标题：一种损伤预制用的便携冲击器及冲击方法

摘要：本发明涉及工程材料结构损伤预制领域，具体是一种损伤预制用的便携冲击器。本发明便携冲击器最前端是减震限位机构，减震限位机构对接于前端头自锁机构前端，并用螺钉与前端头自锁机构前端相固定。前端头自锁机构后端以螺纹接于筒体机构前端。齿轮机构、显示与运算机构焊接于筒体机构外表面相应位置处。弹簧与微调机构置入筒体机构的筒体内，并用筒体机构的后端头螺母固定。锁紧、释放机构以卡槽定位于筒体机构的外壁并用螺钉固定。本发明安全、轻便、简捷、环境适应性强、易操作，很好的解决了现有冲击装置或者不适应非水平面和异形面冲击、或者后端设备太多不便于现场的实时冲击等技术局限性。

申请号：CN201410284789.8

申请日：2014/6/24

申请人：中国飞机强度研究所

首项权利要求：一种损伤预制用的便携冲击器，其特征在于，包括齿轮机构(3)、锁紧与释放机构(4)、筒体机构(5)、齿条导轨机构(6)、自锁头触发机构、扳机锁紧机构、能量微调机构、前端头自锁机构、减震限位机构、显示与运算机构、弹簧与微调机构，其中，所述减震限位机构(1)位于整个冲击器的最前端，且减震限位机构(1)对接于前端头自锁机构(2)前端，并用螺钉与前端头自锁机构(2)前端相固定；前端头自锁机构(2)后端以螺纹接于筒体机构(5)前端；齿轮机构(3)、显示与运算组件(8)焊接于筒体机构(5)外表面相应位置处；弹簧与微调机构(7)的弹簧前端插入齿条导轨机构(6)后端限位固定孔，同时将弹簧与微调机构(7)置入筒体机构(5)的筒体内，并用筒体机构(5)的后端头螺母固定，锁紧、释放机构(4)以卡槽定位于筒体机构(5)的外壁并以螺钉固定。

专利类型：发明申请

标题：一种试验差动约束方法

摘要：本发明涉及一种差动约束技术，特别是涉及一种用于飞机结构强度试验中飞机支持的约束。本发明在前起、左右主起落架垂向采用撬杠将飞机悬空，同时在三个起落架处增加安装向下约束设备，以保证飞机在试验过程中不产生向上的移动，在撬杠的约束设备中连接载荷传感器，经过实验方法得到测量数据，利用最小二乘法拟合计算，将撬杠一侧传感器反馈计算到另外一端，通过控制系统程控功能，准确计算出垂向约束点的反馈，从而实现了试验中约束点反馈的实时监视。

申请号：CN201410284788.3

申请日：2014/6/24

申请人：中国飞机强度研究所

首项权利要求：一种试验差动约束方法，其特征在于，在前起、左右主起落架垂向采用撬杠将飞机悬空，同时在三个起落架处增加安装向下约束设备，以保证飞机在试验过程中不产生向上的移动，在撬杠的约束设备中连接载荷传感器，经过实验方法得到测量数据，利用最小二乘法拟合计算，将撬杠一侧传感器反馈计算到另外一端，通过控制系统程控功能，计算出垂向约束点的反馈，从而实现了试验中约束点反馈的实时监视。

专利类型：发明申请

标题：一种机翼大变形情况下法向载荷施加方法

摘要：本发明属于一种飞机强度试验载荷施加方法，该方法能准确施加大变形情况下机翼的法向载荷。本发明通过第一加载通道(1)施加的载荷P1和第二加载通道(2)施加的载荷P2实现按加载级数准确施加机翼大变形情况下机翼的法向载荷P。该法向载荷施加方法在扣除试验件重量用两个加载通道，可以彻底的扣除试验件的重量，避免了现有加载点预先倾斜法用1个通道施加机翼法向载荷，只能用一个加载通道扣除试验件重量，因而遗留水平扣重分量的弊端。另外，应用该法向载荷施加方法进行强度试验，试验设备安装完成后，可进行所有加载级数强度试验。

申请号：CN201410284790.0

申请日：2014/6/24

申请人：中国飞机强度研究所

首项权利要求：一种机翼大变形情况下法向载荷施加方法，其特征在于，按加载级数对机翼大变形情况下机翼施加法向载荷P，再通过测量水平位移FH和倾斜位移OA或由飞机设计方事先给出的理论垂向位移AM运用线性插值的方法计算出各个加载级数的水平位移FH和倾斜位移OW；其次，计算出各个加载级数的α角、(90-α)角、β角、θ角、(90-θ)角；最后，建立水平和垂直方向力学平衡方程，得到各个加载级数第一加载通道(1)施加的载荷P1和第二加载通道(2)施加的载荷P2，其中，P-机翼大变形情况下需要施加的法向载荷、P1-第一加载通道(1)施加的载荷、P2-第二加载通道(2)施加的载荷，A位置-机翼变形前加载点位置、O位置-机翼变形后加载点位置、ON-机翼加载点法线、AM-机翼垂向位移、W点-计算用辅助点，是以F为圆心，以FA为半径画圆与OF的交点、FH-机翼变形过程中的水平位移、AF-机翼变形前垂向初始高度值、OF-机翼变形后最终位置与地面原始位置的距离、OW-机翼变形后F位置测量的倾斜位移、AD-机翼变形前与承力顶棚的距离、θ-机翼加载位置切线与水平线的夹角。

专利类型：发明申请

标题：一种飞机壁板结构振动半主动控制器

摘要：本实用新型属于对飞行时飞机壁板的振动实现振动抑制的技术，涉及一种飞机壁板结构振动半主动控制器。所述飞机壁板结构振动半主动控制器包括压电片、电感、电阻、开关分支电路和开关控制器。其中压电片、电感和电阻串联后与开关分支电路相连接，所述开关分支电路有两个分支，第一分支电路由第一二极管和第一场效应管组成，第二分支电路有第二二极管和第二场效应管组成，第一场效应管和第二场效应管的G脚连接到开关控制器。本实用新型克服了传统被动方法附加质量大，低频控制效果差的弱点，同时具有结构简单，功耗低，易于实现的优点。

申请号：CN201420351812.6

申请日：2014/6/27

申请人：中国飞机强度研究所

首项权利要求：一种飞机壁板结构振动半主动控制器，其特征在于：包括压电片(1)、电感(2)、电阻(3)、开关分支电路和开关控制器(8)，其中压电片(1)、电感(2)、电阻(3)和开关分支电路串联，所述开关分支电路有两个分支，第一分支电路由第一二极管(4)和第一场效应管(6)串联而成，第一二极管(4)的导通方向与第一场效应管(6)的寄生二极管导通方向相反，第二分支电路由第二二极管(5)和第二场效应管(7)串联而成，第二二极管(5)的导通方向与第二场效应管(7)的寄生二极管导通方向相反，第一场效应管(6)和第二场效应管(7)的G脚连接到开关控制器(8)。

专利类型：实用新型

标题：一种碟形弹簧刚度标定试验装置

摘要：本实用新型属于航空试验工装夹具领域，涉及一种碟形弹簧刚度标定试验装置。所述碟形弹簧刚度标定试验装置包括圆形上底座、圆形下底座、定位轴。其中，圆形上底座和圆形下底座的圆柱段部分分别与材料试验机中的上卡盘和下卡盘连接。所述定位轴位于圆形上底座和圆形下底座中间，且处于二者圆柱段的中轴线上，碟形弹簧通过定位轴定位在下底座的定位孔处。本实用新型既提高了碟形弹簧刚度测试的精度又提高了工作效率，还具有结构紧凑，使用方便，制造成本低的特点。

申请号：CN201420339593.X

申请日：2014/6/24

申请人：中国飞机强度研究所

首项权利要求：一种碟形弹簧刚度标定试验装置，其特征在于：包括圆形上底座(1)、圆形下底座(3)、定位轴(2)，其中，圆形上底座(1)和圆形下底座(3)的圆柱段部分分别与材料试验机中的上卡盘和下卡盘连接，所述定位轴(2)位于圆形上底座(1)和圆形下底座(3)中间，处于二者圆柱段的中轴线上，且碟形弹簧(4)通过定位轴(2)定位在圆形下底座(3)的定位孔处。

专利类型：实用新型