一种飞机静强度试验加载装置

标题：一种飞机静强度试验加载装置

摘要：本发明公开了一种飞机静强度试验加载装置，涉及飞机试验技术领域。所述飞机静强度试验加载装置包含上框、滚珠板、升降平台及水平约束装置；其中，所述上框用于连接飞机起落架假轮；所述滚珠板包含滚珠及夹板，所述夹板上设置有多个滚珠槽，所述滚珠设置在所述滚珠槽内，所述滚珠的球面在所述夹板的厚度方向的相对两侧面均有凸出；所述升降平台用于调节所述上框的高度位置；所述水平约束装置用于连接飞机起落架假轮并施加水平约束；所述上框安装在所述升降平台上，所述滚珠板设置在所述上框与所述升降平台的安装面之间。本发明的优点在于：设置有滚珠板，滚珠板上设置有滚珠，低滚动摩擦阻力使垂向载荷施加的同时，起落架水平受载变形不受约束。

申请号：CN201610178466.X

申请日：2016/3/28

申请人：中国飞机强度研究所

首项权利要求：一种飞机静强度试验加载装置，用于对飞机起落架假轮(8)进行载荷加载，其特征在于：包含上框(1)、滚珠板(2)、升降平台(3)及水平约束装置(4)；其中，所述滚珠板(2)包含滚珠(21)及夹板(22)，所述夹板(22)上设置有多个滚珠槽，所述滚珠(21)设置在所述滚珠槽内，所述滚珠(21)的球面在所述夹板(22)的厚度方向的相对两侧面均能够凸出；所述升降平台(3)用于调节所述上框(1)的高度位置；所述水平约束装置(4)用于连接飞机起落架假轮(8)并施加水平约束；所述上框(1)安装在所述升降平台(3)上，所述飞机起落架假轮(8)设置在所述上框(1)的框内，所述滚珠板(2)设置在所述上框(1)与所述升降平台(3)的安装面之间。

专利类型：发明申请

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一种飞机板孔连接结构疲劳损伤的动态实时监控方法

标题：一种飞机板孔连接结构疲劳损伤的动态实时监控方法

摘要：本发明属于一种结构疲劳损伤监控方法，涉及一种动态的、实时的疲劳损伤监控方法。该监控方法是利用A型超声波对飞机连接结构进行疲劳损伤动态、实时监控方法。利用该发明不仅可对飞机连接结构进行准确的静态损伤检测，而且可对飞机连接结构进行有效的疲劳损伤动态、实时监控。工程实际证明该方法是切实可行。飞机连接结构是指螺栓连接和铆钉连接的平板飞机结构。

申请号：CN201410727593.1

申请日：2014/12/3

申请人：中国飞机强度研究所

首项权利要求：一种飞机板孔连接结构疲劳损伤的动态实时监控方法，该方法包括如下步骤：第一步确定传感器，该传感器为可调频超声波传感器，对传感器波形的选择：传感器发出的超声波能够在飞机的板件结构中横向或锯齿形传播，对传感器频率的选择：探头频率为4.5～5.5MHz，，对传感器晶片尺寸的选择：直径为φ13.5～14.5mm，使得易于激起板波，对传感器入射角的选择：在使用透声斜楔以横波入射法在板中激发板波时，为保证较强的发射，传感器的入射角α由下式确定：sinα =ClCPCl——透声斜楔中横波传播速度；CP——在板材中所激起的板波的传播速度模式；将上述的传感器放在试块上，传感器的探头垂直指向贴放在试块上，且位于试块的非边缘区域，以避免产生盲区或边界效应，在70°-120°范围内改变入射角，记录板端反射波高和入射角关系，对同一厚度板材得到一系列数据，绘成曲线，当涉及不同厚度板材时，对不同厚度板材得到不同厚度的系列数据，绘出一族曲线，选取反射波最高时的入射角，按照上述要求制作可调频超声波传感器；第二步：将通过以上步骤制作出的超声波传感器，在所需要监控的板孔连接件上进行布阵，用耦合剂进行耦合，用硅橡胶将所述传感器固定在被监测的板孔连接件上，连接传感器与多通道超声仪，对被监控的板孔连接件上的铆钉孔边或螺栓孔边的疲劳损伤进行动态实时的监控。

专利类型：发明申请

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一种适用于金属材料的应变率动态拉伸载荷间接测试方法

标题：一种适用于金属材料的应变率动态拉伸载荷间接测试方法

摘要：本发明公开了一种适用于金属材料的应变率动态拉伸载荷间接测试方法。所述方法包括如下步骤：步骤1：将试验件安装在高速液压伺服材料试验机上，其中，试验件下部非试验段两侧对等位置贴应变片；步骤2：将非测试试验件的与试验件安装应变片的相同位置处安装补偿应变片，并与试验件组成惠斯顿全桥电路；步骤3：使试验件进行动态拉伸试验；步骤4：获取应变片参数、惠斯顿全桥电路参数以及试验件参数；步骤5：获得所述试验件下部非试验段的应变；步骤6：通过公式计算试验件在动态拉伸试验过程中的拉伸载荷。本申请具有消除静夹持夹具的惯性效应以及不会将测试系统的共振频率耦合到测试数据中的优点。

申请号：CN201610111417.4

申请日：2016/2/29

申请人：中国飞机强度研究所

首项权利要求：一种适用于金属材料的应变率动态拉伸载荷间接测试方法，所述试验件(1)包括试验件下部非试验段(11)、试验件试验段(12)以及试验件上部非试验段(13)，其特征在于，所述适用于金属材料的应变率动态拉伸载荷间接测试方法包括如下步骤：步骤1：将试验件(1)安装在高速液压伺服材料试验机上，其中，试验件下部非试验段(12)两侧对等位置贴应变片(2)；步骤2：将非测试试验件的与试验件安装应变片的相同位置处安装补偿应变片，并与所述步骤1中的试验件组成惠斯顿全桥电路；步骤3：使试验件(1)进行动态拉伸试验；步骤4：获取应变片参数数据、惠斯顿全桥电路参数数据以及试验件参数数据；步骤5：根据所述步骤4中的应变片参数数据以及惠斯顿全桥电路参数数据以及公式，获得所述试验件下部非试验段的应变；步骤6：根据所述步骤4中的试验件参数以及所述步骤5中的试验件下部非试验段的应变，通过公式计算试验件在动态拉伸试验过程中的拉伸载荷。

专利类型：发明申请

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一种防翘曲装置

标题：一种防翘曲装置

摘要：本发明提供了一种紧凑拉伸试样防翘曲装置，可以在测定薄板材料K-R曲线时实现对试样的防翘曲变形约束，但不改变试样的应力分布情况，也不会影响试验中的裂纹观测。本发明用紧凑拉伸试样测定薄板材料K-R曲线的一种防翘曲装置，包括矩形防翘板3、阶梯垫圈5、连接螺栓6、水平垫板7、垂直垫板8和装置扣重绳索9。其中，矩形防翘板3为两块形状完全一样的钢板；水平垫板7为两块，垂直垫板8为一块，均为钢板，厚度比试样略厚0.2mm～0.3mm。

申请号：CN201410727040.6

申请日：2014/12/3

申请人：中国飞机强度研究所

首项权利要求：一种防翘曲装置，其特征在于：包括防翘板(3)、阶梯垫圈(5)、连接螺栓(6)、垫板(7、8)和装置扣重绳索(9)；其中，两块防翘板(3)夹持在试样(2)两侧，防翘板(3)的连接孔和试样(2)加载孔同心；垫板(7、8)通过多个连接螺栓(6)连接在两防翘板(3)之间；四个阶梯垫圈(5)的较细端插入防翘板(3)的连接孔和定位端中；装置扣重绳索(9)一端固定在矩形防翘板(3)的紧固件上，另一端固定在试验机加载横梁上，使得防翘曲装置保持水平；从所述的防翘板(3)的一端向所述的防翘板(3)的中央开槽，以便观测裂纹。

专利类型：发明申请

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一种全尺寸飞机结构试验约束系统

标题：一种全尺寸飞机结构试验约束系统

摘要：本发明提供了一种全尺寸飞机结构试验约束系统，其特征在于，包括约束梁(2)、顶端连接设备(3)、支持杠杆(4)、向上约束设备(5)、向上约束传感器(6)、向下约束设备(7)、向下约束传感器(8)以及地面固定设备(9)，位于上方的约束梁(2)通过顶端连接设备(3)与支持杠杆(4)吊挂连接；支持杠杆(4)一端通过可调节行程的向上约束设备(5)与地面固定设备(9)连接，另一端通过向上约束力传感器(6)与起落架假轮(1)上端相连，形成垂向向上约束；起落架假轮(1)下端依次通过向下约束力传感器(8)及可调节行程的向下约束设备(7)与地面固定设备(9)连接，形成垂向向下约束。

申请号：CN201410728114.8

申请日：2014/12/3

申请人：中国飞机强度研究所

首项权利要求：一种全尺寸飞机结构试验约束系统，其特征在于，包括约束梁(2)、顶端连接设备(3)、支持杠杆(4)、向上约束设备(5)、向上约束传感器(6)、向下约束设备(7)、向下约束传感器(8)以及地面固定设备(9)，位于上方的约束梁(2)通过顶端连接设备(3)与支持杠杆(4)吊挂连接；支持杠杆(4)一端通过可调节行程的向上约束设备(5)与地面固定设备(9)连接，另一端通过向上约束力传感器(6)与起落架假轮(1)上端相连，形成垂向向上约束；起落架假轮(1)下端依次通过向下约束力传感器(8)及可调节行程的向下约束设备(7)与地面固定设备(9)连接，形成垂向向下约束。

专利类型：发明申请

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一种用于起落架落震试验的环境温度模拟装置

标题：一种用于起落架落震试验的环境温度模拟装置

摘要：本发明公开了一种用于起落架落震试验的环境温度模拟装置，涉及飞机试验技术领域。所述用于起落架落震试验的环境温度模拟装置包含箱体、制冷系统及加热系统，其中，所述箱体分为上箱体及下箱体，采用安装在吊篮上的试验夹具作为所述箱体的上箱体；下箱体为设置有容纳部的开口壳体，所述开口与所述上箱体配合，形成密封容腔，所述起落架置于所述密封容腔内；所述制冷系统采用液氮制冷方式；所述加热系统采用电加热器加热。本发明的优点在于：本发明的上箱体采用现有技术中的试验夹具，节省了试验件的反复安装拆卸，提高了工作效率。下箱体上设置有制冷系统及加热系统，通过控制制冷系统与加热系统，可以实现箱体内温度在-55℃～70℃之间的迅速变化。

申请号：CN201610052196.8

申请日：2016/1/25

申请人：中国飞机强度研究所

首项权利要求：一种用于起落架落震试验的环境温度模拟装置，其特征在于：包含箱体、制冷系统(1)及加热系统(2)，其中，所述箱体分为上箱体(3)及下箱体(4)，采用安装在吊篮(5)上的试验夹具(9)作为所述箱体的上箱体(3)；所述下箱体(4)为设置有容纳部的开口壳体，所述开口与所述上箱体(3)配合，形成密封容腔，所述起落架(6)置于所述密封容腔内；所述制冷系统(1)设置在所述下箱体(4)的外侧壁，采用液氮制冷方式，包含液氮瓶及液氮喷管，所述液氮经过液氮喷管注入所述箱体内部；所述加热系统(2)采用电加热器加热，所述电加热器置于所述下箱体(4)的内壁。

专利类型：发明申请

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一种试验件在力热联合作用下温度控制点位置选择方法

标题：一种试验件在力热联合作用下温度控制点位置选择方法

摘要：本发明公开了一种试验件在力热联合作用下温度控制点位置选择方法。所述方法包括如下步骤：步骤1：对试验件施加载荷；步骤2：获取最大偏置量；步骤3：选取试验状态；步骤4：建立热源有限元模型；步骤5：形成多个包括热源有限元模型以及试验件的待测有限元模型；步骤6：进行有限元模拟；步骤7：获取节点温度之差的方差；步骤8：选取各个节点中方差最小值点为最佳温度控制点。本发明所提供的试验件在力热联合作用下温度控制点位置选择方法使用热源加热方案，并对加载过程中出现的试验件受热不均匀问题进行温度控制点选取的优化分析，找出最优温度控制点布置方案，在控制成本、保证试验周期的前提下满足试验控制精度。

申请号：CN201610111357.6

申请日：2016/2/29

申请人：中国飞机强度研究所

首项权利要求：一种试验件在力热联合作用下温度控制点位置选择方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：步骤1：将试验件(1)的一端进行固定，并对另一端施加载荷；步骤2：获取试验件(1)的最大偏置量；步骤3：在不超过试验件(1)的最大偏置量的前提下选取试验件(1)的多个偏置状态作为试验状态，其中，至少包括试验件(1)无偏置时的状态；步骤4：建立热源有限元模型；步骤5：将每个所述试验状态与所述步骤4中的热源有限元模型结合，从而形成多个包括热源有限元模型以及试验件(1)的待测有限元模型，各个待测有限元模型能够体现所述试验件(1)在施加载荷的情况下的运动顺序性；步骤6：对步骤5中的各个待测有限元模型进行温度、时间数值给予，从而进行有限元模拟，并检测有限元模拟后的每个待测有限元模型中的试验件(1)表面的沿试验件的轴向方向排列的节点的温度；步骤7：通过方差法获取每个待测有限元模型中、每个节点的温度与其相应所在的待测有限元模型中试验件(1)中具有表面最高温度的节点以及具有表面最低温度的节点的方差；步骤8：选取所述各个节点中方差最小值点为最佳温度控制点。

专利类型：发明申请

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一种多自由度位移测量导向装置

标题：一种多自由度位移测量导向装置

摘要：本发明涉及一种多自由度位移测量导向装置，包括固定机构、方向转换机构和导向机构，通过方向转化机构将固定机构与导向机构连接，所述固定机构用于将装置整体进行固定，所述方向转换机构用于控制导向机构的导向方向，所述导向机构用于将拉丝传感器的拉丝导向到测量点。本发明的装置能将传统侧向、航向及法向的位移测量转化为地面垂向的位移测量，不影响测量精度，将排除故障的工作从高空转移至地面，大大提升了工作效率。

申请号：CN201610051107.8

申请日：2016/1/26

申请人：中国飞机强度研究所

首项权利要求：一种多自由度位移测量导向装置，其特征在于，包括固定机构(1)、方向转换机构(2)和导向机构(3)，通过方向转化机构(2)将固定机构(1)与导向机构(3)连接，所述固定机构(1)用于将装置整体进行固定，所述方向转换机构(2)用于控制导向机构(3)的导向方向，所述导向机构(3)用于将拉丝传感器(4)的拉丝导向到测量点(5)。

专利类型：发明申请

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一种蒙皮试验件的试验方法

标题：一种蒙皮试验件的试验方法

摘要：本发明是以协调加载系统为基础，通过试验控制箱控制以零先导开关阀为关键件的试验系统来完成区域施加不同压力载荷的方法。其核心是控制开关阀协调动作，实行对若干个相互独立的密闭区域充气，达到同时协调施加均布压力载荷的目的。

申请号：CN201410728111.4

申请日：2014/12/3

申请人：中国飞机强度研究所

首项权利要求：一种蒙皮试验件的试验系统，其特征在于：试验系统包括协调加载控制系统、压力传感器、气源、充气控制台、分流箱、零压启动电磁阀组、充气回路、试验件及夹具；气源与分流箱通过管路连接，分流箱将气源中的气体通过进气管路输送给加载夹具的多个分区，每个一个分区都是一个独立的气囊，每个分区的气体能够通过排放管路排放到大气环境，该加载夹具的分区之间是相互独立的，每个进气管路和排放管路上均设有零压启动电磁阀，每个分区的进气管路和排放管路上的零压启动电磁阀构成一个零压启动电磁阀组，协调加载控制系统能够同时对所有的零压启动电磁阀组电磁阀进行控制，实现每个分区的独立控制，每个所述的分区均设置有主压力传感器、从压力传感器和电接触点压力表。

专利类型：发明申请

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一种结构缺陷尺寸的试验检测方法

标题：一种结构缺陷尺寸的试验检测方法

摘要：本发明提供了一种结构缺陷尺寸的试验检测方法，其特征在于，包括以下步骤：第一步，获取受检部件结构的输入条件，包括受检部件结构的形状尺寸，使用时受检部件结构所承受的应力及受力形式，结构疲劳受载历程，受检部件结构所使用材料的裂纹扩展速率曲线，受检部件结构可能出现的损伤形式及剩余强度曲线；第二步，计算受检部件结构在最大使用应力σs下的理论极限裂纹尺寸acs，根据剩余强度曲线计算得到受检部件在最大使用应力σs下结构的理论极限裂纹尺寸acs；第三步，设定超载应力下受检部件结构超载应力下的理论极限裂纹尺寸ai，并计算安全裂纹扩展间隔n，n表示受检部件结构的疲劳循环次数。

申请号：CN201410727144.7

申请日：2014/12/3

申请人：中国飞机强度研究所

首项权利要求：一种结构缺陷尺寸的试验检测方法，其特征在于，包括以下步骤：第一步，获取受检部件结构的输入条件，包括受检部件结构的形状尺寸，使用时受检部件结构所承受的应力及受力形式，结构疲劳受载历程，受检部件结构所使用材料的裂纹扩展速率曲线，受检部件结构可能出现的损伤形式及剩余强度曲线；第二步，计算受检部件结构在最大使用应力σs下的理论极限裂纹尺寸acs，根据剩余强度曲线计算得到受检部件在最大使用应力σs下结构的理论极限裂纹尺寸acs；第三步，设定超载应力下受检部件结构超载应力下的理论极限裂纹尺寸ai，并计算安全裂纹扩展间隔n，n表示受检部件结构的疲劳循环次数；首先根据第二步计算得到的在最大使用应力σs下结构的理论极限裂纹尺寸acs，初步设定超载应力下结构的理论极限裂纹尺寸ai，设定尺寸小于常见无损检测方法可检出的裂纹尺寸，然后根据裂纹扩展速率曲线计算安全裂纹扩展间隔n，衡量计算得到的安全裂纹扩展间隔n的合理性，是否合理的主要依据是根据所检结构的承载特性及材料特性，其是否工程可用，如不合理则重新设定超载应力下结构的理论极限裂纹尺寸ai，直到得到合理的安全裂纹扩展间隔n；第四步，计算超载应力σt及超载载荷F，根据剩余强度曲线及超载应力下结构的理论极限裂纹尺寸ai计算超载应力σt，然后根据受检部件结构的形状尺寸计算超载载荷F；第五步，对受检部件结构进行超载试验检测，对于受检部件结构采用在地面施加超过使用应力的超载载荷F，确认受检部件结构在该试验载荷下是否失效，如果结构失效则表明受检部件结构存在危及使用安全的裂纹，如果未失效则表明受检部件结构中所有的缺陷尺寸都不超过超载应力下结构的理论极限裂纹尺寸ai。

专利类型：发明申请

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