CN101685039A

CN101685039A - 飞机机翼现场地面载荷标定试验方法及其标定装置

Info

Publication number: CN101685039A
Application number: CN200810222746A
Authority: CN
Inventors: 阎楚良; 吕志刚; 纪敦; 孟繁沛; 苏开鑫; 张书明; 周福强; 叶舸; 孟祥民; 杨方飞; 刘克格
Original assignee: Chinese Academy of Agricultural Mechanization Sciences
Current assignee: Chinese Academy of Agricultural Mechanization Sciences
Priority date: 2008-09-23
Filing date: 2008-09-23
Publication date: 2010-03-31
Anticipated expiration: 2028-09-23
Also published as: CN101685039B

Abstract

本发明公开了一种飞机机翼地面载荷标定方法及其装置以及用于机翼地面载荷标定的专用装置，其中该方法包括：步骤一，标定坐标系，将飞机机身构造的水平线与0位线的交点设置为坐标系原点，X轴与飞机机身构造的水平线重合，向后为正，Y轴在飞机的对称面内向上为正，Z轴指向飞机的左机翼，并与X轴、Y轴构成右手系；步骤二，将飞机的主起落架支撑在地面上，前起落架支撑在平台上，保持机翼处于水平状态，并使飞机的前缘襟翼、后缘襟翼、副翼处于水平状态；步骤三，在飞机的左右平尾大轴施加约束载荷；以及步骤四，选取机翼加载点，在所选取的机翼加载点上施加标定载荷，并获取标定载荷数值。本发明实现了飞机机翼的现场地面载荷标定。

Description

飞机机翼现场地面载荷标定试验方法及其标定装置

技术领域

本发明涉及飞机机翼现场地面载荷标定技术，特别是涉及一种飞机机翼地面载荷标定试验方法及其装置。

背景技术

飞机机翼是飞机的重要部件，其主要功能是产生升力，以支持飞机在空中飞行，保证它的安全可靠关系着飞机的状况和使用寿命。根据我国对飞机使用情况的统计，发现与飞机结构强度有关的事故中，有80％是由于结构疲劳引起的。我国相继发生的飞机机毁人亡的严重事故多因结构疲劳而引起。因此确定机翼关键部位的载荷情况对于结构疲劳分析至关重要。通常需要在飞机结构危险部位粘贴应变传感器，通过载荷标定试验获得地面标定数据，建立载荷方程，进行空中载荷谱飞行实测得到机翼载荷谱。

以往对机翼的地面载荷标定试验，都是将机翼从飞机上拆卸下来在实验室中进行的。该方法无法正确模拟飞机飞行过程中机翼的真实载荷传递情况，也保证不了载荷测试和标定的精度。由于需要反复拆装机翼，使得试验测试工作周期长，在翼身对接位置易产生安全隐患。并且需要实验室具有大型结构部件的夹持、加载、测试等一系列设备，对于实验室要求较高。

发明内容

本发明所要解决的技术问题在于提供一种飞机机翼地面载荷标定方法及其装置以及用于机翼地面载荷标定的专用装置，用于解决现有技术中无法正确模拟飞机飞行过程中机翼的真实载荷传递情况，载荷测试和标定的精度不高以及测试工作周期长、安全性不高的问题。

为了实现上述目的，本发明提供了一种飞机机翼地面载荷标定方法，其特征在于，包括：

步骤一，标定坐标系，将飞机机身构造的水平线与0位线的交点设置为坐标系原点，X轴与飞机机身构造的水平线重合，向后为正，Y轴在飞机的对称面内向上为正，Z轴指向飞机的左机翼，并与X轴、Y轴构成右手系；

步骤二，将飞机的主起落架支撑在地面上，前起落架支撑在平台上，保持机翼处于水平状态，并使飞机的前缘襟翼、后缘襟翼、副翼处于水平状态；

步骤三，在飞机的左右平尾大轴施加约束载荷；以及

步骤四，在飞机的左右机翼纵墙与翼肋交点选取机翼加载点，在所选取的机翼加载点上施加标定载荷，并获取标定载荷数值。

所述的飞机机翼地面载荷标定方法，其中，所述步骤三中，进一步包括：

将飞机的左右平尾大轴连接到左右平尾大轴下的地桩上的步骤。

在飞机前后端施加指向地面的约束载荷的步骤。

所述的飞机机翼地面载荷标定方法，其中，所述步骤四中，进一步包括：选取翼肋与翼梁或翼墙的交接处为所述机翼加载点，且使得翼肋与翼梁或翼墙的接触面积不小于120mm×160mm，并将机翼翼面上的所有载荷施加在所述机翼加载点的步骤。

所述的飞机机翼地面载荷标定方法，其中，所述步骤四中，进一步包括：

在左右机翼第1、3纵墙与左右机翼第5、7、9、11、14、17翼肋的交点位置向上施加Y向标定载荷的步骤。

为了实现上述目的，本发明还提供了一种飞机机翼地面载荷标定装置，其特征在于，包括：

坐标系标定装置，用于标定坐标系，将飞机机身构造的水平线与0位线的交点设置为坐标系原点，X轴与飞机机身构造的水平线重合，向后为正，Y轴在飞机的对称面内向上为正，Z轴指向飞机的左机翼，并与X轴、Y轴构成右手系；

标定状态设置装置，用于在标定坐标系后，设置飞机的标定状态，将飞机的主起落架支撑在地面上，前起落架支撑在平台上，保持机翼处于水平状态，并使飞机的前缘襟翼、后缘襟翼、副翼处于水平状态；

约束载荷施加装置，用于在进行载荷标定之前在飞机的左右平尾大轴施加约束载荷；

标定载荷施加装置，用于在标定状态设置后在飞机的左右机翼纵墙与翼肋交点选取机翼加载点，并在所选取的机翼加载点上施加标定载荷；

载荷数值获取装置，连接所述标定载荷施加装置，用于根据施加的载荷获取载荷数值。

所述的飞机机翼地面载荷标定装置，其中，所述状态设置装置进一步将飞机的左右平尾大轴连接到左右平尾大轴下的地桩上。

所述的飞机机翼地面载荷标定装置，其中，所述约束载荷施加装置进一步在飞机前后端施加指向地面的约束载荷。

所述的飞机机翼地面载荷标定装置，其中，所述标定载荷施加装置进一步选取翼肋与翼梁或翼墙的交接处为所述机翼加载点，且使得翼肋与翼梁或翼墙的接触面积不小于120mm×160mm，并将机翼翼面上的所有载荷施加在所述机翼加载点。

所述的飞机机翼地面载荷标定装置，其中，所述标定载荷施加装置进一步在左右机翼的第1、3纵墙与左右机翼的第5、7、9、11、14、17翼肋的交点位置向上施加Y向标定载荷。

为了实现上述目的，本发明还提供了一种用于飞机机翼地面载荷标定的专用装置，其特征在于，包括：加载地轨、加载卡板、旋式加载装置；所述加载地轨包括第一加载地轨、第二加载地轨；

所述第一加载地轨，铺设在机翼下方地面，用于固定所述旋式加载装置的下端；所述第二加载地轨铺设在机身、左右平尾大轴下方，用于施加约束载荷；

所述加载卡板，包括上方加载卡板、下方加载卡板，安装在机翼翼面上下侧，用于固定所述旋式加载装置的上端，将标定载荷传递到机翼加载点上；

所述旋式加载装置垂直地面安装，上端与所述下方加载卡板相连，下端与所述第一加载地轨相连并连接有用于获取标定载荷数值的读取器。

所述的用于飞机机翼地面载荷标定的专用装置，其中，在前起落架前，沿机身对称面铺设背对背间隔25mm且压紧放置的槽钢形成所述第一加载地轨，并沿机身将所述第一加载地轨固定在地面连接点上。

所述的用于飞机机翼地面载荷标定的专用装置，其中，沿机身对称面以及平尾安装轴线铺设背对背间隔25mm且压紧放置的槽钢形成所述第二加载地轨，并将所述第二加载地轨固定在地面连接点上。

所述的用于飞机机翼地面载荷标定的专用装置，其中，将槽钢背对背间隔25mm形成所述加载卡板；所述上方加载卡板、所述下方加载卡板结合夹持在标定肋位置；

其中，所述上方加载卡板与所述下方加载卡板焊有角材，所述上方加载卡板与机翼之间通过分隔块分隔，所述分隔块的曲面形状与机翼翼面严格贴合，且接触面积不小于120mm×160mm；所述下方加载卡板的机翼加载点对应位置钻有与所述旋式加载装置相连接的连接孔。

所述的用于飞机机翼地面载荷标定的专用装置，其中，所述旋式加载装置包括位于两端的接头、螺杆、手柄、外筒；

其中所述位于两端的接头分别与所述加载地轨、所述加载卡板相连接，靠近所述加载地轨的接头一端连接有所述读取器，并通过旋转所述手柄调节所述螺杆伸出所述外筒的长度，给机翼施加标定载荷。

所述的用于飞机机翼地面载荷标定的专用装置，其中，所述读取器有两路输出，一路输出到用于直接读取施加载荷数值的数字显示装置，另一路输出到用于实时记录标定载荷的采集器，且所述外筒的一端安装有用于在标定机翼地面载荷时有效减小摩擦的轴承。

所述的用于飞机机翼地面载荷标定的专用装置，其中，所述旋式加载装置为丝杠旋式加载装置，和/或，所述读取器为拉压力电子测力计。

本发明的有益效果是：

本发明提供了一种飞机停机状态下，飞机机翼现场地面载荷标定试验方法及使用该试验方法的试验装置。它是在不拆卸飞机机翼的状态下，在飞机机身、机翼下面铺设加载地轨，在机翼翼面上安装加载卡板，使用旋式加载装置施加标定载荷，并通过旋式加载装置上的拉压力电子测力计连接数据采集记录设备记录载荷输入与应变输出。该方法及该专用装置实现了飞机机翼的现场地面载荷标定。

本发明能够正确模拟飞机飞行过程中机翼的真实载荷传递情况，提高了载荷测试和标定的精度以及缩短了测试工作周期长，并保证了测试的安全性。由于本发明的飞机机翼地面载荷标定试验是在机翼不拆卸的条件下进行的，既保证了飞机的安全，又保证了机翼受载的真实性和载荷标定的精度，通过应变传感器载荷标定试验建立载荷方程，准确地测量出飞机在飞行状态下作用在机翼的外载荷时间历程，作为疲劳定寿及模拟试验加载的力学依据。

以下结合附图和具体实施例对本发明进行详细描述，但不作为对本发明的限定。

附图说明

图1是本发明飞机机翼地面载荷标定方法流程图；

图2是本发明飞机机翼地面载荷标定装置结构图；

图3是本发明机翼载荷测试切面图；

图4是本发明机翼加载卡板安装位置及加载点位置图；

图5A、图5B是本发明机翼加载卡板示意图；

图6是本发明前起落架前机身地轨示意图；

图7是本发明机身及平尾大轴下方地轨示意图；

图8是本发明机翼旋式加载装置示意图；

图9是本发明机翼加载标定示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明的技术方案作进一步更详细的描述。

如图1所示，是本发明飞机机翼地面载荷标定方法流程图。在进行飞机机翼现场载荷标定试验时，飞机保持水平停机状态，结合图1，此时飞机机翼地面载荷标定的具体实施步骤包括：

步骤S101，标定坐标系，坐标系原点为机身构造水平线与0位线的交点，X轴与机身构造水平线重合，向后为正，Y轴在飞机对称面内向上为正，Z轴指向飞机左机翼与X、Y轴构成右手系；

步骤S102，机翼标定试验时，将飞机的主起落架支撑在地面上；将飞机的前起落架支撑在平台上，使机翼处于水平状态；不拆卸飞机前缘襟翼、后缘襟翼、副翼(某些飞机为襟副翼)等活动舵面，并使其处于水平位置。

步骤S103，在飞机的平尾大轴等位置施加约束载荷，保证飞机安全。

步骤S104，在飞机左右机翼纵墙与肋交点选取若干机翼加载点，机翼加载点的位置具有代表性。同时在左右机翼所选取的机翼加载点上施加标定载荷及约束载荷，并记录施加的载荷数值。

在进行标定试验时，标定载荷需施加在翼肋与翼梁或翼墙的交接处，翼面上所有载荷点施加在翼肋与翼梁或翼墙的交接处，其接触面积不小于120mm×160mm，为使其与翼面严格贴合，表面可粘贴毛毡、橡胶等材料。

在左右机翼加载肋位置安装加载卡板，保证加载接头位于纵墙与肋的交点上。旋式加载装置支持在地面地轨上，保证旋式加载装置垂直地面。旋式加载装置下端安装有一记录器，用于记录施加的载荷数值。通过旋式加载装置向机翼加载点施加Y向标定载荷。

在步骤S102中，采用起落架支撑飞机的方案，一方面在标定现场方便采用，而使用机身、机翼托架则不便，另一方面，采用非飞机自备支撑设备将影响飞机载荷传递，给地面载荷标定引入干扰误差。由于调整了前起落架高度，使得飞机机翼处于水平状态，在施加垂直地面的标定载荷时，标定载荷与受载切面相垂直，没有水平分力存在，防止飞机侧滑。

在步骤S103中，在飞机前后端施加指向地面的约束载荷，即能将飞机稳定在地面上，同时又增加了飞机重量，防止标定载荷过大，将飞机顶离地面，造成事故。

上述飞机机翼现场地面载荷标定方法，改进了我国目前飞机机翼地面载荷标定试验方法。用于建立机翼弯矩、剪力、扭矩应变输出与标定载荷输入测试方程。其是在机翼不拆卸的条件下实现了机翼现场载荷施加与记录，既可以准确模拟飞机机翼在实际飞行过程中的受载情况，又能够保证飞机的安全。

如图2所示，是本发明飞机机翼地面载荷标定装置结构图。该装置100的结构包括：坐标系标定装置201、标定状态设置装置202、约束载荷施加装置203、标定载荷施加装置204、载荷数值获取装置205。

坐标系标定装置201，用于标定坐标系，将飞机机身构造的水平线与0位线的交点设置为坐标系原点，X轴与飞机机身构造的水平线重合，向后为正，Y轴在飞机的对称面内向上为正，Z轴指向飞机的左机翼，并与X轴、Y轴构成右手系；

标定状态设置装置202，用于在标定坐标系后，设置飞机的标定状态，将飞机的主起落架支撑在地面上，前起落架支撑在平台上，保持机翼处于水平状态，并使飞机的前缘襟翼、后缘襟翼、副翼处于水平状态；

约束载荷施加装置203，用于在标定状态设置后在飞机的左右平尾大轴施加约束载荷；

标定载荷施加装置204，用于在标定状态设置后在飞机的左右机翼纵墙与翼肋交点选取机翼加载点，并在所选取的机翼加载点上施加标定载荷；

载荷数值获取装置205，连接标定载荷施加装置204，用于根据施加的载荷获取载荷数值。

进一步地，标定状态设置装置202将飞机的左右平尾大轴连接到左右平尾大轴下的地桩上。

进一步地，约束载荷施加装置203在飞机前后端施加指向地面的约束载荷。

进一步地，标定载荷施加装置204选取翼肋与翼梁或翼墙的交接处为所述机翼加载点，且使得翼肋与翼梁或翼墙的接触面积不小于120mm×160mm，并将机翼翼面上的所有载荷施加在所述机翼加载点。

进一步地，标定载荷施加装置204在左右机翼的第1、3纵墙与左右机翼的第5、7、9、11、14、17翼肋的交点位置向上施加Y向标定载荷。

进一步地，载荷数值获取装置205为一读取器，该读取器可以是拉压力电子测力计。

本发明还提供一种实现飞机机翼现场地面载荷标定试验方法的专用试验装置。该装置包括如下模块：加载地轨11、加载卡板12、旋式加载装置13，参见图3-图8所示。

在机翼正下方地面铺设加载地轨11，用于固定旋式加载装置13的下端。该加载地轨是将20号槽钢背对背间隔25mm并压紧后形成。20号槽钢使用垫片、螺栓压紧。在机翼加载点的对应位置钻有连接孔44，以连接旋式加载装置13。

在机身、平尾大轴正下方还铺设加载地轨11，用于施加约束载荷，平衡飞机受载。该加载地轨11是将20号槽钢背对背间隔25mm并压紧后形成，20号槽钢使用垫片、螺栓压紧。

加载卡板12，安装在机翼翼面上下侧，用于固定旋式加载装置13的上端，将标定载荷传递到机翼加载点上。将10号槽钢背对背间隔25mm，覆盖垫片焊接，形成加载卡板12。使用上下两个加载卡板12夹持在标定肋位置，并使用螺栓拧紧。上方加载卡板12与机翼之间设置有分割块，该分割块可以是木块，木块的曲面形状与翼面严格贴合。下方加载卡板12的机翼加载点对应位置钻有连接孔，以连接旋式加载装置13。

旋式加载装置13可采用丝杠旋式加载装置13，当使用丝杠旋式加载装置13进行加载时，丝杠旋式加载装置13的上端与下方加载卡板12相连，下端与加载地轨11相连。垂直地面安装，并连接有一用于记录标定载荷的记录器72，记录器72可以是拉压力电子测力计。

下面结合附图对本发明作进一步的详细说明：

首先选定坐标系，坐标系原点为机身构造水平线与0位线的交点，X轴与机身构造水平线重合，向后为正，Y轴在飞机对称面内向上为正，Z轴指向左翼与X、Y轴构成右手系。

在图3中，在飞机的左、右机翼各选择6个测试切面，共12个标定切面。各测试切面均须垂直于机翼刚轴。

1切面，前缘为一纵墙3肋内XXmm，后缘为二纵墙2肋内XXmm

2切面，4肋外XXmm 3切面，6肋外XXmm

4切面，8肋外XXmm 5切面，10肋外XXmm

6切面，13肋外XXmm

其中，对于本发明测试飞机XX＜80mm，并注意避开应力集中位置，垂直机翼刚轴粘贴电阻应变片，组成载荷测试电桥。电阻应变片粘贴部位一般位于梁、纵墙、加强肋等主要受载的切面。载荷谱测试是测量截面应变，通过载荷-应变对应关系得到结构载荷，而不是直接测量危险部位处的应力。故将电阻应变片粘贴在应变较大而又无应力集中的区域，以保证实测数据的线性与可靠性。

如图4所示，左右机翼各选择6个加载截面，沿左右机翼5、7、9、11、14、17肋安装标定加载卡板12。为防止5肋位置的加载卡板12后端与机身接触，将其两端位置反对称焊接延长卡板，保证两端的螺栓及垫片3拧紧时，受力点在加载卡板12中部。在机翼第1、3纵墙与上述各肋的交点位置1(即机翼加载点位置)向上施加Y向载荷，左右机翼共24个主动加载点，在左右平尾大轴设置两个被动加载点。加工加载卡板12上的木块，使其与翼面严格贴合。

在对飞机机翼的载荷进行标定时，此时的飞机带有前缘襟翼、襟副翼。前缘襟翼、襟副翼处于中立位置。主起落架支撑在地面上，为保证飞机处于水平状态，前起落架支撑在前起平台84上，如图9所示。

如图5A、图5B所示，将槽钢52(为10号U型槽钢)背对背间隔25mm，覆盖垫片45焊接，形成加载卡板12。使用上下两个加载卡板12夹持在标定肋位置，并使用螺栓46拧紧。两个加载卡板12之间焊有角材43(为L型槽钢)，其间固定用于分割的木块42，木块42的曲面形状与翼面严格贴合。下方加载卡板12的机翼加载点对应位置钻有连接孔44，以连接旋式加载装置13。

在机身下方铺设加载地轨11。由于标定机翼时，起落架需要支撑飞机，不能离开地面。故加载地轨11分两部分，如图6、图7所示。

在图6中，前起落架前沿机身对称面51铺设槽钢52(为20号U型槽钢)形成加载地轨11，并通过槽钢52(为短槽钢)背对背沿机身将加载地轨11固定在地面连接点53上。20号U型槽钢52背对背距离25mm。

在图7中，沿机身对称面51以及平尾安装轴线54铺设槽钢52(为20号U型槽钢)加载地轨11，并有槽钢52(为短槽钢)将加载地轨11固定在地面连接点53上。槽钢52背对背距离25mm。

如图8所示，为旋式加载装置13。旋式加载装置13两端有接头71与加载地轨11、加载卡板12相连，靠近加载地轨11的接头一端连接有拉压力电子测力计72。通过旋转手柄74，调节螺杆73伸出外筒76的长度，给机翼施加标定载荷。电子测力计72有两路输出，一路输出到数字显示装置可直接读取施加载荷数值，另一路输出到采集器可实时记录标定载荷。外筒76的一端安装有轴承75，标定时可有效减小摩擦。

在对飞机机翼的载荷进行标定时，采用多点协调加载方式，本发明设计13种载荷情况加载，分别按弦向及展向前、中、后分布9种标定载荷和4种校验载荷加载，如下表1所示。由于左右机翼加载卡板12总重约1.8吨，标定时，需扣除加载卡板12以及旋式加载装置13的重量。

表1：外翼标定载荷

如图9所示，在对飞机机翼的载荷进行标定试验时，沿左右机翼加载肋位置安装加载卡板12，保证加载接头位于纵墙与肋的交点上。旋式加载装置13上端连接在机翼加载点上，下端支持在加载地轨11上，保证旋式加载装置13垂直地面。旋式加载装置13的下端安装电子测力计72，记录施加载荷数值。通过钢索和丝杠将平尾大轴连接到平尾大轴下的地桩上。前起落架支撑在前起平台84上，保证飞机处于水平状态。

通过旋式加载装置13对左右机翼同时施加向上的标定载荷。采用左右机翼同时施加标定载荷，可平衡飞机受载，保证飞机安全。包括左右平尾大轴约束载荷加载点共26个加载点。其中左右平尾大轴约束载荷加载点为预加载被动受载点，即在标定试验开始前，预先在平尾大轴位置施加一定的载荷，当在左右机翼的机翼加载点施加标定载荷时，不再主动施加平尾大轴上的载荷。

本发明提供了一种飞机机翼现场地面载荷标定试验方法及其所采用的专用试验装置。在本发明中，由于飞机机翼地面标定试验是在机翼不拆卸的条件下进行的，既保证了飞机的安全，又保证了机翼受载的真实性和载荷标定的精度，通过应变传感器载荷标定试验建立载荷方程，就能准确地测量出飞机在飞行状态下作用在机翼的外载荷时间历程，作为疲劳定寿及模拟试验加载的力学依据。

当然，本发明还可有其他多种实施例，在不背离本发明精神及其实质的情况下，熟悉本领域的技术人员当可根据本发明作出各种相应的改变和变形，但这些相应的改变和变形都应属于本发明所附的权利要求的保护范围。

Claims

1、一种飞机机翼地面载荷标定方法，其特征在于，包括：

步骤三，在飞机的左右平尾大轴施加约束载荷；以及

2、根据权利要求1所述的飞机机翼地面载荷标定方法，其特征在于，所述步骤三中，进一步包括：

3、根据权利要求1所述的飞机机翼地面载荷标定方法，其特征在于，所述步骤三中，进一步包括：

在飞机前后端施加指向地面的约束载荷的步骤。

4、根据权利要求1、2或3所述的飞机机翼地面载荷标定方法，其特征在于，所述步骤四中，进一步包括：选取翼肋与翼梁或翼墙的交接处为所述机翼加载点，且使得翼肋与翼梁或翼墙的接触面积不小于120mm×160mm，并将机翼翼面上的所有载荷施加在所述机翼加载点的步骤。

5、根据权利要求4所述的飞机机翼地面载荷标定方法，其特征在于，所述步骤四中，进一步包括：

6、一种飞机机翼地面载荷标定装置，其特征在于，包括：

7、根据权利要求6所述的飞机机翼地面载荷标定装置，其特征在于，所述状态设置装置进一步将飞机的左右平尾大轴连接到左右平尾大轴下的地桩上。

8、根据权利要求6所述的飞机机翼地面载荷标定装置，其特征在于，所述约束载荷施加装置进一步在飞机前后端施加指向地面的约束载荷。

9、根据权利要求6、7或8所述的飞机机翼地面载荷标定装置，其特征在于，所述标定载荷施加装置进一步选取翼肋与翼梁或翼墙的交接处为所述机翼加载点，且使得翼肋与翼梁或翼墙的接触面积不小于120mm×160mm，并将机翼翼面上的所有载荷施加在所述机翼加载点。

10、根据权利要求9所述的飞机机翼地面载荷标定装置，其特征在于，所述标定载荷施加装置进一步在左右机翼的第1、3纵墙与左右机翼的第5、7、9、11、14、17翼肋的交点位置向上施加Y向标定载荷。

11、一种用于飞机机翼地面载荷标定的专用装置，其特征在于，包括：加载地轨、加载卡板、旋式加载装置；所述加载地轨包括第一加载地轨、第二加载地轨；

12、根据权利要求11所述的用于飞机机翼地面载荷标定的专用装置，其特征在于，在前起落架前，沿机身对称面铺设背对背间隔25mm且压紧放置的槽钢形成所述第一加载地轨，并沿机身将所述第一加载地轨固定在地面连接点上。

13、根据权利要求11所述的用于飞机机翼地面载荷标定的专用装置，其特征在于，沿机身对称面以及平尾安装轴线铺设背对背间隔25mm且压紧放置的槽钢形成所述第二加载地轨，并将所述第二加载地轨固定在地面连接点上。

14、根据权利要求11所述的用于飞机机翼地面载荷标定的专用装置，其特征在于，将槽钢背对背间隔25mm形成所述加载卡板；所述上方加载卡板、所述下方加载卡板结合夹持在标定肋位置；

15、根据权利要求11所述的用于飞机机翼地面载荷标定的专用装置，其特征在于，所述旋式加载装置包括位于两端的接头、螺杆、手柄、外筒；

其中，所述位于两端的接头分别与所述加载地轨、所述加载卡板相连接，靠近所述加载地轨的接头一端连接有所述读取器，并通过旋转所述手柄调节所述螺杆伸出所述外筒的长度，给机翼施加标定载荷。

16、根据权利要求15所述的用于飞机机翼地面载荷标定的专用装置，其特征在于，所述读取器有两路输出，一路输出到用于直接读取施加载荷数值的数字显示装置，另一路输出到用于实时记录标定载荷的采集器，且所述外筒的一端安装有用于在标定机翼地面载荷时有效减小摩擦的轴承。

17、根据权利要求11至16任一所述的用于飞机机翼地面载荷标定的专用装置，其特征在于，所述旋式加载装置为丝杠旋式加载装置，和/或，所述读取器为拉压力电子测力计。