标题：一种气囊加载试验方法

摘要：本发明提供了一种气囊加载试验方法，其特征在于，包括以下步骤：根据试验件外形设计气囊(2)，气囊表面设计充压孔及反馈孔，气囊的内轮廓或外轮廓与试验件(1)外形匹配贴合，生产完成后的气囊进行耐压密封测试，充压压力为试验压力的1.5倍；根据气囊结构设计相应的气囊支托结构(3)，气囊与气囊支托结构在气囊充满气状态下保持贴合，气囊支托结构与气囊的非接触面用于外部固定或连接；进行地面气囊传载标定，将气囊和气囊支托结构固定在地面上，并在气囊与试验件接触面上布置传感器，逐级对气囊充压，监视传感器反馈，根据传感器反馈计算传递面上的载荷，当载荷误差满足试验加载精度要求后，方可进行试验。

申请号：CN201410742250.2

申请日：2014/12/3

申请人：中国飞机强度研究所

首项权利要求：一种气囊加载试验方法，其特征在于，包括以下步骤：根据试验件外形设计气囊(2)，气囊表面设计充压孔及反馈孔，气囊的内轮廓或外轮廓与试验件(1)外形匹配贴合，生产完成后的气囊进行耐压密封测试，充压压力为试验压力的1.5倍；根据气囊结构设计相应的气囊支托结构(3)，气囊与气囊支托结构在气囊充满气状态下保持贴合，气囊支托结构与气囊的非接触面用于外部固定或连接；进行地面气囊传载标定，将气囊和气囊支托结构固定在地面上，并在气囊与试验件接触面上布置传感器，逐级对气囊充压，监视传感器反馈，根据传感器反馈计算传递面上的载荷，当载荷误差满足试验加载精度要求后，方可进行试验；进行试验时，将气囊支托结构进行固定，控制系统(8)控制充气台(7)与充压控制传感器(6)将气体先充入储气罐(5)，储气罐(5)与气囊(2)连通，储气罐的气体通过通气管上的调节开关进入气囊，使储气罐压力与气囊压力一致，当储气罐压力反馈与命令一致时，充气台关闭，气囊上安装气囊监视传感器(4)，控制系统监视气囊监视传感器，当其反馈满足试验要求的压力时，逐级进行试验加载和测量。

专利类型：发明申请

标题：一种双梁式长直机翼载荷处理方法

摘要：本发明提供了一种双梁式长直机翼载荷处理方法，其特征在于，包括以下步骤：根据机翼每个肋的有限元节点编号及位置，在每个肋前梁及后梁附近选择性布置胶布带，每块胶布带载荷值为胶布带可承受的最大载荷值，然后根据每个肋前梁和后梁胶布带位置及胶布带载荷值分别计算前梁、后梁的杠杆末端坐标及其杠杆系统可承受的载荷值，该载荷值为其杠杆系统的最大承载值，每个肋前梁、后梁的杠杆末端坐标分别为该肋前合力点、后合力点，前、后合力点的杠杆系统均称为专用杠杆。

申请号：CN201410738211.5

申请日：2014/12/5

申请人：中国飞机强度研究所

首项权利要求：一种双梁式长直机翼载荷处理方法，其特征在于，包括以下步骤：1)根据机翼每个肋的有限元节点编号及位置，在每个肋前梁及后梁附近选择性布置胶布带，每块胶布带载荷值为胶布带可承受的最大载荷值，然后根据每个肋前梁和后梁胶布带位置及胶布带载荷值分别计算前梁、后梁的杠杆末端坐标及其杠杆系统可承受的载荷值，该载荷值为其杠杆系统的最大承载值，每个肋前梁、后梁的杠杆末端坐标分别为该肋前合力点、后合力点，前、后合力点的杠杆系统均称为专用杠杆；2)每一个肋有限元节点的气动载荷和惯性载荷压心近似位于该肋前、后合力点确定的这一条直线上，根据1)确定的前、后合力点，根据力的等效原理，将每种工况每个肋的气动载荷和惯性载荷等效到该肋的前、后合力点，可得到每个工况的每个肋前、后合力点的载荷值；3)校验过程，对所有工况的每个肋前、后合力点的载荷值进行筛选可得到每个肋前、后合力点的最大载荷值，检验该载荷值是否超过杠杆系统的最大承载值，若超过则对前、后合力点的胶布带的数量进行增加，根据步骤1)和2)重新计算前、后合力点和每个工况的每个肋的前、后合力点的载荷值；4)误差计算，根据1)步骤中每个肋前、后合力点的专用杠杆和组成每个肋前、后合力点的胶布带的位置、数量可以计算每个胶布带载荷值与每个肋前、后合力点的最大承载值的比值，由此比值反推计算每个工况的每个肋前、后合力点在每块胶布带的载荷，然后根据胶布带位置、胶布带的载荷计算载荷等效之后每个肋的气动载荷和惯性载荷压心，分别与每一个肋有限元节点的气动载荷和惯性载荷压心进行对比，计算误差值是否满足载荷等效处理误差。

专利类型：发明申请

标题：一种夹头式机翼加载装置

摘要：本发明属于飞机强度试验技术，涉及一种夹头式机翼加载装置。本发明夹头式机翼加载装置包括拉板螺栓、拉板、加载夹头、加载木块、方形橡胶垫、夹头压紧螺栓、夹头连接螺栓、衬套、弹簧垫圈、后梁、机翼剖面、后梁作动筒、前梁和前梁作动筒。本发明夹头式机翼加载装置安装密实，试验载荷施加准确，前梁和后梁载荷施加不会相互影响，装置重量扣除准确，该装置不增加机翼剖面的垂向刚度。

申请号：CN201410727037.4

申请日：2014/12/3

申请人：中国飞机强度研究所

首项权利要求：一种夹头式机翼加载装置，其特征在于：包括拉板螺栓(1)、拉板(2)、加载夹头(3)、加载木块(4)、方形橡胶垫(5)、夹头压紧螺栓(6)、夹头连接螺栓(7)、衬套(8)、弹簧垫圈(9)、后梁(10)、机翼剖面(11)、后梁作动筒(12)、前梁(13)和前梁作动筒(14)；其中方形橡胶垫(5)有四块，分别粘贴在机翼剖面(11)的前梁(13)和后梁(10)的上下翼面上，四块方形橡胶垫(5)的外侧分别粘接四块加载木块(4)，四块加载木块(4)的外侧分别安装四只加载夹头(3)；上翼面的两个加载夹头(3)和下翼面的两个加载夹头(3)分别用拉板螺栓(1)和拉板(2)连接；通过四只夹头连接螺栓(7)、四只衬套(8)和八只弹簧垫圈(9)连接前梁(13)翼面上下位置的两个加载夹头(3)，通过四只夹头连接螺栓(7)、四只衬套(8)和八只弹簧垫圈(9)连接后梁翼面上下位置的加载夹头(3)；用两只夹头压紧螺栓(6)压紧前梁(13)翼面上下位置的加载夹头(3)，用两只夹头压紧螺栓(6)压紧后梁(10)翼面上下位置的加载夹头(3)；在下翼面的两个加载夹头(3)上分别安装后梁作动筒(12)和前梁作动筒(14)。

专利类型：发明申请

标题：一种检测器电路

摘要：本发明提供了一种检测器电路，其特征在于，包括6孔插座(1)，换向开关(2)，AL808调节器(3)，第一电池模块(4)，限流电阻(5)，选择开关(6)，电位器(7)，第二电池模块(9)，电源开关(10)，电池(11)，充电口(12)。

申请号：CN201410727312.2

申请日：2014/12/3

申请人：中国飞机强度研究所

首项权利要求：一种检测器电路，其特征在于，包括6孔插座(1)，换向开关(2)，AL808调节器(3)，第一电池模块(4)，限流电阻(5)，选择开关(6)，电位器(7)，第二电池模块(9)，电源开关(10)，电池(11)，充电口(12)；充电口连接与电池的输入端连接；电池输出端通过并联的两个电源开关连接到第一电池模块和第二电池模块的输入端上；第二电池模块输出端的正负极分别接入AL808调节器的输入端的正负极中；第一电池模块的正向输出端一路通过限流电阻接入到电位器7-2号接点上，另一路接入6孔插座1-1号孔中，其负向接入6孔插座1-4号孔中；电位器中的7-1和7-3接点分别通过选择开关上接入换向开关中的2-2和2-5接点；6孔插座1-2号孔接入换向开关的第2-1位，换向开关的第2-1位与第2-6位导通；1-3号孔接入AL808调节器的第17位；1-5号孔接入换向开关的第2-3、2-4位中；1-6号孔接入AL808调节器的第20位上；换向开关的第2-2位接入AL808调节器的第19位；第2-5位接入AL808调节器的第18位。

专利类型：发明申请

标题：一种起落架磁流变缓冲器

摘要：本发明涉及磁流变缓冲领域，公开了一种气液混合的磁流变缓冲器。该缓冲器由外筒、磁流变变液、气腔、单向气阀、环绕线圈的活塞、活塞杆、气封装置、模糊PID控制器、位移与加速度传感器等组成。通过调节铜线的电流改变活塞附近磁场，从而改变磁流变液的阻尼力，模糊控制器可根据缓冲器位移、加速度、速度等动态响应适时改变电流，从而优化磁流变缓冲器的载荷与能量吸收效率。该缓冲器可应用于飞机起落架，可以降低飞机载荷峰值，减小起落架尺寸，提高飞机整体受力性能；该缓冲器可进行参数调整应用于汽车减振系统。该缓冲器具有能量吸收效率高、尺寸小、结构简单可靠、降低着陆峰值载荷等优点。

申请号：CN201410728076.6

申请日：2014/12/3

申请人：中国飞机强度研究所

首项权利要求：一种气液混合的起落架磁流变缓冲器，其特征在于：该缓冲器包括单向气阀安装部(1)、缓冲器缸体(2)、活塞(3)、活塞杆挡圈(4)、活塞杆(5)、端盖(6)、电磁线圈(7)、磁流变液(8)以及气腔(9)；缓冲器缸体端部通过螺栓连接于机身，活塞杆一端部与起落架下部结构螺纹连接；磁流变液液位高于活塞(3)，在磁流变液上部充入气体形成气腔；活塞(3)与活塞杆(5)另一端部通过螺纹连接，电磁线圈绕于活塞上，通过活塞上小孔引到缓冲器外部与控制系统相连，电磁线圈引出后对活塞杆端部进行气密封，控制系统根据缓冲器动态响应信号适时调节输入电流，改变磁场的强度，进而影响磁流变液(8)的阻尼特性，从而优化缓冲器吸能效率和载荷；活塞与活塞杆在缓冲器缸体(2)的内部运动，活塞外径小于缓冲器缸体(2)的内径形成环形孔，缓冲器缸体(2)与端盖相连，对活塞杆挡圈运动进行限位；冲击运动过程中，活塞杆挡圈压缩磁流变液和气腔，磁流变液通过环形孔消耗能量，而气腔通过行程变化蓄积能量。

专利类型：发明申请