CN114671048A - 飞机强度测试用飞机翼面静力与振动联合加载系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供飞机强度测试用飞机翼面静力与振动联合加载系统及方法，属于飞机测试技术领域。包括联合加载框架、静力加载组件、振动加载组件、气源连接元件以及控制整个系统正常运行的控制元件；在进行飞机强度测试的静力加载试验时，采用普通商用气囊在飞机翼面靠近根部位置进行静力加载，采用“气缸+气囊”的方式在飞机翼面靠近翼尖位置进行静力加载，既能保证飞机翼面上变形较小部位加载的载荷满足要求，又能减小飞机翼面上变形较大部位的附加刚度和阻尼；在进行振动加载试验时，通过设置弹性固定装置，减少激振台对飞机翼面结构附加过多质量，有效规避因为激振力过大造成振动失常的安全隐患，且不会影响激振台的工作效率和制造成本。

Description

飞机强度测试用飞机翼面静力与振动联合加载系统及方法

技术领域

本发明属于飞机测试技术领域，具体是飞机强度测试用飞机翼面静力与振动联合加载系统及方法。

背景技术

飞机结构，特别是一些特定的翼面部件，如鸭翼、垂尾、平尾等结构，在使用过程中始终处于振动环境之中，飞机结构在承受静载的同时也始终承受着不同的振动载荷，使飞机结构产生振动响应，当这类响应过度就会引起飞机结构的振动疲劳损伤，继而产生破坏，而且，这种联合作用会加速破坏并出现新的破坏形式。结构振动疲劳问题不仅严重影响了飞机的研制周期，也严重影响了飞机的出勤率，增加了维护成本，也降低了飞机的安全性、可靠性，削弱了部队战斗力。

所以，对于飞机典型的翼面结构，为了真实再现气动压力载荷和振动载荷联合作用下飞机结构的动态响应特性，为了用试验的方法更准确地确定飞机结构部件在两种环境联合作用下的使用寿命，有必要对其进行静载叠加振动载荷试验，为飞机强度设计及飞机强度测试提供试验依据，以保障新型战机的战斗力和可靠性。

在飞机强度测试的翼面静载叠加振动载荷试验中，激振设备一般与试验件通过夹具连接，这种连接方式会将夹具和振动台动圈的质量完全附加在试验件上，造成试验件动特性的改变。传统的静力加载一般都通过弹性元件橡皮绳加载，这种加载方式不会限制振动引起的结构位移，也尽量减少了加载系统对结构的附加刚度和阻尼，但是，对于一些要求较高的试验部件，如飞机翼面尖端部分的静载加载，这种加载方式还是会附加过多的刚度和质量，导致其固有频率和振型不能接受的改变；另外，对于飞机的典型翼面结构，由于其在静载加载过程中，会发生较大的变形，导致一般的振动台或者激振设备无法正常垂直激振，翼面尖端结构的静载加载也由于相同的问题无法采用传统的静载加载方式。

发明内容

针对上述存在的问题，本发明提供了飞机强度测试用飞机翼面静力与振动联合加载系统及方法。

本发明的技术方案是：飞机强度测试用飞机翼面静力与振动联合加载系统，包括联合加载框架、静力加载组件、振动加载组件、气源连接元件以及控制整个系统正常运行的控制元件；

所述联合加载框架上设有用于安装所述静力加载组件和振动加载组件的安装件；

静力加载组件包括两组分别位于飞机翼面两侧并对飞机翼面靠近根部位置处进行静力加载的第一加载气囊、两组分别位于飞机翼面两侧并对飞机翼面靠近翼尖位置处进行静力加载的第二加载气囊，所述第二加载气囊一侧设有通过所述安装件与联合加载框架连接的加载气缸，所述第一加载气囊和第二加载气囊上靠近飞机翼面一侧侧壁设有硅橡胶保护圈；

所述振动加载组件包括通过弹性固定装置与安装件连接的激振台、与所述激振台连接的激振联接部件以及设于所述激振联接部件上远离激振台一侧的负压吸盘，所述激振联接部件包括与激振台连接的安装座、与所述安装座连接的激振杆，所述负压吸盘与激振杆另一侧连接；

所述气源连接元件包括通过气路连接管与第一加载气囊、第二加载气囊以及加载气缸连通的蓄压池、用于监测第一加载气囊和第二加载气囊的加载与卸载的气压传感器；

所述控制元件包括与静力加载组件电性连接的静力加载控制器、与振动加载组件电性连接的MIMO控制器、设于激振杆处且用于控制激振力大小的压力传感器、设于联合加载框架上且用于测量联合加载框架与飞机翼面的相对位置的第一位移传感器、设于加载气缸处且用于控制加载气缸的伸缩量的第二位移传感器。

进一步地，所述安装件包括呈网格状分布于所述联合加载框架前后两侧侧壁且与外部连通的调节滑动口、可在所述调节滑动口内移动的工形调节安装件，所述工形调节安装件包括垂直贯穿调节滑动口的移动调节主杆、对称分布于联合加载框架前后两侧且分别与所述移动调节主杆两端连接的调节安装板，调节滑动口内壁均匀设有多个插接口，移动调节主杆侧壁上设有一一对应插接至所述插接口内的电动伸缩插杆，所述静力加载组件和振动加载组件与位于联合加载框架前侧的调节安装板连接，位于联合加载框架后侧的调节安装板通过外部驱动设备移动，当需要调节静力加载组件和振动加载组件的安装位置时，通过外部驱动设备使位于联合加载框架后侧的调节安装板在调节滑动口内滑动，同时，整个工形调节安装件也会在调节滑动口内滑动，当调节至需要安装的位置时，启动移动调节主杆侧壁的电动伸缩插杆延伸，并插入安装位置处的对应插接口内，完成整个工形调节安装件的固定，然后，再将静力加载组件和振动加载组件安装在位于联合加载框架前侧的调节安装板上，通过上述过程，可调节静力加载和振动加载的位置，使飞机翼面不同加载点都可加载载荷，满足试验要求。

更进一步地，所述联合加载框架后侧壁设有金属片，位于联合加载框架后侧的调节安装板侧壁设有与所述金属片相对分布的电磁吸盘，当完成整个工形调节安装件的固定后，可向电磁吸盘通电，使电磁吸盘与安装位置处的金属片吸附，进一步增加工形调节安装件的安装稳定性，也就是增加了静力加载组件和振动加载组件的安装稳定性，使装置运行更加可靠。

进一步地，所述激振杆与安装座之间以及激振杆与负压吸盘之间均通过关节轴承连接，目的是为了最大程度的减小振动加载组件对飞机翼面动特性的影响，实现飞机翼面的垂直激振。

进一步地，所述弹性固定装置包括与安装件连接的固定连接框、位于所述固定连接框上端且四角处分别与固定连接框通过阻尼支杆连接的移动连接框、设于所述移动连接框与固定连接框之间的多个空气弹簧，所述激振台固定安装于移动连接框侧壁上，通过设于固定连接框和移动连接框之间的空气弹簧，对激振台进行弹性支撑，以此减少激振台对飞机翼面结构附加过多质量，通过阻尼支杆对激振台产生的激振力进行微量缓冲，有效规避因为激振力过大造成振动失常的安全隐患，且不会影响激振台的工作效率和制造成本。

更进一步地，所述移动连接框侧面设有安装槽，所述安装槽内设有卡接件，所述卡接件包括底端贯穿所述安装槽侧壁并延伸至安装槽内部的调节螺栓、设于所述调节螺栓位于安装槽内部一端的端面上的抵接块，各个所述抵接块表面设有防滑软垫，通过旋拧各个调节螺栓使对应的抵接块靠近激振台，并将激振台卡接在各个抵接块之间，通过防滑软垫可增加抵接块与激振台之间的摩擦力，使激振台固定更加牢靠。

进一步地，所述负压吸盘包括与激振杆连接的安装部、一侧插接于所述安装部内并与外部负压源连接且外部套设有褶皱软套的负压弹性管、卡接在所述负压弹性管另一侧的负压吸盘主体，所述负压吸盘主体侧壁安装有负压吸板，所述负压吸板上沿圆心由内至外设有半径依次增大的多个软胶密封圈，每个所述软胶密封圈上均匀设有多个负压孔，当对飞机翼面进行静力加载和振动加载时，飞机翼面由于受到外力而变形，使负压吸盘主体与飞机翼面容易脱离，通过褶皱软套和负压弹性管的设置，使负压吸盘主体会随飞机翼面的变形而移动，增加两者接触的牢靠性。

更进一步地，位于同一所述软胶密封圈上的负压孔的孔径相等，且半径依次增大的各个软胶密封圈上对应的负压孔的孔径也依次增大，通过在负压吸板的边沿处设置尺寸大的负压孔，随着负压吸板由边沿距圆心位置减小，使对应的负压孔半径依次减小，使负压吸盘主体的边沿处与飞机翼面的吸力更大，避免出现负压吸盘主体边沿与飞机翼面脱离现象，从而进一步地增加两者接触牢靠性。

本发明还公开了上述飞机强度测试用飞机翼面静力与振动联合加载系统的加载方法，包括以下步骤：

S1、通过第一位移传感器测得联合加载框架与飞机翼面之间的垂直距离，并将联合加载框架移动至设定位置处，通过安装件调节静力加载组件和振动加载组件的在飞机翼面上的安装位置，具体调节过程为：通过外部驱动设备使位于联合加载框架后侧的调节安装板在调节滑动口内滑动，同时，工形调节安装件也会在调节滑动口内滑动，当调节至需要安装的位置时，启动移动调节主杆侧壁的电动伸缩插杆并延伸，并插入安装位置处的对应插接口内，完成整个工形调节安装件的固定，然后，向电磁吸盘通电，使电磁吸盘与安装位置处的金属片吸附，最后将静力加载组件和振动加载组件安装在对应的位于调节侧板前侧的调节安装板上即可；

S2、对飞机翼面根部左右两侧同时进行静力加载试验，具体过程为：通过气路连接管将蓄压池与第一加载气囊连通，并为第一加载气囊提供气源，利用两个第一加载气囊将飞机翼面根部夹在中间，利用两个第一加载气囊对飞机翼面根部两侧侧面进行静压力加载，同时，通过气压传感器监测各个第一加载气囊的加载与卸载，并控制第一加载气囊的输入压力，完成飞机翼面根部的静力加载试验；

S3、对飞机翼面尖部左右两侧同时进行静力加载试验，具体过程为：通过气路连接管将蓄压池与第二加载气囊和加载气缸连通，并为两者提供气源，通过相对分布的两个加载气缸相向延伸，以此调节两个第二加载气囊与飞机翼面尖端位置的距离，利用两个第二加载气囊对飞机翼面尖部两侧侧面进行静压力加载，同时，通过气压传感器监测各个第二加载气囊的加载与卸载，并控制第二加载气囊的输入压力，完成飞机翼面尖部的静力加载试验；

S4、对飞机翼面进行振动加载试验，具体过程为：通过激振杆调节负压吸盘主体与飞机翼面振动加载点的位置，并将负压吸盘主体吸附在振动加载点，对飞机翼面进行振动载荷的加载，载荷大小通过激振杆上的压力传感器控制，振动载荷顺利加载后，观察第一加载气囊和第二加载气囊静力加载是否稳定，如稳定，振动载荷加载停止，进行整体静力与振动联合加载的后续调试。

相对于现有技术，本发明的有益效果是：

（1）本发明的系统在进行飞机强度测试的静力加载试验时，采用普通商用气囊对飞机翼面靠近根部位置进行静力加载，采用“气缸+气囊”的方式在飞机翼面靠近翼尖位置进行静力加载，通过上述两者气囊结构，既能保证飞机翼面上变形较小部位加载的载荷满足要求，又能减小飞机翼面上变形较大部位的附加刚度和阻尼，使飞机翼面静力与振动联合加载的测试环境更加接近翼面结构在飞行中的真实载荷环境，达到试验考核的目的；

（2）本发明的系统在进行振动加载试验时，在激振联接部件与联合加载框架之间设置了弹性固定装置，进行弹性支撑，减少激振台对飞机翼面结构附加的质量，通过阻尼支杆对激振台产生的激振力进行微量缓冲，可避免振动加载组件本身的质量完全附加在飞机翼面结构上，造成飞机翼面结构动特性的改变，提高试验过程的准确性，有效规避因为激振力过大造成振动失常的安全隐患，且不会影响激振台的工作效率和制造成本；

（3）本发明的负压吸盘上设有褶皱软套和负压弹性管，使负压吸盘不会随飞机翼面的变形而移动，增加两者接触牢靠性，同时，在负压吸盘上，通过设置不同孔径的负压孔对飞机翼面进行吸附，可避免出现负压吸盘主体边沿与飞机翼面脱离的现象，从而进一步地增加两者接触的牢靠性。

附图说明

图1是本发明的整体结构示意图；

图2是本发明的激振联接部件的结构示意图；

图3是本发明的安装件的结构示意图；

图4是本发明的安装件内部剖视图；

图5是本发明的弹性固定装置的结构示意图；

图6是本发明的负压吸盘与激振杆的连接示意图；

图7是本发明的负压吸盘主体的结构示意图；

其中，1-联合加载框架、10-安装件、12-调节滑动口、120-插接口、13-工形调节安装件、130-移动调节主杆、131-调节安装板、132-电动伸缩插杆、14-金属片、15-电磁吸盘、2-静力加载组件、20-第一加载气囊、21-第二加载气囊、210-硅橡胶保护圈、22-加载气缸、3-振动加载组件、30-激振台、300-弹性固定装置、301-固定连接框、302-阻尼支杆、303-移动连接框、304-空气弹簧、305-安装槽、31-激振联接部件、310-安装座、311-激振杆、312-关节轴承、32-负压吸盘、320-安装部、321-负压弹性管、3210-褶皱软套、322-负压吸盘主体、323-负压吸板、324-软胶密封圈、3240-负压孔、33-卡接件、330-调节螺栓、331-抵接块、332-防滑软垫、4-气源连接元件、40-蓄压池、41-气压传感器、5-控制元件、50-静力加载控制器、51-MIMO控制器、52-压力传感器、53-第一位移传感器、54-第二位移传感器。

具体实施方式

为了进一步了解本发明的内容，以下通过实施例对本发明作详细说明。

实施例1

如图1所示，飞机强度测试用飞机翼面静力与振动联合加载系统，包括联合加载框架1、静力加载组件2、振动加载组件3、气源连接元件4以及控制整个系统正常运行的控制元件5；

联合加载框架1上设有用于安装静力加载组件2和振动加载组件3的安装件10；

静力加载组件2包括两组分别位于飞机翼面两侧并对飞机翼面靠近根部位置处进行静力加载的第一加载气囊20、两组分别位于飞机翼面两侧并对飞机翼面靠近翼尖位置处进行静力加载的第二加载气囊21，第二加载气囊21一侧设有通过安装件10与联合加载框架1连接的加载气缸22，第一加载气囊20和第二加载气囊21上靠近飞机翼面一侧侧壁设有硅橡胶保护圈210；

如图2所示，振动加载组件3包括通过弹性固定装置300与安装件10连接的激振台30、与激振台30连接的激振联接部件31以及设于激振联接部件31上远离激振台30一侧的负压吸盘32，激振联接部件31包括与激振台30连接的安装座310、与安装座310连接的激振杆311，负压吸盘32与激振杆311另一侧连接；

激振杆311与安装座310之间以及激振杆311与负压吸盘32之间均通过关节轴承312连接；

气源连接元件4包括通过气路连接管与第一加载气囊20、第二加载气囊21以及加载气缸22连通的蓄压池40、用于监测第一加载气囊20和第二加载气囊21的加载与卸载的气压传感器41；

控制元件5包括与静力加载组件2电性连接的静力加载控制器50、与振动加载组件3电性连接的MIMO控制器51、设于激振杆311处且用于控制激振力大小的压力传感器52、设于联合加载框架1上且用于测量联合加载框架1与飞机翼面的相对位置的第一位移传感器53、设于加载气缸22处且用于控制加载气缸22的伸缩量的第二位移传感器54；

如图3、4所示，安装件10包括呈网格状分布于联合加载框架1前后两侧侧壁且与外部连通的调节滑动口12、可在调节滑动口12内移动的工形调节安装件13，工形调节安装件13包括垂直贯穿调节滑动口12的移动调节主杆130、对称分布于联合加载框架1前后两侧且分别与移动调节主杆130两端连接的调节安装板131，调节滑动口12内壁均匀设有6个插接口120，移动调节主杆130侧壁上设有一一对应插接至插接口120内的电动伸缩插杆132，静力加载组件2和振动加载组件3与位于联合加载框架1前侧的调节安装板131连接，位于联合加载框架1后侧的调节安装板131通过外部驱动设备移动；

联合加载框架1后侧壁设有金属片14，位于联合加载框架1后侧的调节安装板131侧壁设有与金属片14相对分布的电磁吸盘15；

如图5所示，弹性固定装置300包括与安装件10连接的固定连接框301、位于固定连接框301上端且四角处分别与固定连接框301通过阻尼支杆302连接的移动连接框303、设于移动连接框303与固定连接框301之间的2个空气弹簧304，激振台30固定安装于移动连接框303侧壁上；

移动连接框303侧面设有安装槽305，安装槽305内设有卡接件33，卡接件33包括底端贯穿安装槽305侧壁并延伸至安装槽305内部的调节螺栓330、设于调节螺栓330位于安装槽305内部一端的端面上的抵接块331，各个抵接块331表面设有防滑软垫332。

实施例2

本实施例与实施例1不同之处在于：

负压吸盘32的结构为：

如图6所示，包括与激振杆311连接的安装部320、一侧插接于安装部320内并与外部负压源连接且外部套设有褶皱软套3210的负压弹性管321、卡接在负压弹性管321另一侧的负压吸盘主体322，负压吸盘主体322侧壁安装有负压吸板323，负压吸板323上沿圆心由内至外设有半径依次增大的3个软胶密封圈324，每个软胶密封圈324上均匀设有8个负压孔3240；

如图7所示，位于同一软胶密封圈324上的负压孔3240的孔径相等，且半径依次增大的各个软胶密封圈324上对应的负压孔3240的孔径也依次增大。

实施例3

本实施例记载的是上述实施例2的飞机强度测试用飞机翼面静力与振动联合加载系统的加载方法，包括以下步骤：

S1、通过第一位移传感器53测得联合加载框架1与飞机翼面之间的垂直距离，并将联合加载框架1移动至设定位置处，通过安装件10调节静力加载组件2和振动加载组件3的在飞机翼面上的安装位置，具体调节过程为：通过外部驱动设备使位于联合加载框架1后侧的调节安装板131在调节滑动口12内滑动，同时，工形调节安装件13也会在调节滑动口12内滑动，当调节至需要安装的位置时，启动移动调节主杆130侧壁的电动伸缩插杆132并延伸，并插入安装位置处的对应插接口120内，完成整个工形调节安装件13的固定，然后，向电磁吸盘15通电，使电磁吸盘15与安装位置处的金属片14吸附，最后将静力加载组件2和振动加载组件3安装在对应的位于联合加载框架1前侧的调节安装板131上即可；

S2、对飞机翼面根部左右两侧同时进行静力加载试验，具体过程为：通过气路连接管将蓄压池40与第一加载气囊20连通，并为第一加载气囊20提供气源，利用两个第一加载气囊20将飞机翼面根部夹在中间，利用两个第一加载气囊20对飞机翼面根部两侧侧面进行静压力加载，同时，通过气压传感器41监测各个第一加载气囊20的加载与卸载，并控制第一加载气囊20的输入压力，完成飞机翼面根部的静力加载试验；

S3、对飞机翼面尖部左右两侧同时进行静力加载试验，具体过程为：通过气路连接管将蓄压池40与第二加载气囊21和加载气缸22连通，并为两者提供气源，通过相对分布的两个加载气缸22相向延伸，以此调节两个第二加载气囊21与飞机翼面尖端位置的距离，利用两个第二加载气囊21对飞机翼面尖部两侧侧面进行静压力加载，同时，通过气压传感器41监测各个第二加载气囊21的加载与卸载，并控制第二加载气囊21的输入压力，完成飞机翼面尖部的静力加载试验；

S4、对飞机翼面进行振动加载试验，具体过程为：通过激振杆311调节负压吸盘主体322与飞机翼面振动加载点的位置，并将负压吸盘主体322吸附在振动加载点，对飞机翼面进行振动载荷的加载，载荷大小通过激振杆311上的压力传感器52控制，振动载荷顺利加载后，观察第一加载气囊20和第二加载气囊21静力加载是否稳定，如稳定，振动载荷加载停止，进行整体静力与振动联合加载的后续调试。

Claims (9)

1.飞机强度测试用飞机翼面静力与振动联合加载系统，其特征在于，包括联合加载框架（1）、静力加载组件（2）、振动加载组件（3）、气源连接元件（4）以及控制整个系统正常运行的控制元件（5）；

所述联合加载框架（1）上设有用于安装所述静力加载组件（2）和振动加载组件（3）的安装件（10）；

静力加载组件（2）包括两组分别位于飞机翼面两侧并对飞机翼面靠近根部位置处进行静力加载的第一加载气囊（20）、两组分别位于飞机翼面两侧并对飞机翼面靠近翼尖位置处进行静力加载的第二加载气囊（21），所述第二加载气囊（21）一侧设有通过所述安装件（10）与联合加载框架（1）连接的加载气缸（22），所述第一加载气囊（20）和第二加载气囊（21）上靠近飞机翼面一侧侧壁设有硅橡胶保护圈（210）；

所述振动加载组件（3）包括通过弹性固定装置（300）与安装件（10）连接的激振台（30）、与所述激振台（30）连接的激振联接部件（31）以及设于所述激振联接部件（31）上远离激振台（30）一侧的负压吸盘（32），所述激振联接部件（31）包括与激振台（30）连接的安装座（310）、与所述安装座（310）连接的激振杆（311），所述负压吸盘（32）与激振杆（311）另一侧连接；

所述气源连接元件（4）包括通过气路连接管与第一加载气囊（20）、第二加载气囊（21）以及加载气缸（22）连通的蓄压池（40）、用于监测第一加载气囊（20）和第二加载气囊（21）的加载与卸载的气压传感器（41）；

所述控制元件（5）包括与静力加载组件（2）电性连接的静力加载控制器（50）、与振动加载组件（3）电性连接的MIMO控制器（51）、设于激振杆（311）处且用于控制激振力大小的压力传感器（52）、设于联合加载框架（1）上且用于测量联合加载框架（1）与飞机翼面的相对位置的第一位移传感器（53）、设于加载气缸（22）处且用于控制加载气缸（22）的伸缩量的第二位移传感器（54）。

2.根据权利要求1所述的飞机强度测试用飞机翼面静力与振动联合加载系统，其特征在于，所述安装件（10）包括呈网格状分布于所述联合加载框架（1）前后两侧侧壁且与外部连通的调节滑动口（12）、可在所述调节滑动口（12）内移动的工形调节安装件（13），所述工形调节安装件（13）包括垂直贯穿调节滑动口（12）的移动调节主杆（130）、对称分布于联合加载框架（1）前后两侧且分别与所述移动调节主杆（130）两端连接的调节安装板（131），调节滑动口（12）内壁均匀设有多个插接口（120），移动调节主杆（130）侧壁上设有一一对应插接至所述插接口（120）内的电动伸缩插杆（132），所述静力加载组件（2）和振动加载组件（3）与位于联合加载框架（1）前侧的调节安装板（131）连接，位于联合加载框架（1）后侧的调节安装板（131）通过外部驱动设备移动。

3.根据权利要求2所述的飞机强度测试用飞机翼面静力与振动联合加载系统，其特征在于，所述联合加载框架（1）后侧壁设有金属片（14），位于联合加载框架（1）后侧的调节安装板（131）侧壁设有与所述金属片（14）相对分布的电磁吸盘（15）。

4.根据权利要求1所述的飞机强度测试用飞机翼面静力与振动联合加载系统，其特征在于，所述激振杆（311）与安装座（310）之间以及激振杆（311）与负压吸盘（32）之间均通过关节轴承（312）连接。

5.根据权利要求1所述的飞机强度测试用飞机翼面静力与振动联合加载系统，其特征在于，所述弹性固定装置（300）包括与安装件（10）连接的固定连接框（301）、位于所述固定连接框（301）上端且四角处分别与固定连接框（301）通过阻尼支杆（302）连接的移动连接框（303）、设于所述移动连接框（303）与固定连接框（301）之间的多个空气弹簧（304），所述激振台（30）固定安装于移动连接框（303）侧壁上。

6.根据权利要求5所述的飞机强度测试用飞机翼面静力与振动联合加载系统，其特征在于，所述移动连接框（303）侧面设有安装槽（305），所述安装槽（305）内设有卡接件（33），所述卡接件（33）包括底端贯穿所述安装槽（305）侧壁并延伸至安装槽（305）内部的调节螺栓（330）、设于所述调节螺栓（330）位于安装槽（305）内部一端的端面上的抵接块（331），各个所述抵接块（331）表面设有防滑软垫（332）。

7.根据权利要求1所述的飞机强度测试用飞机翼面静力与振动联合加载系统，其特征在于，所述负压吸盘（32）包括与激振杆（311）连接的安装部（320）、一侧插接于所述安装部（320）内并与外部负压源连接且外部套设有褶皱软套（3210）的负压弹性管（321）、卡接在所述负压弹性管（321）另一侧的负压吸盘主体（322），所述负压吸盘主体（322）侧壁安装有负压吸板（323），所述负压吸板（323）上沿圆心由内至外设有半径依次增大的多个软胶密封圈（324），每个所述软胶密封圈（324）上均匀设有多个负压孔（3240）。

8.根据权利要求7所述的飞机强度测试用飞机翼面静力与振动联合加载系统，其特征在于，位于同一所述软胶密封圈（324）上的负压孔（3240）的孔径相等，且半径依次增大的各个软胶密封圈（324）上对应的负压孔（3240）的孔径也依次增大。

9.根据权利要求1-8任意一项所述的飞机强度测试用飞机翼面静力与振动联合加载系统的加载方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1、通过第一位移传感器（53）测得联合加载框架（1）与飞机翼面之间的垂直距离，并将联合加载框架（1）移动至设定位置处，通过安装件（10）调节静力加载组件（2）和振动加载组件（3）的在飞机翼面上的安装位置，具体调节过程为：通过外部驱动设备使位于联合加载框架（1）后侧的调节安装板（131）在调节滑动口（12）内滑动，同时，工形调节安装件（13）也会在调节滑动口（12）内滑动，当调节至需要安装的位置时，启动移动调节主杆（130）侧壁的电动伸缩插杆（132）并延伸，并插入安装位置处的对应插接口（120）内，完成整个工形调节安装件（13）的固定，然后，向电磁吸盘（15）通电，使电磁吸盘（15）与安装位置处的金属片（14）吸附，最后将静力加载组件（2）和振动加载组件（3）安装在对应的位于联合加载框架（1）前侧的调节安装板（131）上即可；

S2、对飞机翼面根部左右两侧同时进行静力加载试验，具体过程为：通过气路连接管将蓄压池（40）与第一加载气囊（20）连通，并为第一加载气囊（20）提供气源，利用两个第一加载气囊（20）将飞机翼面根部夹在中间，利用两个第一加载气囊（20）对飞机翼面根部两侧侧面进行静压力加载，同时，通过气压传感器（41）监测各个第一加载气囊（20）的加载与卸载，并控制第一加载气囊（20）的输入压力，完成飞机翼面根部的静力加载试验；

S3、对飞机翼面尖部左右两侧同时进行静力加载试验，具体过程为：通过气路连接管将蓄压池（40）与第二加载气囊（21）和加载气缸（22）连通，并为两者提供气源，通过相对分布的两个加载气缸（22）相向延伸，以此调节两个第二加载气囊（21）与飞机翼面尖端位置的距离，利用两个第二加载气囊（21）对飞机翼面尖部两侧侧面进行静压力加载，同时，通过气压传感器（41）监测各个第二加载气囊（21）的加载与卸载，并控制第二加载气囊（21）的输入压力，完成飞机翼面尖部的静力加载试验；

S4、对飞机翼面进行振动加载试验，具体过程为：通过激振杆（311）调节负压吸盘主体（322）与飞机翼面振动加载点的位置，并将负压吸盘主体（322）吸附在振动加载点，对飞机翼面进行振动载荷的加载，载荷大小通过激振杆（311）上的压力传感器（52）控制，振动载荷顺利加载后，观察第一加载气囊（20）和第二加载气囊（21）静力加载是否稳定，如稳定，振动载荷加载停止，进行整体静力与振动联合加载的后续调试。

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