CN113483978A - 一种飞行器模态试验自由边界模拟单元及模拟系统 - Google Patents
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Abstract
本申请提供一种飞行器模态试验自由边界模拟单元及模拟系统，飞行器模态试验自由边界模拟单元包括具有承重横梁的支撑机构以及可滑动连接在承重横梁上的至少一个第一悬吊机构；第一悬吊机构的滑动方向平行于承重横梁的长度方向；第一悬吊机构包括：用于悬吊试件的悬吊组件、与悬吊组件装配连接用于调节悬吊组件悬吊高度的高度调节组件、以及与高度调节组件装配连接的水平调节组件；水平调节组件可滑动连接在承重横梁上。本申请提供的飞行器模态试验自由边界模拟单元可以调节悬吊点的水平位置和高度位置，从而可以满足不同位置悬吊试件的悬吊需要，进而可以对具有不同结构尺寸的飞行器进行自由状态模态试验，具有良好的通用性。
Description
技术领域
本申请涉及飞行器模态试验自由边界模拟技术领域，尤其涉及一种飞行器模态试验自由边界模拟单元及模拟系统。
背景技术
模态试验是结构动态分析的重要手段，在航空航天产品研制的动强度设计、结构性能评价、疲劳寿命估计和故障分析中占有重要地位。其中自由边界模拟设备是飞行器模态试验系统的的关键部组件，模态试验时要求试验件的边界状态与实际技术状态一致，飞行器飞行时为自由边界状态，需要设计自由边界模拟装置将试验件进行柔性支撑用于尽可能模拟自由状态。飞行器自由边界模态试验涉及整机、部组件、单机等不同层级，由于各层级产品的质量、规模尺寸、模态特性、接口、状态各不相同，边界模拟设备一般均为根据试验需求和试验经验设计的非标设备组成，市面上不存在此类标准设备。特别是对无人机整机和舱段等大型试验件，模态边界系统的设计更为复杂，需要满足结构承载、系统整体刚度特性和通用性等不同要求，需要经验丰富的专业人士对此进行针对性的设计、分析、优化。
传统的飞行器模态试验自由边界模拟系统多只能应用于单一结构尺寸的飞行器，存在通用性差的问题，为此，本申请提出一种飞行器模态试验自由边界模拟单元及模拟系统。
发明内容
本申请的目的是针对以上问题，提供一种飞行器模态试验自由边界模拟单元及模拟系统。
第一方面，本申请提供一种飞行器模态试验自由边界模拟单元，包括具有承重横梁的支撑机构以及可滑动连接在所述承重横梁上的至少一个第一悬吊机构；所述第一悬吊机构的滑动方向平行于所述承重横梁的长度方向；所述第一悬吊机构包括：可调节刚度用于悬吊试件的悬吊组件、与悬吊组件连接用于实时监测承载力的测力组件、与所述悬吊组件装配连接用于调节所述悬吊组件悬吊高度的高度调节组件、以及与所述高度调节组件装配连接的水平调节组件；所述水平调节组件可滑动连接在所述承重横梁上。
根据本申请某些实施例提供的技术方案，所述支撑机构包括与所述承重横梁装配连接的两个支撑组件；所述承重横梁上设有沿其自身长度方向排布的多个连接接口；所述支撑组件装配连接在任一所述连接接口内。
根据本申请某些实施例提供的技术方案，所述支撑组件的底部安装有升降调节底座和万向移动轮；所述升降调节底座包括：与所述支撑组件螺纹连接的调节螺杆、固定在所述调节螺杆远离所述支撑组件一端的底板以及与所述调节螺杆螺纹连接的锁紧螺母。
根据本申请某些实施例提供的技术方案，所述水平调节组件包括平行设置的两个夹持板；两个所述夹持板相对靠近的一侧分别设有滚轮组件；两个所述滚轮组件之间形成滚动夹持所述承重横梁的夹持空间；其中一个所述滚轮组件上连接有用于驱动其滚动的链轮链条组件；所述滚轮组件的滚动方向平行于所述承重横梁的长度方向。
根据本申请某些实施例提供的技术方案，所述承重横梁为工字钢结构；所述承重横梁的腹板被夹持在两个所述滚轮组件之间；两个所述夹持板相互靠近的一侧下部连接有承力轴套；所述承重横梁的下翼缘板被夹持在所述滚轮组件与所述承力轴套之间，且所述滚轮组件与所述承重横梁的下翼缘板滚动接触；所述承力轴套上安装有用于与所述高度调节组件装配连接的载重吊钩。
根据本申请某些实施例提供的技术方案，所述悬吊组件包括上连接板、下连接板以及连接所述上连接板和所述下连接板的若干弹性组件；所述上连接板和所述下连接板相互靠近的一侧相应位置分别开设有用于固定所述弹性组件的连接孔。
根据本申请某些实施例提供的技术方案，所述上连接板相对远离所述下连接板的一端通过测力组件与所述高度调节组件相连接。
第二方面，本申请提供一种飞行器模态试验自由边界模拟系统，包括如上所述的两个模拟单元；两个所述模拟单元的所述承重横梁之间连接有第一跨接梁；所述第一跨接梁上装配连接有第二悬吊机构。
根据本申请某些实施例提供的技术方案，所述第一跨接梁的两端分别搭设在位于同侧的所述承重横梁上，并通过第一固定组件与所述承重横梁相连接；所述第一固定组件包括上固定压板和下固定压板；所述第一跨接梁和所述承重横梁被夹持在所述上固定压板和所述下固定压板之间；所述上固定压板和所述下固定压板之间通过螺栓固定连接。
根据本申请某些实施例提供的技术方案，两个所述模拟单元的所述支撑机构的底部之间连接有第二跨接梁。
与现有技术相比，本申请的有益效果：该飞行器模态试验自由边界模拟单元通过在承重横梁上滑动连接至少一个第一悬吊机构，可以满足对悬吊试件不同数量悬吊点的悬吊需求；通过设置水平调节组件和高度调节组件，使得悬吊组件的水平位置和高度位置均可调，从而可以调节悬吊点的位置满足不同位置悬吊试件的悬吊需要，进而可以对具有不同结构尺寸的飞行器进行模态试验，具有良好的通用性；在本申请的某些实施例中，通过设置测力组件，可以实时监测结构的承载状况；通过调节悬吊组件的弹性组件的参数和数量，可以调节悬吊组件的刚度，从而满足不同飞行器的悬吊频率要求；通过设置万向移动轮，使得装置具备可移动功能，满足不同场地灵活使用。
附图说明
图1为本申请实施例1提供的飞行器模态试验自由边界模拟单元的结构示意图；
图2为本申请实施例1提供的飞行器模态试验自由边界模拟单元的支撑组件的结构示意图；
图3为本申请实施例1提供的飞行器模态试验自由边界模拟单元的万向移动轮的结构示意图；
图4为本申请实施例1提供的飞行器模态试验自由边界模拟单元的升降调节底座的结构示意图；
图5为本申请实施例1提供的带有加强梁的飞行器模态试验自由边界模拟单元的结构示意图；
图6为本申请实施例1提供的飞行器模态试验自由边界模拟单元的水平调节组件的结构示意图；
图7为水平调节组件与承重横梁装配连接的结构示意图；
图8为本申请实施例1提供的飞行器模态试验自由边界模拟单元的悬吊组件的结构示意图；
图9为本申请实施例1提供的飞行器模态试验自由边界模拟单元的测力组件的结构示意图；
图10为本申请实施例2提供的包含一个第一跨接梁的飞行器模态试验自由边界模拟系统(不带加强梁)的结构示意图；
图11为本申请实施例2提供的包含一个第一跨接梁的飞行器模态试验自由边界模拟系统(带有加强梁)的结构示意图；
图12为本申请实施例2提供的包含两个第一跨接梁的飞行器模态试验自由边界模拟系统(不带加强梁)的结构示意图；
图13为本申请实施例2提供的包含两个第一跨接梁的飞行器模态试验自由边界模拟系统(带有加强梁)的结构示意图。
图中所述文字标注表示为：
1、承重横梁；2、第一悬吊机构；3、支撑组件；301、底梁；302、中柱；303、斜梁；304、万向移动轮；305、升降调节底座；306、加强梁；4、水平调节组件；401、夹持板；402、滚轮组件；403、链轮链条组件；404、承力轴套；405、载重吊钩；5、高度调节组件；6、悬吊组件；601、上连接板；602、下连接板；603、弹性组件；604、承力悬吊钩；7、第一跨接梁；8、第二悬吊机构；9、第一固定组件；10、第二跨接梁；11、第二固定组件；12、测力组件。
具体实施方式
为了使本领域技术人员更好地理解本申请的技术方案，下面结合附图对本申请进行详细描述，本部分的描述仅是示范性和解释性，不应对本申请的保护范围有任何的限制作用。
实施例1
请参考图1，本实施例提供一种飞行器模态试验自由边界模拟单元，包括具有承重横梁1的支撑机构以及可滑动连接在所述承重横梁1上的至少一个第一悬吊机构2；所述第一悬吊机构2的滑动方向平行于所述承重横梁1的长度方向。在使用时，可根据需要，在所述承重横梁1上装配合适数量的所述第一悬吊机构2。在本实施例中，每个所述承重横梁1上安装有两个第一悬吊机构2，在本申请的其他实施例中，也可以根据实际需要安装不同个数的第一悬吊机构2。
所述支撑机构的高度为4.5米；所述支撑机构的所述承重横梁1为工字钢结构；所述承重横梁1的两端分别装配连接有支撑组件3；如图2所示，所述支撑组件3包括矩形钢底梁301、垂直于所述底梁301的中部设置的矩形钢中柱302、以及连接所述底梁301和所述中柱302的方钢斜梁303；所述斜梁303的一端与所述底梁301的端部固定连接，另一端与所述中柱302的中上部固定连接；所述中柱302远离所述底梁301的一端与所述承重横梁1装配连接。
优选的，所述承重横梁1上设有沿其自身长度方向排布的多个连接接口；所述支撑组件3装配连接在任一所述连接接口内，在本实施例中，在所述承重横梁1的底部两端分别设有用于与所述中柱302上端面连接的多个通用连接接口，通过将中柱302连接在不同的连接接口内，可实现支撑机构横向跨度的调节，即实现两个支撑组件3之间距离的调节，可用于对不同规格的单机和部组件在二维自由悬吊状态下的模态试验，在本实施例中，支撑机构最大跨度可达到4米。
优选的，所述底梁301的底部安装有方便自由边界模拟单元移动的若干万向移动轮304，若干所述万向移动轮304沿所述底梁301的长度方向排列。万向移动轮304的结构如图3所示，万向移动轮304由活动支架、滚轮、轴承和锁紧组件组成，当需要移动模拟单元时，松开锁紧组件，当移动完毕时，通过锁紧组件将滚轮锁紧；万向移动轮304的设置使得模拟单元具备可移动的功能，可满足不同场地灵活使用。
优选的，所述底梁301的底部还安装有升降调节底座305；一方面，当地面不平时，可通过升降调节底座305来调平；另一方面，该升降调节底座305可配合万向移动轮304使用，当需要移动该模拟单元时，将升降调节底座305调节至与地面脱离，使得万向移动轮304与地面接触，当移动完毕时，将升降调节底座305调节至与地面接触，使得万向移动轮304与地面脱离，有利于确保进行飞行器模态试验时的稳定性。所述升降调节底座305的结构如图4所示，所述升降调节底座305包括：与所述支撑组件3螺纹连接的调节螺杆、固定在所述调节螺杆远离所述支撑组件3一端的底板以及与所述调节螺杆螺纹连接的锁紧螺母，在使用时，转动调节螺杆调节至合适高度时，拧紧锁紧螺母，使其顶在底梁301上锁死。
优选的，如图5所示，为提高所述支撑机构的侧向刚度，在两个所述支撑组件3相互远离的一侧分别设置加强梁306；所述加强梁306为钢梁，其倾斜设置，其一端与所述中柱302的上部相连接，另一端支撑于地面上；所述加强梁306的倾斜支撑可以提高刚度和支撑机构的固有频率。
所述第一悬吊机构2包括：用于悬吊试件的悬吊组件6、与所述悬吊组件6装配连接用于调节所述悬吊组件6悬吊高度的高度调节组件5、以及与所述高度调节组件5装配连接的水平调节组件4。水平调节组件4的设置可以调节悬吊组件6的水平位置，高度调节组件5的设置可以调节悬吊组件6的高度位置，从而使得该飞行器模态试验自由边界模拟单元可以满足不同位置悬吊试件的悬吊需要。
所述水平调节组件4可滑动连接在所述承重横梁1上，且其滑动方向平行于所述承重横梁1的长度方向；如图6和图7所示，所述水平调节组件4包括平行设置的两个夹持板401；两个所述夹持板401相对靠近的一侧上部分别设有滚轮组件402；在本实施例中，每个所述滚轮组件402包括两个滚轮；两个所述滚轮组件402之间形成滚动夹持所述承重横梁1腹板的夹持空间；两个所述夹持板401中的其中一个相对远离另一个的一侧安装有用于驱动其上所述滚轮组件402滚动的链轮链条组件403，所述滚轮组件402的滚动方向平行于所述承重横梁1的长度方向；所述链轮链条组件403包括相互配合的链轮和链条，链轮与滚轮装配连接；两个所述夹持板401相互靠近的一侧下部连接有承力轴套404；所述承重横梁1的下翼缘板被夹持在所述滚轮组件402与所述承力轴套404之间，且所述滚轮组件402与所述承重横梁1的下翼缘板的上表面接触承载；所述承力轴套404上安装有用于与所述高度调节组件5装配连接的载重吊钩405。在使用时，通过手动顺时针或逆时针拉动链条，可驱动该侧滚轮滚动，从而可以带动整个水平调节组件4沿承重横梁1的长度方向移动，以实现对悬吊组件6水平位置的调节；支撑机构的承重横梁1一般位置较高，不方便操作人员对其上的悬吊组件6进行位置调节，链轮链条组件403的设置，大大降低了对悬吊组件6的水平移动难度，使得操作人员在地面通过手动操作即可实现对悬吊组件6的水平移动。
所述高度调节组件5装配连接在所述水平调节组件4的载重吊钩405上；所述高度调节组件5的调节端与所述悬吊组件6相连接，用于调节所述悬吊组件6的高度；所述高度调节组件5为手动吊葫芦，在试验时，可通过调节手动吊葫芦来调节悬吊平衡需要的位置；根据实际使用需要，手动吊葫芦可配置4t、2t、1t、0.5t这四种类型，同时配置M20吊耳，吊耳的材料为30CrMnSiA；高度调节组件5与悬吊组件6配合，可实现对试件的拉升悬吊以及高度调节。在进行整机自由边界模态试验时，可同时采用多组高度调节组件5和悬吊组件6进行悬吊，通过调节各个悬吊组件6的高度来达到飞机水平起吊及自由悬吊的目的。
如图8所示，悬吊组件6包括上连接板601、下连接板602以及连接所述上连接板601和所述下连接板602的若干弹性组件603；所述上连接板601和所述下连接板602的材料为钢或者其他金属材料；所述上连接板601和所述下连接板602的结构相同，包括一体成型的第一连接部和第二连接部，第一连接部为三角形结构，第二连接部为矩形结构；所述上连接板601的第二连接部和所述下连接板602的第二连接部相对设置，并且其上相应位置分别开设有相同数量的用于固定所述弹性组件603的连接孔；所述连接孔为倒圆角幺形孔。
所述弹性组件603用于提供自由边界所要求的刚度，在实际的应用过程中，可以根据悬吊试件需要受力的情况，具体地选择弹性组件603的个数和直径，弹性组件603的排布情况以及弹性组件603的型号和长短；所述弹性组件603可以为弹力绳组件或金属弹簧组件，在本实施例中，所采用的是弹力绳组件；本实施例可配备
等不同直径规格的弹力绳，且弹力绳弹性范围内的极限伸长量不超过原长的150％；在使用时，根据实际需要选取适当长度适当直径适当数量的弹力绳，并将弹力绳的两端分别固定在位于上连接板601和下连接板602上的相对位置的连接孔内；通过选用不同数量、不同直径的弹性组件，可以调节悬吊组件的刚度，从而满足不同飞行器的悬吊频率要求。
所述上连接板601的第一连接部上相对远离所述第二连接部的一端开设有用于与所述高度调节组件5相连接的倒圆角梯形孔；优选的，所述上连接板601通过测力组件12与所述高度调节组件5相连接；测力组件12的结构如图9所示，所述测力组件12用于对弹性组件603的实际受力情况进行检测，防止在自由悬吊试验过程中承载结构超重，造成产品的损害；所述测力组件12可以为弹簧型测力计或电子测力计，其目的在于测量悬吊试件等在柔性悬吊时的受力情况，使用时将测力组件12的一端连接于所述上连接板601的倒圆角梯形孔，另外一端连接于高度调节组件5的底端承力吊钩上。所述下连接板602的第一连接部上设有用于悬吊试件的承力悬吊钩604。
本实施例提供的飞行器模态试验自由边界模拟单元，通过在承重横梁上滑动连接至少一个第一悬吊机构，可以满足对悬吊试件不同数量悬吊点的悬吊需求；通过改变弹性组件的参数(比如数量、直径等)，可以调节悬吊组件的刚度，满足不同试件的悬吊频率要求，通过设置水平调节组件和高度调节组件，使得悬吊组件的水平位置和高度位置均可调，从而可以调节悬吊点的位置满足不同位置悬吊试件的悬吊需要，进而可以对具有不同结构尺寸的飞行器进行模态试验，具有良好的通用性；通过设置测力组件，可实时监测结构承载状况；通过在支撑组件的底部设置万向移动轮，方便自由边界模拟单元移动；通过在支撑组件的底部设置升降调节底座，一方面有利于调平，另一方面可配合万向移动轮使用，确保方便移动以及确保进行飞行器模态试验时的稳定性；通过设置倾斜支撑的加强梁，可以提高支撑机构的侧向刚度和固有频率。
实施例2
本实施例提供一种飞行器模态试验自由边界模拟系统，该系统主要用于质量不大于1吨的中小型飞行器整机、分系统和部段等不同层级产品的模拟试验自由边界模拟要求；该模拟系统包括如实施例1所述的两个飞行器模态试验自由边界模拟单元；两个所述模拟单元的所述承重横梁1之间连接有第一跨接梁7；所述第一跨接梁7为方形钢梁；所述第一跨接梁7上装配连接有第二悬吊机构8；所述第二悬吊机构8的数量可以根据实际需要而定；所述第二悬吊机构8的结构与第一悬吊机构2的结构相同，即如实施例1中所述，在本实施例中不再赘述。
所述第一跨接梁7的数量可以根据实际需要而定，如图10和图11所示的飞行器模态试验自由边界模拟系统包含一个第一跨接梁7，如图12和图13所示的飞行器模态试验自由边界模拟系统包含两个第一跨接梁7。
所述第一跨接梁7的两端分别搭设在位于同侧的所述承重横梁1上，所述第一跨接梁7垂直于所述承重横梁1；所述第一跨接梁7位于两个所述承重横梁1之间的固支长度可根据需求自由调节，最大轴向跨度可达9米；所述第一跨接梁7和所述承重横梁1通过第一固定组件9相连接；所述第一固定组件9包括上固定压板和下固定压板；所述上固定压板和所述下固定压板的形状尺寸相同，形状为正方形；所述第一跨接梁7和所述承重横梁1被夹持在所述上固定压板和所述下固定压板之间；所述上固定压板和所述下固定压板之间通过四根高强螺栓固定连接；四根螺栓分别位于连接两个固定压板(上固定压板和下固定压板)的四角。
两个所述模拟单元的所述支撑机构的底部之间连接有第二跨接梁10，用于对两个支撑机构的定向固定和维持稳固，有利于增强模拟系统的整体性和稳定性；所述第二跨接梁10为方形钢梁；在本实施例中，共设置有两根所述第二跨接梁10；所述第二跨接梁10的长度方向平行于所述底梁301的长度方向；所述第二跨接梁10的两端分别通过第二固定组件11与对应位置的所述底梁301相连接；所述第二固定组件11的结构与所述第一固定组件9的结构相同，也包括两个固定压板以及连接两个固定压板的高强螺栓，第二跨接梁10和底梁301被夹持在两个固定压板之间。
在装配两个模拟单元时，首先根据实际需要将两个支撑机构之间的间距调整至合适大小，然后将两个支撑机构位于同侧的底梁301通过若干第二固定组件11相连接，再在两个支撑机构的承重横梁1上搭设所需数量的第一跨接梁7，并用第一固定组件9将承重横梁1与第一跨接梁7固定连接。
本实施例提供的飞行器模态试验自由边界模拟系统，能够同时满足自由状态模拟、具备刚度和承载能力、便携式搭建和场地内灵活使用的试验要求；该系统由多种通用钢梁结构的桁架单元组成，具有可自由拆卸、通用化、模块化组装、跨度可调、可移动等特点，能实现不同层级产品的一维、二维、三维柔性悬吊，可满足最大承载1吨的无人机整机模态试验需求，同时具备承载力实时监测的能力。
本文中应用了具体个例对本申请的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本申请的方法及其核心思想。以上所述仅是本申请的优选实施方式，应当指出，由于文字表达的有限性，而客观上存在无限的具体结构，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以作出若干改进、润饰或变化，也可以将上述技术特征以适当的方式进行组合；这些改进润饰、变化或组合，或未经改进将发明的构思和技术方案直接应用于其他场合的，均应视为本申请的保护范围。
Claims (10)
1.一种飞行器模态试验自由边界模拟单元，其特征在于，包括具有承重横梁(1)的支撑机构以及可滑动连接在所述承重横梁(1)上的至少一个第一悬吊机构(2)；所述第一悬吊机构(2)的滑动方向平行于所述承重横梁(1)的长度方向；所述第一悬吊机构(2)包括：用于悬吊试件的悬吊组件(6)、与所述悬吊组件(6)装配连接用于调节所述悬吊组件(6)悬吊高度的高度调节组件(5)、以及与所述高度调节组件(5)装配连接的水平调节组件(4)；所述水平调节组件(4)可滑动连接在所述承重横梁(1)上。
2.根据权利要求1所述的飞行器模态试验自由边界模拟单元，其特征在于，所述支撑机构包括与所述承重横梁(1)装配连接的两个支撑组件(3)；所述承重横梁(1)上设有沿其自身长度方向排布的多个连接接口；所述支撑组件(3)装配连接在任一所述连接接口内。
3.根据权利要求2所述的飞行器模态试验自由边界模拟单元，其特征在于，所述支撑组件(3)的底部安装有升降调节底座(305)和万向移动轮(304)；所述升降调节底座(305)包括：与所述支撑组件(3)螺纹连接的调节螺杆、固定在所述调节螺杆远离所述支撑组件(3)一端的底板以及与所述调节螺杆螺纹连接的锁紧螺母。
4.根据权利要求1所述的飞行器模态试验自由边界模拟单元，其特征在于，所述水平调节组件(4)包括平行设置的两个夹持板(401)；两个所述夹持板(401)相对靠近的一侧分别设有滚轮组件(402)；两个所述滚轮组件(402)之间形成滚动夹持所述承重横梁(1)的夹持空间；其中一个所述滚轮组件(402)上连接有用于驱动其滚动的链轮链条组件(403)；所述滚轮组件(402)的滚动方向平行于所述承重横梁(1)的长度方向。
5.根据权利要求4所述的飞行器模态试验自由边界模拟单元，其特征在于，所述承重横梁(1)为工字钢结构；所述承重横梁(1)的腹板被夹持在两个所述滚轮组件(402)之间；两个所述夹持板(401)相互靠近的一侧下部连接有承力轴套(404)；所述承重横梁(1)的下翼缘板被夹持在所述滚轮组件(402)与所述承力轴套(404)之间，且所述滚轮组件(402)与所述承重横梁(1)的下翼缘板滚动接触；所述承力轴套(404)上安装有用于与所述高度调节组件(5)装配连接的载重吊钩(405)。
6.根据权利要求1所述的飞行器模态试验自由边界模拟单元，其特征在于，所述悬吊组件(6)包括上连接板(601)、下连接板(602)以及连接所述上连接板(601)和所述下连接板(602)的若干弹性组件(603)；所述上连接板(601)和所述下连接板(602)相互靠近的一侧相应位置分别开设有用于固定所述弹性组件(603)的连接孔。
7.根据权利要求6所述的飞行器模态试验自由边界模拟单元，其特征在于，所述上连接板(601)相对远离所述下连接板(602)的一端通过测力组件(12)与所述高度调节组件(5)相连接。
8.一种飞行器模态试验自由边界模拟系统，包括如权利要求1-7任一项所述的两个模拟单元；两个所述模拟单元的所述承重横梁(1)之间连接有第一跨接梁(7)；所述第一跨接梁(7)上装配连接有第二悬吊机构(8)。
9.根据权利要求8所述的飞行器模态试验自由边界模拟系统，其特征在于，所述第一跨接梁(7)的两端分别搭设在位于同侧的所述承重横梁(1)上，并通过第一固定组件(9)与所述承重横梁(1)相连接；所述第一固定组件(9)包括上固定压板和下固定压板；所述第一跨接梁(7)和所述承重横梁(1)被夹持在所述上固定压板和所述下固定压板之间；所述上固定压板和所述下固定压板之间通过螺栓固定连接。
10.根据权利要求8所述的飞行器模态试验自由边界模拟系统，其特征在于，两个所述模拟单元的所述支撑机构的底部之间连接有第二跨接梁(10)。
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