CN108528758B - 通用飞机力学性能试验系统 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种通用飞机力学性能试验系统，包括与通用飞机的发动机和主起落架连接的发动机扭矩加载装置、用于对发动机扭矩加载装置提供支撑的前端加载桁架、用于施加载荷的作动筒、与通用飞机的机身连接且用于将作动筒施加的载荷传递至通用飞机的机身加载装置、与通用飞机的水平尾翼连接的尾翼支撑装置以及与通用飞机的机翼连接的机翼支撑装置。本发明的通用飞机力学性能试验系统，仅采用一个作动筒加载就可以完成飞机全机载荷施加，节省了试验室作动筒及加载控制通道采购数量，明显降低了试验成本，而且不需要繁琐的胶布带粘贴过程，节省了试验人力资源的投入，同时缩短了试验周期。

Description

通用飞机力学性能试验系统
技术领域
本发明属于航空飞机试验技术领域，具体地说，本发明涉及一种通用飞机力学性能试验系统。
背景技术
现有通用飞机在进行全机结构力学性能试验均是通过卡板或胶布带进行加载，虽然能够较为真实的模拟飞机载荷分布，但这种试验系统异常复杂，且设计周期长，搭建成本较高，需要搭建复杂桁架系统，设计多级加载杠杆，采用多个作动筒实现多点均布加载，试验过程操作复杂繁琐，试验周期长。
发明内容
本发明旨在至少解决现有技术中存在的技术问题之一。为此，本发明提供一种通用飞机力学性能试验系统，目的是缩短试验周期。
为了实现上述目的，本发明采取的技术方案为：通用飞机力学性能试验系统，包括与通用飞机的发动机和主起落架连接的发动机扭矩加载装置、用于对发动机扭矩加载装置提供支撑的前端加载桁架、用于施加载荷的作动筒、与通用飞机的机身连接且用于将作动筒施加的载荷传递至通用飞机的机身加载装置、与通用飞机的水平尾翼连接的尾翼支撑装置以及与通用飞机的机翼连接的机翼支撑装置。
所述发动机扭矩加载装置包括可旋转设置的加载杠杆、与通用飞机的发动机连接的发动机架、与发动机架连接的偏心梁、与偏心梁和加载杠杆连接的偏心载荷加载杆和设置于加载杠杆上的配重块。
所述发动机扭矩加载装置还包括与所述加载杠杆为铰接连接的第一连接杆和第二连接杆，第一连接杆和第二连接杆与所述前端加载桁架为铰接连接，第一连接杆和第二连接杆位于所述配重块和所述偏心载荷加载杆之间。
所述第一连接杆的长度小于第二连接杆的长度，第一连接杆的长度方向和第二连接杆的长度方向之间具有夹角且该夹角为锐角。
所述发动机扭矩加载装置还包括与主起落架连接第一支撑梁、第二支撑梁和第三支撑梁，第一支撑梁、第二支撑梁和第三支撑梁与所述加载杠杆的一端连接，所述配重块与加载杠杆的另一端连接，所述偏心载荷加载杆位于加载杠杆的两端之间。
所述机身加载装置包括与通用飞机的机身连接的机身前端加载横梁和机身后端加载横梁、与机身前端加载横梁连接的前端横梁加载杆、与机身后端加载横梁连接的后端横梁加载杆以及与前端横梁加载杆和后端横梁加载杆连接的纵向梁，所述作动筒与纵向梁连接。
所述前端加载横梁和机身后端加载横梁为沿所述机身的长度方向依次布置，所述纵向梁位于前端加载横梁和机身后端加载横梁的下方且纵向梁的长度方向与机身的长度方向相平行。
所述机翼支撑装置包括用于夹紧机翼的机翼夹紧机构以及与机翼夹紧机构连接且用于对机翼提供支撑的第一机翼斜撑杆和第二机翼斜撑杆，第一机翼斜撑杆和第二机翼斜撑杆的长度方向之间具有夹角且该夹角为锐角。
所述尾翼支撑装置包括用于夹紧水平尾翼的尾翼夹紧机构、与尾翼夹紧机构连接的横向连接杆和与横向连接杆连接的尾翼支撑杆，尾翼支撑杆为竖直设置。
所述的通用飞机力学性能试验系统还包括与所述前端加载桁架连接的后端加载桁架，后端加载桁架位于前端加载桁架和所述尾翼支撑装置之间。
本发明的通用飞机力学性能试验系统，仅采用一个作动筒加载就可以完成飞机全机载荷施加，节省了试验室作动筒及加载控制通道采购数量，明显降低了试验成本，而且不需要繁琐的胶布带粘贴过程，节省了试验人力资源的投入，同时缩短了试验周期。
附图说明
本说明书包括以下附图，所示内容分别是：
图1是本发明通用飞机力学性能试验系统的结构示意图；
图2是本发明通用飞机力学性能试验系统的使用状态示意图；
图3是发动机扭矩加载装置的结构示意图；
图4是机身加载装置的结构示意图；
图5是前端加载桁架的结构示意图；
图6是后端加载桁架的结构示意图；
图7是飞机垂向受力分析示意图一；
图8是飞机垂向受力分析示意图二；
图9是加载杠杆的受力分析示意图；
图10是飞机发动机扭矩加载示意图；
图中标记为：1、第一机翼斜撑杆；2、第二机翼斜撑杆；3、机翼夹紧机构；4、前端加载桁架；401、前端上支撑梁；402、前端下支撑梁；403、前端侧支撑梁；404、第一加强梁；405、第二加强梁；406、前端后支撑梁；407、第三加强梁；408、前端连接梁；5、后端加载桁架；501、第一后端连接梁；502、第二后端连接梁；503、第三后端连接梁；504、后端加强梁；6、发动机扭矩加载装置；601、加载杠杆；602、发动机架；603、偏心梁；604、偏心载荷加载杆；605、配重块；606、第一连接杆；607、第二连接杆；608、第一支撑梁；609、第二支撑梁；610、第三支撑梁；7、机身加载装置；701、机身前端加载横梁；702、机身后端加载横梁；703、前端横梁加载杆；704、后端横梁加载杆；705、纵向梁；8、作动筒；9、尾翼支撑杆；10、横向连接杆；11、尾翼夹紧机构。
具体实施方式
下面对照附图，通过对实施例的描述，对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明，目的是帮助本领域的技术人员对本发明的构思、技术方案有更完整、准确和深入的理解，并有助于其实施。
如图1和图2所示，本发明提供了一种通用飞机力学性能试验系统，包括与通用飞机的发动机和主起落架连接的发动机扭矩加载装置6、用于对发动机扭矩加载装置6提供支撑的前端加载桁架4、用于施加载荷的作动筒8、与通用飞机的机身连接且用于将作动筒8施加的载荷传递至通用飞机的机身加载装置7、与通用飞机的水平尾翼连接的尾翼支撑装置以及与通用飞机的机翼连接的机翼支撑装置。
具体地说，如图1和图2所示，通用飞机具有两个机翼和两个水平尾翼，尾翼支撑装置设置两个，机翼支撑装置设置两个，两个尾翼支撑装置分别在一个水平尾翼处对水平尾翼施加拉力且两个尾翼支撑装置分别与一个水平尾翼连接，两个尾翼支撑装置为对称布置，两个机翼支撑装置分别在一个机翼处对机翼提供支撑且两个机翼支撑装置分别与一个机翼连接，两个机翼支撑装置为对称布置，前端加载桁架4位于机身的下方，前端加载桁架4并位于两个机翼支撑装置之间。本申请中的通用飞机为双发四座飞机，通用飞机具有两个发动机和一个主起落架，发动机扭矩加载装置6设置两个，两个发动机扭矩加载装置6为对称布置，两个发动机扭矩加载装置6分别与一个发动机连接，两个发动机扭矩加载装置6并与同一个主起落架连接。机身加载装置7是在机身的驾驶舱处与机身连接，机身加载装置7并与作动筒8连接，作动筒8用于对机身加载装置7施加向下的拉力，进而对通用飞机施加载荷。作动筒8设置一个，作动筒8位于机身的下方，作动筒8是用于将液压能转换成直线往复运动动能的一种液压元件，作动筒8的结构如同本领域技术人员所公知的那样，在此不再赘述。本发明的通用飞机力学性能试验系统仅通过一个作动筒8进行加载，即可完成飞机升力、重力、发动机扭矩、水平尾翼配平载荷施加。
如图1、图2和图7所示，本发明的通用飞机力学性能试验系统采用机翼与水平尾翼夹持，在机身下部进行加载，机翼支撑装置对机翼提供的支撑力用于模拟机翼升力L，尾翼支撑装置对水平尾翼施加的拉力用于模拟水平尾翼配平载荷B，作动筒8施加的载荷用于模拟飞机重力过载G。在对通用飞机进行力学性能试验时，作动筒8对机身加载装置7施加向下的拉力，机翼支撑装置对机翼提供向上的支撑力，尾翼支撑装置对水平尾翼施加向下的拉力，从而能够真实的模拟通用飞机的载荷分布。
如图1、图2和图3所示，发动机扭矩加载装置6包括可旋转设置的加载杠杆601、与通用飞机的发动机连接的发动机架602、与发动机架602连接的偏心梁603、与偏心梁603和加载杠杆601连接的偏心载荷加载杆604、设置于加载杠杆601上的配重块605以及与加载杠杆601为铰接连接的第一连接杆606和第二连接杆607。加载杠杆601的旋转中心线位于水平面内，在对通用飞机进行力学性能试验时，加载杠杆601可以上下旋转。加载杠杆601为长直杆，配重块605与加载杠杆601的长度方向上的一端固定连接。第一连接杆606和第二连接杆607在加载杠杆601的同一部位处与加载杠杆601连接，在加载杠杆601的长度方向上，第一连接杆606和第二连接杆607位于配重块605和偏心载荷加载杆604之间。偏心梁603和发动机架602位于加载杠杆601的上方，偏心载荷加载杆604朝向加载杠杆601的上方延伸，偏心载荷加载杆604的一端与加载杠杆601固定连接，偏心载荷加载杆604的另一端与偏心梁603固定连接。偏心梁603的一端与发动机架602固定连接，偏心梁603的另一端与偏心载荷加载杆604固定连接，偏心载荷加载杆604与发动机架602之间具有一定的距离，发动机架602为框架结构。
如图1、图2和图3所示，发动机扭矩加载装置6还包括与主起落架连接第一支撑梁608、第二支撑梁609和第三支撑梁610，第一支撑梁608和第二支撑梁609是在主起落架上的安装旋转枢轴的部位处与主起落架连接，第三支撑梁610是在主起落架上的安装斜撑杆的部位处与主起落架连接。第一支撑梁608、第二支撑梁609和第三支撑梁610与加载杠杆601的一端连接，配重块605与加载杠杆601的另一端连接，偏心载荷加载杆604位于加载杠杆601的两端之间。第一支撑梁608、第二支撑梁609和第三支撑梁610与加载杠杆601的长度方向上的同一端固定连接，在加载杠杆601的长度方向上，第一连接杆606和第二连接杆607位于配重块605和偏心载荷加载杆604之间，偏心载荷加载杆604位于第二支撑梁609和第二连接杆607之间。第一支撑梁608、第二支撑梁609和第三支撑梁610朝向加载杠杆601的上方延伸，第一支撑梁608的下端与加载杠杆601连接，第一支撑梁608的上端用于在主起落架上的安装旋转枢轴的部位处与主起落架连接，第二支撑梁609的下端与加载杠杆601连接，第二支撑梁609的上端用于在主起落架上的安装旋转枢轴的另一部位处与主起落架连接，第三支撑梁610的下端与加载杠杆601连接，第三支撑梁610的上端用于在主起落架上的安装斜撑杆的部位处与主起落架连接。
如图1和图3所示，第一连接杆606和第二连接杆607与前端加载桁架4为铰接连接，第一连接杆606的长度小于第二连接杆607的长度，第一连接杆606的长度方向和第二连接杆607的长度方向之间具有夹角且该夹角为锐角。第一连接杆606和第二连接杆607朝向加载杠杆601的下方延伸，第一连接杆606的一端与加载杠杆601连接，第一连接杆606的另一端与前端加载桁架4连接，第二连接杆607的一端与加载杠杆601连接，第二连接杆607的另一端与前端加载桁架4连接。第一连接杆606大致为竖直设置，第二连接杆607为倾斜设置。第一连接杆606和第二连接杆607的两端为铰接，第一连接杆606和第二连接杆607仅传递轴向力。
如图1所示，两个加载杠杆601对称布置，加载杠杆601的受力分析示意图如图9所示，其中G1为配重块605的重量，F1为由前端加载桁架4提供的向上的支撑力，FEM为发动机架偏心载荷，FLG为主起落架协调载荷，通过杠杆前端的配重块605施加发动机架偏心载荷FEM。如图10所示，发动机扭矩通过发动机架偏心载荷FEM乘以偏心距e获得，发动机架偏心载荷FEM与主起落架载荷FLG可通过有限元软件计算获得。
如图1、图2和图4所示，机身加载装置7包括与通用飞机的机身连接的机身前端加载横梁701和机身后端加载横梁702、与机身前端加载横梁701连接的前端横梁加载杆703、与机身后端加载横梁702连接的后端横梁加载杆704以及与前端横梁加载杆703和后端横梁加载杆704连接的纵向梁705，作动筒8与纵向梁705连接。机身前端加载横梁701和机身后端加载横梁702为沿机身的长度方向依次布置，即在机身的长度方向上，机身前端加载横梁701位于通用飞机的机头和机身后端加载横梁702之间。机身前端加载横梁701和机身后端加载横梁702是在驾驶舱处与机身连接，机身前端加载横梁701和机身后端加载横梁702位于驾驶舱中，机身上设有让机身前端加载横梁701和机身后端加载横梁702的两端分别插入的安装孔。机身前端加载横梁701的长度方向和机身后端加载横梁702的长度方向相平行，机身前端加载横梁701和机身后端加载横梁702为水平设置。纵向梁705位于机身前端加载横梁701和机身后端加载横梁702的下方且纵向梁705的长度方向与机身的长度方向相平行，纵向梁705的长度方向与机身前端加载横梁701和机身后端加载横梁702的长度方向在空间上相垂直。前端横梁加载杆703和后端横梁加载杆704相平行，前端横梁加载杆703的上端是在机身前端加载横梁701的长度方向上的中间位置处与机身前端加载横梁701固定连接，前端横梁加载杆703的下端与纵向梁705固定连接，前端横梁加载杆703并与机身前端加载横梁701和纵向梁705相垂直。后端横梁加载杆704的上端是在机身后端加载横梁702的长度方向上的中间位置处与机身后端加载横梁702固定连接，后端横梁加载杆704的下端与纵向梁705固定连接，后端横梁加载杆704并与机身后端加载横梁702和纵向梁705相垂直。作动筒8的上端与纵向梁705连接，作动筒8的下端固定，前端横梁加载杆703和后端横梁加载杆704位于作动筒8的同一侧。作动筒8产生的载荷通过纵向梁705、前端横梁加载杆703和后端横梁加载杆704传递至机身前端加载横梁701和机身后端加载横梁702，进而载荷传递至通用飞机上。作动筒8的位置通过合理计算确定，确保试验所施加的机翼剪切、弯曲、扭转载荷与计算值等效。
如图1和图2所示，机翼支撑装置包括用于夹紧机翼的机翼夹紧机构3以及与机翼夹紧机构3连接且用于对机翼提供支撑的第一机翼斜撑杆1和第二机翼斜撑杆2，第一机翼斜撑杆1和第二机翼斜撑杆2的长度方向之间具有夹角且该夹角为锐角。第一机翼斜撑杆1和第二机翼斜撑杆2为倾斜设置，第一机翼斜撑杆1的长度方向和第二机翼斜撑杆2的长度方向之间的夹角为60°，第一机翼斜撑杆1和第二机翼斜撑杆2的下端固定且第一机翼斜撑杆1和第二机翼斜撑杆2处于同一水平面内，第一机翼斜撑杆1和第二机翼斜撑杆2的上端与机翼夹紧机构3连接。第一机翼斜撑杆1和第二机翼斜撑杆2呈V形分布，第一机翼斜撑杆1的上端和第二机翼斜撑杆2的上端是在同一位置处与机翼夹紧机构3连接且该同一位置为机翼的升力中心位置，第一机翼斜撑杆1和第二机翼斜撑杆2在此位置处对机翼提供支撑，从而能够真实的模拟通用飞机的载荷分布。
机翼夹紧机构3用于夹紧机翼，机翼夹紧机构3主要是由机翼上夹块和机翼下夹块构成，机翼上夹块位于机翼的上方且与机翼的顶面接触，机翼下夹块位于机翼的下方且与机翼的底面接触，机翼位于机翼上夹块和机翼下夹块之间，机翼上夹块和机翼下夹块通过由螺栓和螺母构成的紧固件固定连接，紧固件使得机翼上夹块和机翼下夹块保持相对固定，从而夹紧机翼，机翼上夹块和机翼下夹块具有让螺栓穿过的通孔，机翼下夹块并与第一机翼斜撑杆1和第二机翼斜撑杆2连接。
如图1和图2所示，尾翼支撑装置包括用于夹紧水平尾翼的尾翼夹紧机构11、与尾翼夹紧机构11连接的横向连接杆10和与横向连接杆10连接且用于对水平尾翼提供支撑的尾翼支撑杆9，尾翼支撑杆9为竖直设置，横向连接杆10为水平设置且横向连接杆10的长度方向与机身前端加载横梁701的长度方向相平行，横向连接杆10位于水平尾翼的下方且横向连接杆10与水平尾翼相平行。尾翼支撑杆9的下端固定，尾翼支撑杆9的上端与横向连接杆10固定连接，从而能够对水平尾翼施加向下的拉力。尾翼夹紧机构11设置两个，两个尾翼夹紧机构11夹紧同一个水平尾翼，两个尾翼夹紧机构11分别在横向连接杆10的长度方向上的一端与横向连接杆10连接。尾翼夹紧机构11设置两个，是为了将试验载荷与设计载荷等效，使水平尾翼剪力、弯矩、扭矩试验载荷与设计载荷保持一致，从而能够真实的模拟通用飞机的载荷分布。
尾翼夹紧机构11用于夹紧尾翼，尾翼夹紧机构11主要是由尾翼上夹块和尾翼下夹块构成，尾翼上夹块位于水平尾翼的上方且与水平尾翼的顶面接触，尾翼下夹块位于水平尾翼的下方且与水平尾翼的底面接触，水平尾翼位于尾翼上夹块和尾翼下夹块之间，尾翼上夹块和尾翼下夹块通过由螺栓和螺母构成的紧固件固定连接，紧固件使得尾翼上夹块和尾翼下夹块保持相对固定，从而夹紧水平尾翼，尾翼上夹块和尾翼下夹块具有让螺栓穿过的通孔，尾翼下夹块并与横向连接杆10连接。
如图1和图5所示，前端加载桁架4位于通用飞机的机身的正下方，前端加载桁架4为框架结构，前端加载桁架4用于对两个发动机扭矩加载装置6提供支撑作用。前端加载桁架4包括前端上支撑梁401、位于前端上支撑梁401下方且与前端上支撑梁401相平行的前端下支撑梁402、与前端上支撑梁401连接的前端侧支撑梁403以及与前端上支撑梁401和前端下支撑梁402连接的前端连接梁408，前端上支撑梁401和前端下支撑梁402为水平设置且前端上支撑梁401和前端下支撑梁402之间具有一定的距离，前端侧支撑梁403的长度方向与前端上支撑梁401的长度方向相垂直且前端侧支撑梁403的长度方向与机身的长度方向相平行，前端侧支撑梁403设置相平行的两个，两个前端侧支撑梁403朝向前端上支撑梁401的同一侧延伸且两个前端侧支撑梁403分别与前端上支撑梁401的一端固定连接。前端连接梁408设置相平行的两个且两个前端连接梁408分别与前端上支撑梁401的一端固定连接，前端连接梁408位于前端上支撑梁401和前端下支撑梁402之间，前端连接梁408的上端与前端上支撑梁401固定连接，前端连接梁408的下端与前端下支撑梁402固定连接，前端连接梁408的长度方向与前端上支撑梁401和前端侧支撑梁403的长度方向相垂直。
如图1和图5所示，前端加载桁架4还包括第一加强梁404、第二加强梁405、第三加强梁407和前端后支撑梁406，第一加强梁404、第二加强梁405和第三加强梁407均为倾斜设置且均分别设置两个，第一加强梁404与前端上支撑梁401和前端下支撑梁402固定连接，第二加强梁405与前端侧支撑梁403和前端下支撑梁402固定连接，第三加强梁407与前端侧支撑梁403和前端下支撑梁402固定连接，第三加强梁407位于前端侧支撑梁403的下方。前端下支撑梁402的长度大于前端上支撑梁401的长度，两个第一加强梁404为对称布置，两个第一加强梁404位于前端下支撑梁402的上方，两个第一加强梁404的下端分别与前端下支撑梁402的长度方向上的一端固定连接，两个第一加强梁404的上端分别与一个前端上支撑梁401的长度方向上的一端固定连接，两个第一加强梁404的上端并分别与一个前端连接梁408和前端侧支撑梁403固定连接。两个第二加强梁405为对称布置，两个第二加强梁405的下端分别与前端下支撑梁402的长度方向上的一端固定连接，两个第二加强梁405的上端分别与一个前端侧支撑梁403固定连接且第二加强梁405与前端侧支撑梁403的连接位置位于前端侧支撑梁403的长度方向上的两端之间。两个第三加强梁407为对称布置，两个第三加强梁407的下端与前端下支撑梁402固定连接，两个第三加强梁407的上端分别与一个前端侧支撑梁403固定连接且第三加强梁407与前端侧支撑梁403的连接位置位于前端侧支撑梁403的长度方向上的两端之间。两个第三加强梁407相平行，各个第三加强梁407分别与上方的前端侧支撑梁403和与该前端侧支撑梁403连接的前端连接梁408处于同一竖直面内。前端后支撑梁406的长度方向与前端上支撑梁401的长度方向相平行，前端后支撑梁406位于两个前端侧支撑梁403之间且前端后支撑梁406与两个前端侧支撑梁403固定连接。前端后支撑梁406与纵向梁705固定连接，而且纵向梁705是在前端后支撑梁406的长度方向上的中间位置处与前端后支撑梁406固定连接，从而使得作动筒施加的向下的载荷可以有一部分经前端加载桁架4传递至发动机架602。
如图1和图5所示，第一连接杆606和第二连接杆607的上端与加载杠杆601铰接连接，第一连接杆606的下端与前端下支撑梁402的长度方向上的一端铰接连接，第二连接杆607的下端与前端下支撑梁402铰接连接且第二连接杆607的下端位于第一连接杆606的下端和距离最近的前端连接梁408之间。
前端加载桁架4主要用于作为左右加载杠杆的支撑点，前端加载桁架4同时也用于将作动筒施加的向下的载荷部分传递至发动机架。前端加载桁架4主要用于承受绕通用飞机左右对称面的弯曲载荷以及绕通用飞机俯仰方向的弯曲载荷，故垂向必须设计具有一定高度，才能获得较大的抗弯刚度。而且为了减轻重量，前端加载桁架4尽量采用三角支撑设计。在通用飞机的俯仰方向设置第二加强梁和第三加强梁，增加前端加载桁架4在俯仰方向的抗弯刚度，同时增加左右加载杠杆支撑点的支持。因此，前端加载桁架4采用空间结构，其抗弯、抗扭刚度更好，不易变形。(加载桁架对刚度要求较高，如果刚度较差，可能造成施加的载荷方向发生改变，无法模拟真实情况)。
如图1和图2所示，本发明的通用飞机力学性能试验系统还包括与前端加载桁架4连接的后端加载桁架5，后端加载桁架5位于前端加载桁架4和尾翼支撑装置之间，后端加载桁架5的作用为调整通用飞机力学性能试验系统的主体桁架部分(该主体桁架部分主要是由前端加载桁架4连接、后端加载桁架5和发动机扭矩加载装置6连接而成)的重量与重心位置，以使主体桁架部分的重心与作动筒所在的位置重合，这样的设置可以避免后续繁琐的载荷等效计算。主体桁架部分的重力载荷可直接与作动筒施加的载荷相加，作为机身加载的总载荷。如果两者出现偏心，则需要计算飞机纵向力矩平衡，水平尾翼的配平载荷需要进行调整，增加试验载荷调试难度。
如图1、图5和图6所示，后端加载桁架5位于通用飞机的机身的正下方，后端加载桁架5包括第一后端连接梁501、与第一后端连接梁501相平行的第二后端连接梁502以及与第一后端连接梁501和第二后端连接梁502连接的第三后端连接梁503，第一后端连接梁501和第二后端连接梁502的长度方向与前端上支撑梁401的长度方向相平行且前端上支撑梁401、第一后端连接梁501和第二后端连接梁502为沿与机身的长度方向相平行的方向依次布置。第一后端连接梁501位于两个前端侧支撑梁403之间且第一后端连接梁501与两个前端侧支撑梁403固定连接，第二后端连接梁502的长度大于第一后端连接梁501的长度。第三后端连接梁503设置两个且两个第三后端连接梁503为对称布置，两个第三后端连接梁503的长度大小相同且两个第三后端连接梁503呈V形分布，两个第三后端连接梁503的一端分别与第一后端连接梁501的两端固定连接，两个第三后端连接梁503的另一端分别与第二后端连接梁502的两端固定连接。
如图6所示，后端加载桁架5还包括后端加强梁504，后端加强梁504位于两个第三后端连接梁503之间且位于第一后端连接梁501和第二后端连接梁502之间，后端加强梁504设置两个且两个后端加强梁504为交叉布置，各个后端加强梁504的一端与一个第三后端连接梁503的与第一后端连接梁501相连接的端部固定连接，各个后端加强梁504的另一端与另一个第三后端连接梁503的与第二后端连接梁502相连接的端部固定连接。
在对通用飞机进行力学性能试验时，通用飞机受力分析如图7和图8所示，飞机垂向过载G(即由作动筒8施加的载荷)和水平尾翼配平载荷B的合力与机翼升力L相平衡：
G*X2＝B*X1＝(BR+BL)*X1；
BR＝BL；
G*(X1+X2)＝L*X1＝(LR+LL)*X1；
LR＝LL；
在上述公式中，LR为右侧机翼的升力，LL为左侧机翼的升力，BL为左侧水平尾翼配平载荷，BR为右侧水平尾翼配平载荷，X1为升力中心(或机翼支撑点)到水平尾翼配平载荷的纵向距离，X2为升力中心到飞机重心的距离。
以上结合附图对本发明进行了示例性描述。显然，本发明具体实现并不受上述方式的限制。只要是采用了本发明的方法构思和技术方案进行的各种非实质性的改进；或未经改进，将本发明的上述构思和技术方案直接应用于其它场合的，均在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.通用飞机力学性能试验系统，其特征在于：包括与通用飞机的发动机和主起落架连接的发动机扭矩加载装置、用于对发动机扭矩加载装置提供支撑的前端加载桁架、用于施加载荷的作动筒、与通用飞机的机身连接且用于将作动筒施加的载荷传递至通用飞机的机身加载装置、与通用飞机的水平尾翼连接的尾翼支撑装置以及与通用飞机的机翼连接的机翼支撑装置，尾翼支撑装置设置两个，机翼支撑装置设置两个；
所述发动机扭矩加载装置包括可旋转设置的加载杠杆、与通用飞机的发动机连接的发动机架、与发动机架连接的偏心梁、与偏心梁和加载杠杆连接的偏心载荷加载杆和设置于加载杠杆上的配重块；
所述发动机扭矩加载装置还包括与所述加载杠杆为铰接连接的第一连接杆和第二连接杆，第一连接杆和第二连接杆与所述前端加载桁架为铰接连接，第一连接杆和第二连接杆位于所述配重块和所述偏心载荷加载杆之间；
所述机身加载装置包括与通用飞机的机身连接的机身前端加载横梁和机身后端加载横梁、与机身前端加载横梁连接的前端横梁加载杆、与机身后端加载横梁连接的后端横梁加载杆以及与前端横梁加载杆和后端横梁加载杆连接的纵向梁，所述作动筒与纵向梁连接。
2.根据权利要求1所述的通用飞机力学性能试验系统，其特征在于：所述通用飞机具有两个发动机和一个主起落架，所述发动机扭矩加载装置设置两个，两个发动机扭矩加载装置为对称布置，各个发动机扭矩加载装置分别与一个发动机连接，两个发动机扭矩加载装置与同一个主起落架连接。
3.根据权利要求2所述的通用飞机力学性能试验系统，其特征在于：所述机身加载装置是在机身的驾驶舱处与机身连接，作动筒用于对机身加载装置施加向下的拉力，进而对通用飞机施加载荷，作动筒设置一个，作动筒位于机身的下方。
4.根据权利要求1所述的通用飞机力学性能试验系统，其特征在于：所述第一连接杆的长度小于第二连接杆的长度，第一连接杆的长度方向和第二连接杆的长度方向之间具有夹角且该夹角为锐角。
5.根据权利要求1至4任一所述的通用飞机力学性能试验系统，其特征在于：所述发动机扭矩加载装置还包括与主起落架连接的第一支撑梁、第二支撑梁和第三支撑梁，第一支撑梁、第二支撑梁和第三支撑梁与所述加载杠杆的一端连接，所述配重块与加载杠杆的另一端连接，所述偏心载荷加载杆位于加载杠杆的两端之间。
6.根据权利要求1至4任一所述的通用飞机力学性能试验系统，其特征在于：所述机身前端加载横梁和机身后端加载横梁为沿所述机身的长度方向依次布置，所述纵向梁位于前端加载横梁和机身后端加载横梁的下方且纵向梁的长度方向与机身的长度方向相平行。
7.根据权利要求6所述的通用飞机力学性能试验系统，其特征在于：所述后端横梁加载杆的上端是在机身后端加载横梁的长度方向上的中间位置处与机身后端加载横梁固定连接，后端横梁加载杆的下端与纵向梁固定连接，后端横梁加载杆与机身后端加载横梁和纵向梁相垂直，所述作动筒的上端与纵向梁连接，作动筒的下端固定，前端横梁加载杆和后端横梁加载杆位于作动筒的同一侧，作动筒产生的载荷通过纵向梁、前端横梁加载杆和后端横梁加载杆传递至机身前端加载横梁和机身后端加载横梁，进而载荷传递至通用飞机上。
8.根据权利要求1至4任一所述的通用飞机力学性能试验系统，其特征在于：所述机翼支撑装置包括用于夹紧机翼的机翼夹紧机构以及与机翼夹紧机构连接且用于对机翼提供支撑的第一机翼斜撑杆和第二机翼斜撑杆，第一机翼斜撑杆和第二机翼斜撑杆的长度方向之间具有夹角且该夹角为锐角。
9.根据权利要求1至4任一所述的通用飞机力学性能试验系统，其特征在于：所述尾翼支撑装置包括用于夹紧水平尾翼的尾翼夹紧机构、与尾翼夹紧机构连接的横向连接杆和与横向连接杆连接的尾翼支撑杆，尾翼支撑杆为竖直设置。
10.根据权利要求1至4任一所述的通用飞机力学性能试验系统，其特征在于：还包括与所述前端加载桁架连接的后端加载桁架，后端加载桁架位于前端加载桁架和所述尾翼支撑装置之间。
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