标题：一种可连续发射的单管空气炮

摘要：本发明公开了一种可连续发射的单管空气炮，包括发射管1、上弹装置2、上弹用电动伺服作动器3、实验控制系统4、发射/补气用电动伺服作动器5、发射气室6、组合式阀体7；补气气室8；其中，发射管1和上弹装置2连接，上弹装置2内可预置多颗弹丸，在上弹用电动伺服作动器3的推动下单次一颗弹丸进入发射管；发射管1和发射气室6连接，发射气室为旋成体类台阶圆柱体结构，由右端的大室和左端的小室组成；发射气室6和补气气室8的小室通过气路连接；本发明技术方案可满足飞机结构、高速列车结构、风电叶片等高速运动机械连续外物撞击的试验需求，同时可以通过控制参数的调整设定发射的间隔或频次。

申请号：CN201711265817.1

申请日：2017/12/4

申请人：中国飞机强度研究所

首项权利要求：1.一种可连续发射的单管空气炮，其特征在于，包括发射管(1)、上弹装置(2)、上弹用电动伺服作动器(3)、实验控制系统(4)、发射/补气用电动伺服作动器(5)、发射气室(6)、组合式阀体(7)；补气气室(8)；
其中，发射管(1)和上弹装置(2)连接，上弹装置(2)内可预置多颗弹丸，在上弹用电动伺服作动器(3)的推动下单次一颗弹丸进入发射管；
发射管(1)和发射气室(6)连接，发射气室为旋成体类台阶圆柱体结构，由右端的大室和左端的小室组成；
发射气室(6)和补气气室(8)的小室通过气路连接；
组合式阀体(7)安装在发射气室(6)内，左端发射/补气用电动伺服作动器(5)连接受其控制，右端为锥形密封头，可于发射前，运动至发射管(1)和发射气室(6)连接处，将发射气室(6)和炮管(1)隔离；组合式阀体(7)的中段为凸台结构，凸台与发射气室(6)的小室之间为滑动密封关系，凸台上开有气孔，当组合阀体(7)在发射/补气用电动伺服作动器(5)的推动下向右运动密封发射气室(6)和发射管(1)时候，气孔将补气气室(8)和发射气室(6)连通，压缩空气进入发射气室(6)。

专利类型：发明申请

标题：一种可控卸载系统

摘要：一种可控卸载系统，涉及一种用于结构试验液压加载作动筒的可控卸载系统。针对载荷物理模拟试验中避免造成试验件意外损伤或、二次破坏、降低对人身安全的威胁问题，本发明提供一种可控卸载系统：采用独立的可控卸载控制系统、可控卸载液压系统、双桥传感器构成闭环系统，对加载点卸载过程进行控制，试验非正常情况卸载时可控卸载控制系统接管试验，控制卸载用比例方向阀，以双桥传感器力反馈值作为反馈信号，通过控制作动筒高压腔的液压油来控制作动筒的输出力，实现可控卸载。本发明可确保试验非正常卸载情况下各加载点卸载协调性，避免试验件意外损伤，提高结构试验安全性；卸载曲线、卸载时间可据实际情况设定更改，适用范围广，调节方便。

申请号：CN201711258048.2

申请日：2017/12/1

申请人：中国飞机强度研究所

首项权利要求：1.一种可控卸载系统，包括独立的可控卸载控制系统、可控卸载液压系统、双桥传感器，其特征在于：试验非正常情况卸载时可控卸载控制系统控制试验，控制可控卸载液压系统中直动式比例方向阀(10)，以双桥传感器力反馈值作为反馈信号，控制作动筒高压腔的液压油来控制作动筒的输出力；可控卸载液压系统包括高压油虑(1)，先导电磁阀(2)，加载回路、卸载回路；作动筒与伺服阀(9)之间形成加载回路，有加载回路开关阀A(7)、加载回路开关阀B(8)参与控制；作动筒与直动式比例方向阀(10)之间形成卸载回路，有卸载回路开关阀A(5)、卸载回路开关阀B(6)参与控制。

专利类型：发明申请

标题：起落架大变形随动加载过程中载荷准确施加方法

摘要：本申请提供了一种起落架大变形随动加载过程中载荷准确施加方法，解决了起落架垂向随动加载试验过程中变形导致载荷施加存在误差问题，实现提高试验加载准确度的目的。

申请号：CN201910243459.7

申请日：2019/3/28

申请人：中国飞机强度研究所

首项权利要求：1.一种起落架大变形随动加载过程中载荷准确施加方法，其特征在于，对起落架的某考核级进行有限元计算，得到该考核级的航向位移、垂向位移及侧向位移，其中，航向、垂向及侧向相互垂直；
根据考核级垂向和侧向位移预置航向加载设备的安装位置，垂向加载设备不需要预置，需保证足够的随动变形空间，根据考核级航向和垂向位移预置侧向加载设备的安装位置；
建立垂向随动起落架加载力学简化模型，选取第i加载级为研究对象，通过如下公式计算第i加载级加载设备施加载荷方向力线向量：
其中， 为航向加载设备实际施加载荷力线向量， 为垂向随动加载设备实际施加载荷力线向量， 为侧向加载设备实际施加载荷力线向量，L1为航向加载设备固定位置与加载初始位置的航向距离，L3为侧向加载设备固定位置与加载初始位置的侧向距离，Δx为航向位移初始预估量，Δy为垂向位移初始预估量，Δz为侧向位移初始预估量，xi为第i加载级的航向位移，yi为第i加载级的垂向位移，zi为第i加载级的侧向位移；
通过如下公式计算得到各加载级施加载荷方向余弦矩阵：
其中，αAi为航向实际施加载荷与X轴夹角，βAi为垂向实际施加载荷与X轴夹角， 为侧向实际施加载荷与X轴夹角，αBi为航向实际施加载荷与Y轴夹角，βBi为垂向实际施加载荷与Y轴夹角， 为侧向实际施加载荷与Y轴夹角，αCi为航向实际施加载荷与Z轴夹角，βCi为垂向实际施加载荷与Z轴夹角， 为侧向实际施加载荷与Z轴夹角，L1为航向加载设备固定位置与加载初始位置的航向距离，L3为侧向加载设备固定位置与加载初始位置的侧向距离，Δx为航向位移初始预估量，Δy为垂向位移初始预估量，Δz为侧向位移初始预估量，xi为第i加载级的航向位移，yi为第i加载级的垂向位移，zi为第i加载级的侧向位移；
通过如下公式计算各加载级施加载荷，并编入载荷谱文件：
其中，F1i为航向加载设备实际施加载荷，F2i为垂向加载设备实际施加载荷，F3i为侧向加载设备实际施加载荷，Fxi为第i加载级航向理论载荷，Fyi为第i加载级垂向理论载荷，Fzi为第i加载级侧向理论载荷，αAi为航向实际施加载荷与X轴夹角，βAi为垂向实际施加载荷与X轴夹角， 为侧向实际施加载荷与X轴夹角，αBi为航向实际施加载荷与Y轴夹角，βBi为垂向实际施加载荷与Y轴夹角， 为侧向实际施加载荷与Y轴夹角，αCi为航向实际施加载荷与Z轴夹角，βCi为垂向实际施加载荷与Z轴夹角， 为侧向实际施加载荷与Z轴夹角；
根据载荷谱文件开展预试试验，测量起落架的实际航向位移、实际垂向位移以及实际侧向位移；
将实际航向位移与航向初始预估量进行对比，将实际垂向位移与垂向初始预估量进行对比，将实际侧向位移与侧向初始预估量进行对比；
若实际航向位移与航向初始预估量接近，并且实际垂向位移与垂向初始预估量接近，并且实际侧向位移与侧向初始预估量接近，则继续进行正式试验。

专利类型：发明申请

标题：一种仿生腿起落架

摘要：本发明公开了一种仿生腿起落架，其特征在于，包括控制系统、仿生腿机构、地形识别系统和驱动系统；其中，仿生腿机构包括四条仿生腿，各仿生腿构型相同，独立驱动、协同控制；起飞后四条仿生腿收起贴于机身两侧；放生起落架控制系统3与直升机控制系统集成，并共享位置姿态监控系统2，包括GPS、IMU模块；本发明通过地形信息识别和自身姿态监控，并控制腿部关节转动以实现复杂地形自适应着陆；同时通过基关节转动，亦可以实现地面缓慢行走，从而具备自主出入机库能力。因此，相对于常规起落架，仿生腿起落架借鉴了仿生学的理念，智能化程度更高，具有更好的任务自适应能力。

申请号：CN201711265816.7

申请日：2017/12/4

申请人：中国飞机强度研究所

首项权利要求：1.一种仿生腿起落架，其特征在于，包括控制系统、仿生腿机构、地形识别系统和驱动系统；其中，仿生腿机构包括四条仿生腿，各仿生腿构型相同，独立驱动、协同控制；起飞后四条仿生腿收起贴于机身两侧；放生起落架控制系统(3)与直升机控制系统集成，并共享位置姿态监控系统(2)，包括GPS、IMU模块；
其中，仿生腿包括基节(5)、股节(7)、胫节(9)、足部(12)，基节(5)与机身(1)通过基关节(4)连接，基关节(4)有一个转动自由度，股节(7)与基节(5)通过股关节(6)连接，股关节(6)有一个转动自由度，股节(7)与胫节(9)通过胫关节(8)连接，胫关节(8)有一个转动自由度，足部(12)与胫节(9)之间安装一个带有缓冲的滑动关节(11)；转动关节采用伺服电机驱动；滑动关节(11)由液压阻尼和弹簧构成，实现缓冲和耗能；足底安装有压力传感器，用于识别足底触地状态和地表材质硬度。

专利类型：发明申请