飞机试验技术，涉及一种用于飞机结构试验的加载系统及方法。所述用于飞机结构试验的加载系统包括加载承力系统、加载横梁、导向定滑轮、动滑轮套件、加载连接件、第一力传感器、第二力传感器、加载作动筒。加载横梁搭架在加载承力系统上，导向定滑轮固定在加载横梁上，动滑轮套件安装在加载作动筒顶端，加载作动筒固定在承力地坪上，而加载连接件环绕动滑轮套件和导向定滑轮。本发明完成飞机结构静力、疲劳试验中结构大变形部位加载；利用了小行程作动筒，以增大作动筒加载载荷的方法，减小加载设备收放行程；确保在结构大变形条件下，偏转角度加载的精确性。

申请号：CN201210528777.6

申请日：2012/12/10

申请人：中国飞机强度研究所

首项权利要求：一种用于飞机结构试验的加载系统，其特征在于，包括加载承力系统、加载横梁、导向定滑轮、动滑轮套件、加载连接件、第一力传感器、第二力传感器、加载作动筒，加载横梁搭架在加载承力系统上，导向定滑轮固定在加载横梁上，动滑轮套件安装在加载作动筒顶端，加载作动筒固定在承力地坪上，而加载连接件环绕动滑轮套件和导向定滑轮，一端与加载横梁相连，另一端连接第一力传感器，并与杠杆系统末端相连，第二力传感器设置在作动筒与动滑轮套件之间的加载连接件上。

专利类型：发明申请

标题：一种飞机位姿的三维实时显示方法

摘要：本发明属于航空强度试验技术领域，特别是涉及一种飞机位姿的三维实时显示方法，包括准备能够反映飞机外形特征的网格/节点模型文件的步骤，将模型和位移测量点按结构特点和部位分组的步骤，通过测量采集设备获取当前加载步的测量值的步骤，计算出各部件节点的位移值的步骤，将各个大组的位移值组合起来得到整个飞机的位移场的步骤，得到当前加载步下飞机位姿的三维显示效果的步骤。本发明能够实现对飞机位姿也就是位移场的三维显示；其次，由于本方法采用的插值算法不需要通过结构有限元模型的迭代计算即可获得插值结果，相比之下，插值计算的效率大大提高，因此能够对试验过程中每一加载步的试验结果进行三维实时显示。

申请号：CN201210528619.0

申请日：2012/12/10

申请人：中国飞机强度研究所

首项权利要求：一种飞机位姿的三维实时显示方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤一、准备能够反映飞机外形特征的网格/节点模型文件：采用NASTRAN的BDF格式中的GRID和CTRIA3卡片的全机有限元模型生成能够反映飞机外形的网格/节点模型文件；步骤二、将模型和位移测量点按结构特点和部位分组：对模型进行分组：根据飞机结构的特点将全机结构分解为相对简单的部件，包括左机翼、右机翼、左平尾、右平尾以及机身和垂尾；对位移测量点进行分组：按照模型的分组情况，对全机布置的位移测量点分成对应的大组，同时根据位移测量点的具体布置位置，按照基准线将大组分为若干小组；步骤三、通过测量采集设备获取当前加载步的测量值：通过测量采集设备读取各个位移测量点的位移值，作为位移场差值计算的离散点数据；步骤四、将获取的测量值和当前加载步信息存储起来；步骤五、按步骤二所得大组使用当前加载步的位移测量值对各大组进行插值，计算出各部件节点的位移值：对左右机翼和左右平尾结构进行面插值，对机身和垂尾结构进行线性插值；步骤六、将各个大组的位移值组合起来得到整个飞机的位移场；步骤七、使用OpenGL对得到的位移场进行三维可视化处理，得到当前加载步下飞机位姿的三维显示效果；步骤八、对下一个加载步重复步骤三至步骤七，直至试验结束。

专利类型：发明申请

标题：热噪声试验装置

摘要：本发明属于航空强噪声、高温联合加载试验技术领域，特别是涉及到热噪声试验装置, 包括行波试验组件，所述行波试验组件包括喇叭段、试验段和扩散段，还包括加热器组件，所述加热器组件包括支撑架以及设置在支撑架上的加热器。本发明所述试验装置，通过行波试验组件与加热器组件，可产生高达165dB的强噪声与高达1000℃的高温载荷。本发明改变了现有的常规声疲劳试验和常规热强度试验装置仅能单独进行强噪声载荷加载或高温载荷加载的试验现状。本发明所述强噪声与高温联合加载的试验设备设计，用于热噪声试验技术研究，为新型飞机的研制定型提供可靠的试验数据。

申请号：CN201210528141.1

申请日：2012/12/10

申请人：中国飞机强度研究所

首项权利要求：热噪声试验装置，包括行波试验组件[1]，所述行波试验组件[1]包括喇叭段[101]、试验段[102]和扩散段[103]，其特征在于，还包括加热器组件[2]，所述加热器组件[2]包括支撑架[201]以及设置在支撑架[201]上的加热器[202]，所述行波试验组件[1]的试验段[102]两侧连接有第一过渡段[104]和第二过渡段[105]，所述试验段[102]的两侧为水冷结构，所述试验段[102]上方设置有石英玻璃板[102a]用于透射温度载荷，所述试验段[102]的下方用于安装试验件，接受加热器[202]的温度载荷及行波试验组件[1]的噪声载荷。

专利类型：发明申请