CN114705473B - 飞机振动叠加疲劳强度测试系统及其低刚度载荷施加方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了飞机振动叠加疲劳强度测试系统及其低刚度载荷施加方法，属于飞机测试技术领域，飞机振动叠加疲劳强度测试系统，包括用于放置飞机试件的振动台、用于施加静载荷的主砝码以及用于调节静载荷的作动筒。低刚度载荷施加方法，包括以下步骤：S1、准备工作；S2、静载荷施加；S3、动载荷施加。本发明的飞机振动叠加疲劳强度测试系统采用了橡皮绳结合作动筒的整体结构，并基于该系统提出了低刚度疲劳载荷施加方法，只需根据疲劳载荷的需要采用合适刚度的橡皮绳和合适参数的作动筒，通过简单的控制方法即可实现一定频率的疲劳载荷加载，具有广阔的应用前景。

Description

飞机振动叠加疲劳强度测试系统及其低刚度载荷施加方法

技术领域

本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及飞机振动叠加疲劳强度测试系统及其低刚度载荷施加方法。

背景技术

在飞机飞行过程中，经常需要承受多种复杂载荷的同时作用。从力学角度分析，主要包含振动冲击等动载荷和静力疲劳等静载荷。为了尽可能真实地在实验室环境中模拟飞机在空中的载荷环境，在飞机地面强度实验中经常需要同时施加上述两类载荷。而载荷施加是飞机地面强度实验的关键环节之一，能否正确施加载荷直接影响飞机地面强度实验结论的可信性。故在飞机地面强度实验中的载荷施加方法对飞机载荷强度研究具有重大意义，若能解耦两种加载方式并保证各自的加载精度，就能更精确地考核飞机试验件的结构强度和环境适应性，提高飞机的安全性和可靠性水平。

目前，飞机地面强度测试试验中，例如振动叠加疲劳试验，在振动环境中施加静力或疲劳载荷主要通过橡皮绳连接砝码或作动筒加载两种方法。橡皮绳连接砝码方法利用橡皮绳的伸长量在特定范围内的几何非线性来解耦振动运动方向与加载方向，从而避免砝码运动产生的惯性力的影响。其缺点是改变静力载荷只能通过砝码，无法快速改变载荷从而实现一定频率的疲劳载荷加载；作动筒通过加载杆与试验件直接连接，当试验件在振动载荷的作用下往复运动时，需要通过单独的控制算法来实现加载杆的随动功能，从而避免往复运动的影响，实现静力或疲劳加载。其缺点是需要单独开发伺服控制或迭代控制算法，技术路径复杂且成本高，最终控制的效果亦受到多方面条件的影响。

发明内容

针对上述存在的问题，本发明提供了飞机振动叠加疲劳强度测试系统及其低刚度载荷施加方法。

本发明的技术方案是：

飞机振动叠加疲劳强度测试系统，包括用于放置飞机试件的振动台、用于施加静载荷的主砝码以及用于调节静载荷的作动筒；

所述主砝码顶部设有第一钢丝绳，所述第一钢丝绳绕过第一定滑轮后末端设有第一钢环，所述第一钢环连接有橡皮绳，所述橡皮绳另一端连接有第二钢环，所述第二钢环通过一根第二钢丝绳与所述振动台上方放置的飞机试件连接，第二钢环还通过一根第三钢丝绳与所述作动筒顶部连接，所述第三钢丝绳依次绕过第二定滑轮和第三定滑轮；

所述主砝码外部设有用于对其进行低刚度限位的限位筒。

进一步地，第二定滑轮底部与所述第二钢环保持水平，所述第三定滑轮与第二定滑轮之间的所述第三钢丝绳与振动台保持垂直。确保作动筒能够将主砝码上的重量全部吸收，从而使第二钢丝绳能够完全松弛。

进一步地，所述限位筒侧壁设有若干个支撑杆，所述主砝码为矩形体设置，主砝码顶部设有凹槽，所述凹槽内中部设有连接柱，所述连接柱与所述第一钢丝绳连接。能够使第一钢丝绳与主砝码连接牢固，并且在主砝码添加加重砝码或进行倾斜减重时亦能够保持良好的连接。

更进一步地，所述主砝码对应所述凹槽延伸方向的两侧面底部设有转轴，所述转轴外侧转动连接设有弹簧杆，所述弹簧杆末端通过一个万向轮与所述限位筒的内壁滑动连接。通过弹簧杆和万向轮的设置能够使主砝码在上下移动的过程中始终保持直上直下，避免因主砝码晃动而造成能量损失，从而影响最终的实验结果。

优选地，所述限位筒与所述凹槽延伸方向相对应的一侧内壁设有电液推杆，所述电液推杆背面设有一个滚轮，所述滚轮与限位筒内壁设有的第一滑槽滑动连接，滚轮两侧的电液推杆背面对称各设有一个L型杆，所述L型杆与限位筒内壁设有的第二滑槽滑动连接，电液推杆的伸缩臂末端设有挂钩，所述挂钩与主砝码侧壁上设有的挂耳活动连接。通过电液推杆的设置能够拉动主砝码从而使主砝码倾斜一定角度，将主砝码一部分重量分担，这样可以实现对主砝码的快速减重，避免了频繁更换不同重量的主砝码。

优选地，所述限位筒底部设有用于输送加重砝码的升降电机和升降盘，所述升降盘侧壁设有限位杆，所述限位杆与限位筒内壁设有的限位槽滑动连接，所述限位槽与所述第一滑槽位置相对，升降盘底部中心处与升降电机的输出端连接，升降盘上表面设有用于放置所述加重砝码的嵌槽，加重砝码顶部中心处设有螺纹接头，主砝码底部中心处设有与所述螺纹接头对接的螺纹槽，升降盘上表面一侧设有直齿轮，所述直齿轮与所述加重砝码外壁设有的条形槽啮合连接，直齿轮通过位于升降盘内部的驱动电机驱动转动，升降盘的外径小于限位筒的内径，限位筒外壁开设有若干观察窗。通过升降电机和升降盘的设置能够快速将加重砝码与主砝码底部对接，从而实现了对主砝码的快速增重，避免了频繁更换不同重量的主砝码。

进一步地，所述橡皮绳为1根或多根。根据不同重量的主砝码，可以通过减少或增加橡皮绳的数量实现橡皮绳伸长量的调节，避免了频繁更换橡皮绳。

本发明还公开了上述飞机振动叠加疲劳强度测试系统的低刚度载荷施加方法，包括以下步骤：

S1、准备工作：

S1-1：确定静载荷的施加方向，将所述第一钢丝绳与飞机试件连接，第一钢丝绳沿静载荷施加方向延伸；

S1-2：确定静载荷的施加量，根据施加量的大小调节所述主砝码的重量，并选用合适刚度的橡皮绳，主砝码全部重量作用在橡皮绳上时，橡皮绳的伸长量为原长度的125-135%；

S1-3：确定静载荷的施加频率，根据施加频率的大小调节所述作动筒的作动力大小、加载频率和位移；

S2、静载荷施加：当所述作动筒未运动时，所述第三钢丝绳为不受拉力状态，所述主砝码的重量由所述第一钢丝绳、第二钢丝绳和橡皮绳全部承担，飞机试验件承受拉力，此时为位移上限控制点，保持的时间为静载荷的保载时间；

当作动筒向下运动时，第三钢丝绳拉拽所述第二钢环，使第二钢丝绳逐渐松弛，直至作动筒运动至设定位移的最下方时，第二钢丝绳完全松弛，主砝码的重量由第三钢丝绳和作动筒承担，飞机试验件不受拉力的作用，此时为位移下限控制点，保持的时间为静载荷的空载时间；

当作动筒向上运动时，第二钢丝绳逐渐紧绷，直至作动筒运动至设定位移的最上方时，重新回到位移上限控制点，完成一组静载荷施加并开始下一组静载荷施加，依次循环；

S3、动载荷施加：动载荷的施加与步骤S2静载荷施加同步进行，通过所述振动台以基础激励的形式施加在飞机试件上。

更进一步地，所述步骤S3中动载荷的振动类型为正弦振动或随机振动。可以根据实验需求选择合适的动载荷频率进行施加。

本发明的有益效果是：

（1）本发明的飞机振动叠加疲劳强度测试系统采用了橡皮绳结合作动筒的整体结构，并基于该系统提出了低刚度疲劳载荷施加方法，只需根据疲劳载荷的需要采用合适刚度的橡皮绳和合适参数的作动筒，通过简单的控制方法即可实现一定频率的疲劳载荷加载，无需复杂的随动控制算法，经试验验证具有高度的便捷性与可行性，可以广泛应用于航空航天及兵器装备的结构件地面动强度试验中，具有广阔的应用前景；

（2）本发明的飞机振动叠加疲劳强度测试系统中通过限位筒的设置以及对主砝码的改进，能够使主砝码在上下移动的过程中始终保持直上直下，避免因主砝码晃动而造成能量损失，保证了实验结果的准确性；

（3）本发明的飞机振动叠加疲劳强度测试系统中通过电液推杆的设置能够拉动主砝码从而使主砝码倾斜一定角度，将主砝码一部分重量分担，这样可以实现对主砝码的快速减重，避免了频繁更换不同重量的主砝码；

（4）本发明的飞机振动叠加疲劳强度测试系统中通过升降电机和升降盘的设置能够快速将加重砝码与主砝码底部对接，从而实现了对主砝码的快速增重，避免了频繁更换不同重量的主砝码。

附图说明

图1是本发明实施例1中的飞机振动叠加疲劳强度测试系统结构示意图；

图2是本发明实施例2中的飞机振动叠加疲劳强度测试系统结构示意图；

图3是本发明实施例2中的飞机振动叠加疲劳强度测试系统主砝码的结构示意图；

图4是本发明实施例2中的飞机振动叠加疲劳强度测试系统限位筒结构示意图；

图5是本发明实施例2中的飞机振动叠加疲劳强度测试系统加重砝码及升降盘结构示意图；

图6是本发明实施例2中的飞机振动叠加疲劳强度测试系统主砝码和加重砝码对接结构示意图；

图7是本发明实施例3中的飞机振动叠加疲劳强度测试系统的低刚度疲劳载荷施加方法流程图；

图8是本发明实验例中的振动叠加疲劳实验中的时域静、动载荷示意图。

其中，1-振动台，2-主砝码，21-凹槽，22-连接柱，23-转轴，24-弹簧杆，25-万向轮，26-挂耳，27-螺纹槽，3-作动筒，4-第一钢丝绳，41-第一定滑轮，42-第一钢环，5-橡皮绳，51-第二钢环，52-第二钢丝绳，6-第三钢丝绳，61-第二定滑轮，62-第三定滑轮，7-限位筒，71-第一滑槽，72-第二滑槽，73-限位槽，74-观察窗，75-支撑杆，8-电液推杆，81-滚轮，82-L型杆，83-伸缩臂，84-挂钩，9-加重砝码，91-升降电机，92-升降盘，93-限位杆，94-嵌槽，95-螺纹接头，96-直齿轮，97-条形槽，98-驱动电机。

具体实施方式

实施例1

如图1所示，飞机振动叠加疲劳强度测试系统，包括用于放置飞机试件的振动台1、用于施加静载荷的主砝码2以及用于调节静载荷的作动筒3，作动筒3为市售航空航天行业用作动筒；

主砝码2顶部设有第一钢丝绳4，第一钢丝绳4绕过第一定滑轮41后末端设有第一钢环42，第一钢环42连接有1根橡皮绳5，橡皮绳5另一端连接有第二钢环51，第二钢环51通过一根第二钢丝绳52与振动台1上方放置的飞机试件连接，第二钢环51还通过一根第三钢丝绳6与作动筒3顶部连接，第三钢丝绳6依次绕过第二定滑轮61和第三定滑轮62，第二定滑轮61底部与第二钢环51保持水平，第三定滑轮62与第二定滑轮61之间的第三钢丝绳6与振动台1保持垂直。

实施例2

如图2所示，飞机振动叠加疲劳强度测试系统，包括用于放置飞机试件的振动台1、用于施加静载荷的主砝码2以及用于调节静载荷的作动筒3；

主砝码2顶部设有第一钢丝绳4，第一钢丝绳4绕过第一定滑轮41后末端设有第一钢环42，第一钢环42连接有3根橡皮绳5，橡皮绳5另一端连接有第二钢环51，第二钢环51通过一根第二钢丝绳52与振动台1上方放置的飞机试件连接，第二钢环51还通过一根第三钢丝绳6与作动筒3顶部连接，第三钢丝绳6依次绕过第二定滑轮61和第三定滑轮62，第二定滑轮61底部与第二钢环51保持水平，第三定滑轮62与第二定滑轮61之间的第三钢丝绳6与振动台1保持垂直；

如图2-4所示，主砝码2外部设有用于对其进行低刚度限位的限位筒7，限位筒7侧壁设有若干个支撑杆75，主砝码2为矩形体设置，主砝码2顶部设有凹槽21，凹槽21内中部设有连接柱22，连接柱22与第一钢丝绳4连接，主砝码2对应凹槽21延伸方向的两侧面底部设有转轴23，转轴23外侧转动连接设有弹簧杆24，弹簧杆24末端通过一个万向轮25与限位筒7的内壁滑动连接，限位筒7与凹槽21延伸方向相对应的一侧内壁设有电液推杆8，电液推杆8背面设有一个滚轮81，滚轮81与限位筒7内壁设有的第一滑槽71滑动连接，滚轮81两侧的电液推杆8背面对称各设有一个L型杆82，L型杆82与限位筒7内壁设有的第二滑槽72滑动连接，电液推杆8的伸缩臂83末端设有挂钩84，挂钩84与主砝码2侧壁上设有的挂耳26活动连接；

如图5、6所示，限位筒7底部设有用于输送加重砝码9的升降电机91和升降盘92，升降盘92侧壁设有限位杆93，限位杆93与限位筒7内壁设有的限位槽73滑动连接，限位槽73与第一滑槽71位置相对，升降盘92底部中心处与升降电机91的输出端连接，升降盘92上表面设有用于放置加重砝码9的嵌槽94，加重砝码9顶部中心处设有螺纹接头95，主砝码2底部中心处设有与螺纹接头95对接的螺纹槽27，升降盘92上表面一侧设有直齿轮96，直齿轮96与加重砝码9外壁设有的条形槽97啮合连接，直齿轮96通过位于升降盘92内部的驱动电机98驱动转动，升降盘92的外径小于限位筒7的内径，限位筒7外壁开设有若干观察窗74，升降电机91和驱动电机98均为市售电机。

实施例3

本实施例是基于实施例1中的飞机振动叠加疲劳强度测试系统的低刚度载荷施加方法，如图7所示，包括以下步骤：

S1、准备工作：

S1-1：确定静载荷的施加方向，将第一钢丝绳4与飞机试件连接，第一钢丝绳4沿静载荷施加方向延伸；

S1-2：确定静载荷的施加量，根据施加量的大小调节主砝码2的重量，并选用合适刚度的橡皮绳5，主砝码2全部重量作用在橡皮绳5上时，橡皮绳5的伸长量为原长度的130%；

S1-3：确定静载荷的施加频率，根据施加频率的大小调节作动筒3的作动力大小、加载频率和位移；

S2、静载荷施加：当作动筒3未运动时，第三钢丝绳6为不受拉力状态，主砝码2的重量由第一钢丝绳4、第二钢丝绳52和橡皮绳5全部承担，飞机试验件承受拉力，此时为位移上限控制点，保持的时间为静载荷的保载时间；

当作动筒3向下运动时，第三钢丝绳6拉拽第二钢环51，使第二钢丝绳52逐渐松弛，直至作动筒3运动至设定位移的最下方时，第二钢丝绳52完全松弛，主砝码2的重量由第三钢丝绳6和作动筒3承担，飞机试验件不受拉力的作用，此时为位移下限控制点，保持的时间为静载荷的空载时间；

当作动筒3向上运动时，第二钢丝绳52逐渐紧绷，直至作动筒3运动至设定位移的最上方时，重新回到位移上限控制点，完成一组静载荷施加并开始下一组静载荷施加，依次循环；

S3、动载荷施加：动载荷的施加与步骤S2静载荷施加同步进行，通过振动台1以基础激励的形式施加在飞机试件上，动载荷的振动类型为正弦振动。

实施例4

本实施例与实施例3不同之处在于：

S1-2：确定静载荷的施加量，根据施加量的大小调节主砝码2的重量，并选用合适刚度的橡皮绳5，主砝码2全部重量作用在橡皮绳5上时，橡皮绳5的伸长量为原长度的125%；

步骤S3中动载荷的振动类型为随机振动，频率为20~2000Hz，功率谱密度为0.1g²/Hz。

实施例5

本实施例与实施例3不同之处在于：

S1-2：确定静载荷的施加量，根据施加量的大小调节主砝码2的重量，并选用合适刚度的橡皮绳5，主砝码2全部重量作用在橡皮绳5上时，橡皮绳5的伸长量为原长度的135%；

步骤S3中动载荷的振动类型为随机振动，频率为20~2000Hz，功率谱密度为0.1g²/Hz。

下面结合实施例2的飞机振动叠加疲劳强度测试系统和实施例3的低刚度载荷施加方法对限位筒7的工作原理进行说明：

当进行到步骤S2、静载荷施加时，作动筒3向上或向下移动带动主砝码2上移或下移，在弹簧杆24和万向轮25的共同作用下，主砝码2在上下移动的过程中始终保持直上直下，避免因主砝码2晃动而造成能量损失，保证了实验结果的准确性；

当完成一次实验后需要对主砝码2重量进行调整，新一轮实验中所需的主砝码2重量小于前一轮实验中的主砝码2，则开启电液推杆8使伸缩臂83通过挂钩84拉动挂耳26，从而使主砝码2倾斜一定角度，通过转轴23的转动使弹簧杆24和万向轮25依然能够保证主砝码2的稳定，此时电液推杆8保持固定从而分担一部分主砝码2的重量，使第一钢丝绳4受到的拉力减小，相应的减少一根橡皮绳5使减重后的主砝码2对剩余橡皮绳5的拉伸量依然保持在130%，开始下一轮实验；

当完成一次实验后需要对主砝码2重量进行调整，新一轮实验中所需的主砝码2重量大于前一轮实验中的主砝码2重量，则在升降盘92上表面的嵌槽94内放入需要增重的加重砝码9，开启升降电机91，使其带动升降盘92上升，直至螺纹接头95与螺纹槽27对接，此时开启驱动电机98使其带动直齿轮96转动，通过直齿轮96与条形槽97啮合转动带动加重砝码9转动，从而使螺纹接头95与螺纹槽27连接紧固，再通过升降电机91带动升降盘92下降，使直齿轮96与条形槽竖直脱离，完成对主砝码2的加重，相应的增加一根橡皮绳5使增重后的主砝码2对全部橡皮绳5的拉伸量依然保持在130%，开始下一轮实验。

实验例

以实施例3中的飞机振动叠加疲劳强度测试系统的低刚度载荷施加方法方法进行现场模拟实验，具体实验参数如下：

S1、准备工作：

S1-1：确定静载荷的施加方向为斜向上45°，将第一钢丝绳4与飞机试件连接，第一钢丝绳4沿静载荷施加方向延伸；

S1-2：确定静载荷的施加量为980N，根据施加量的大小调节主砝码2的重量为100kg，并选用合适刚度的橡皮绳5，橡皮绳直径50mm，长度400mm，主砝码2全部重量作用在橡皮绳5上时，橡皮绳5的伸长量为原长度的130%；

S1-3：确定静载荷的施加频率为0.04Hz，根据施加频率的大小调节作动筒3的作动力大小为1kN、作动筒3的加载频率为0.04Hz、作动筒3的位移为0.01m；

S2、静载荷施加：当作动筒3未运动时，第三钢丝绳6为不受拉力状态，主砝码2的重量由第一钢丝绳4、第二钢丝绳52和橡皮绳5全部承担，飞机试验件承受拉力，此时为位移上限控制点，即0m，保持的时间为静载荷的保载时间，为15s，如图8所示；

当作动筒3向下运动时，第三钢丝绳6拉拽第二钢环51，使第二钢丝绳52逐渐松弛，直至作动筒3运动至设定位移的最下方时，运动时间为2s，第二钢丝绳52完全松弛，主砝码2的重量由第三钢丝绳6和作动筒3承担，飞机试验件不受拉力的作用，此时为位移下限控制点，即-0.01m，保持的时间为静载荷的空载时间，为6s，如图8所示；

当作动筒3向上运动时，第二钢丝绳52逐渐紧绷，直至作动筒3运动至设定位移的最上方时，运动时间为2s，重新回到位移上限控制点，完成一组静载荷施加并开始下一组静载荷施加，依次循环；

S3、动载荷施加：动载荷的施加与步骤S2静载荷施加同步进行，通过振动台1以基础激励的形式施加在飞机试件上，动载荷的振动类型为正弦振动，频率为20Hz，幅值为1.5g。

Claims (7)

1.飞机振动叠加疲劳强度测试系统，其特征在于，包括用于放置飞机试件的振动台（1）、用于施加静载荷的主砝码（2）以及用于调节静载荷的作动筒（3）；

所述主砝码（2）顶部设有第一钢丝绳（4），所述第一钢丝绳（4）绕过第一定滑轮（41）后末端设有第一钢环（42），所述第一钢环（42）连接有橡皮绳（5），所述橡皮绳（5）另一端连接有第二钢环（51），所述第二钢环（51）通过一根第二钢丝绳（52）与所述振动台（1）上方放置的飞机试件连接，第二钢环（51）还通过一根第三钢丝绳（6）与所述作动筒（3）顶部连接，所述第三钢丝绳（6）依次绕过第二定滑轮（61）和第三定滑轮（62）；

所述主砝码（2）外部设有用于对其进行低刚度限位的限位筒（7），所述限位筒（7）侧壁设有若干个支撑杆（75），所述主砝码（2）为矩形体设置，主砝码（2）顶部设有凹槽（21），所述凹槽（21）内中部设有连接柱（22），所述连接柱（22）与所述第一钢丝绳（4）连接；

所述主砝码（2）对应所述凹槽（21）延伸方向的两侧面底部设有转轴（23），所述转轴（23）外侧转动连接设有弹簧杆（24），所述弹簧杆（24）末端通过一个万向轮（25）与所述限位筒（7）的内壁滑动连接。

2.根据权利要求1所述的飞机振动叠加疲劳强度测试系统，其特征在于，第二定滑轮（61）底部与所述第二钢环（51）保持水平，所述第三定滑轮（62）与第二定滑轮（61）之间的所述第三钢丝绳（6）与振动台（1）保持垂直。

3.根据权利要求1所述的飞机振动叠加疲劳强度测试系统，其特征在于，所述限位筒（7）与所述凹槽（21）延伸方向相对应的一侧内壁设有电液推杆（8），所述电液推杆（8）背面设有一个滚轮（81），所述滚轮（81）与限位筒（7）内壁设有的第一滑槽（71）滑动连接，滚轮（81）两侧的电液推杆（8）背面对称各设有一个L型杆（82），所述L型杆（82）与限位筒（7）内壁设有的第二滑槽（72）滑动连接，电液推杆（8）的伸缩臂（83）末端设有挂钩（84），所述挂钩（84）与主砝码（2）侧壁上设有的挂耳（26）活动连接。

4.根据权利要求3所述的飞机振动叠加疲劳强度测试系统，其特征在于，所述限位筒（7）底部设有用于输送加重砝码（9）的升降电机（91）和升降盘（92），所述升降盘（92）侧壁设有限位杆（93），所述限位杆（93）与限位筒（7）内壁设有的限位槽（73）滑动连接，所述限位槽（73）与所述第一滑槽（71）位置相对，升降盘（92）底部中心处与升降电机（91）的输出端连接，升降盘（92）上表面设有用于放置所述加重砝码（9）的嵌槽（94），加重砝码（9）顶部中心处设有螺纹接头（95），主砝码（2）底部中心处设有与所述螺纹接头（95）对接的螺纹槽（27），升降盘（92）上表面一侧设有直齿轮（96），所述直齿轮（96）与所述加重砝码（9）外壁设有的条形槽（97）啮合连接，直齿轮（96）通过位于升降盘（92）内部的驱动电机（98）驱动转动，升降盘（92）的外径小于限位筒（7）的内径，限位筒（7）外壁开设有若干观察窗（74）。

5.根据权利要求1所述的飞机振动叠加疲劳强度测试系统，其特征在于，所述橡皮绳（5）为1根或多根。

6.根据权利要求1-5任意一项所述的飞机振动叠加疲劳强度测试系统的低刚度载荷施加方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1、准备工作：

S1-1：确定静载荷的施加方向，将所述第一钢丝绳（4）与飞机试件连接，第一钢丝绳（4）沿静载荷施加方向延伸；

S1-2：确定静载荷的施加量，根据施加量的大小调节所述主砝码（2）的重量，并选用合适刚度的橡皮绳（5），主砝码（2）全部重量作用在橡皮绳（5）上时，橡皮绳（5）的伸长量为原长度的125-135%；

S1-3：确定静载荷的施加频率，根据施加频率的大小调节所述作动筒（3）的作动力大小、加载频率和位移；

S2、静载荷施加：当所述作动筒（3）未运动时，所述第三钢丝绳（6）为不受拉力状态，所述主砝码（2）的重量由所述第一钢丝绳（4）、第二钢丝绳（52）和橡皮绳（5）全部承担，飞机试验件承受拉力，此时为位移上限控制点，保持的时间为静载荷的保载时间；

当作动筒（3）向下运动时，第三钢丝绳（6）拉拽所述第二钢环（51），使第二钢丝绳（52）逐渐松弛，直至作动筒（3）运动至设定位移的最下方时，第二钢丝绳（52）完全松弛，主砝码（2）的重量由第三钢丝绳（6）和作动筒（3）承担，飞机试验件不受拉力的作用，此时为位移下限控制点，保持的时间为静载荷的空载时间；

当作动筒（3）向上运动时，第二钢丝绳（52）逐渐紧绷，直至作动筒（3）运动至设定位移的最上方时，重新回到位移上限控制点，完成一组静载荷施加并开始下一组静载荷施加，依次循环；

S3、动载荷施加：动载荷的施加与步骤S2静载荷施加同步进行，通过所述振动台（1）以基础激励的形式施加在飞机试件上。

7.根据权利要求6所述的飞机振动叠加疲劳强度测试系统的低刚度载荷施加方法，其特征在于，所述步骤S3中动载荷的振动类型为正弦振动或随机振动。

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