CN114720169A - 飞机平面结构抗离散源撞击测试用复杂应力边界加载系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供了飞机平面结构抗离散源撞击测试用复杂应力边界加载系统，属于飞机测试技术领域。包括支撑框架、设于所述支撑框架上的拉压载荷加载组件以及剪切载荷加载组件，所述拉压载荷加载组件和剪切载荷加载组件分别与飞机平面结构连接；本发明的复杂应力边界加载系统在施加拉压载荷和剪切载荷时，操作简捷，便于控制，可保证载荷的准确加载，满足拉伸、压缩和剪切及其耦合载荷的加载，提高了加载精度和测试效率，且加载过程平稳、同步、均匀，满足平板测试件结构面内复杂预应力的精确、稳定、高效、持续加载的要求，具有广阔的应用前景。

Description

飞机平面结构抗离散源撞击测试用复杂应力边界加载系统

技术领域

本发明属于飞机测试技术领域，具体是飞机平面结构抗离散源撞击测试用复杂应力边界加载系统。

背景技术

对于飞机、高铁、汽车等平台，在实际工程应用中，其内部结构始终处于复杂载荷环境中。

以飞机为例，其蒙皮结构需要承受飞行过程中的气动力，同时可能面临冰雹、飞鸟、跑道碎石等外来离散源的撞击。因此，在评价飞机结构抗离散源冲击能力的实验中，有必要考虑真实飞行环境带来的复杂预应力载荷的影响，这样得到的结论才更能体现出结构的真实承载能力。

目前，国内在考虑复杂预应力的结构抗冲击/热研究开展较少，且主要集中于数值分析研究。

在飞机测试领域中的相关测试研究方面，所采用的预应力加载测试系统一般仅能满足拉伸、压缩或者剪切的作用，极少考虑拉伸、压缩和剪切之间的耦合作用影响。同时，部分预应力加载系统通过调节螺栓预紧力控制载荷的大小，对于多螺栓连接的测试件，该系统调节过程繁琐、测试效率低且加载精度差，无法满足飞机测试中复杂预应力的加载需求。

发明内容

针对上述存在的问题，本发明提供了飞机平面结构抗离散源撞击测试用复杂应力边界加载系统。

本发明的技术方案是：飞机平面结构抗离散源撞击测试用复杂应力边界加载系统，包括支撑框架、设于所述支撑框架上的拉压载荷加载组件以及剪切载荷加载组件，所述拉压载荷加载组件和剪切载荷加载组件分别与飞机平面结构连接，支撑框架为方框结构；

所述拉压载荷加载组件包括拉压加载杠杆、与所述拉压加载杠杆一端螺纹连接的拉压加载丝杠、一端通过第一连接套与所述拉压加载丝杠外壁螺纹连接且另一端设有第一拉压测力臂的第一拉压加载臂、一端与所述拉压加载杠杆铰接且另一端设有第二拉压测力臂的第二拉压加载臂、设于所述第一拉压加载臂和第二拉压加载臂末端的两个夹持连接头，两个所述夹持连接头与所述飞机平面结构上下两端连接；

所述剪切载荷加载组件包括剪切加载杠杆、与所述剪切加载杠杆一端螺纹连接的剪切加载丝杠、一端通过第二连接套与所述剪切加载丝杠外壁螺纹连接且另一端设有第一剪切测力臂的第一剪切加载臂、一端与所述剪切加载杠杆铰接且另一端设有第二剪切测力臂的第二剪切加载臂、设于所述第一剪切加载臂和第二剪切加载臂末端的L型连接头、分别通过第一销钉与所述飞机平面结构左右两侧连接的两个第三剪切加载臂，所述L型连接头的水平段通过第二销钉与飞机平面结构上下两端连接；

拉压加载杠杆、拉压加载丝杠、第一拉压加载臂、第二拉压加载臂、剪切加载杠杆、剪切加载丝杠、第一剪切加载臂以及第二剪切加载臂均通过第三销钉安装在支撑框架上。

进一步地，所述支撑框架底部通过支撑柱连接有支撑座，所述支撑座底部设有多个具有自锁功能的移动滑轮，通过设置移动滑轮，方便对复杂应力边界加载系统进行整体移动，同时，由于移动滑轮具有自锁功能，使复杂应力边界加载系统不易滑动，满足使用要求。

进一步地，所述第一拉压测力臂和第二拉压测力臂上分别设有拉压载荷加载测力计，所述第一剪切测力臂和第二剪切测力臂上分别设有剪切载荷加载测力计，拉压载荷加载测力计和剪切载荷加载测力计具备电子数显功能，能够直接读取所施加的载荷数值大小，从而对施加的载荷起到约束作用，避免施加载荷过大，使相关部件发生扭转，保证飞机平面结构的拉压载荷、剪切载荷位于飞机平面结构所在平面，提高抗离散源撞击测试的精准度。

进一步地，还包括载荷支撑组件，所述载荷支撑组件包括沿水平方向设于所述支撑框架内并与支撑框架侧壁连接的两个垂向载荷支杆、垂直设于两个所述垂向载荷支杆之间的两个侧向载荷支杆，且每个垂向载荷支杆上设有第一加载防扭孔，所述第一拉压测力臂外壁与位于上端的垂向载荷支杆通过对应的第一加载防扭孔卡接，所述第二拉压测力臂外壁与位于下端的垂向载荷支杆通过对应的第一加载防扭孔卡接，侧向载荷支杆上设有第二加载防扭孔，所述第一剪切测力臂外壁与位于右侧的侧向载荷支杆通过对应的第二加载防扭孔卡接，所述第二剪切测力臂外壁与位于左侧的侧向载荷支杆通过对应的第二加载防扭孔卡接，通过上述卡接的方式，可在预应力加载过程中，实现对第一拉压测力臂、第二拉压测力臂、第一剪切测力臂以及第二剪切测力臂的有效约束，防止发生扭转，保证对飞机平面结构施加的拉压载荷、剪切载荷位于飞机平面结构所在平面，不会因部件相关扭转而产生影响测试结果的有害变形。

更进一步地，每个所述垂向载荷支杆中心处前后两侧均设有载荷加载平衡片，且位于垂向载荷支杆前后两侧的所述载荷加载平衡片均与飞机平面结构连接。

进一步地，所述夹持连接头包括底端设有安装凹口的安装盘、水平设于所述安装凹口内且左右两侧与安装凹口内壁滑动连接的位置调节板、设于所述位置调节板底端且为飞机平面结构上下两端施加拉压载荷的抵接板、设于位置调节板与安装凹口之间的液压缸，安装盘与第一拉压加载臂和第二拉压加载臂底端连接，通过液压缸驱动位置调节板在安装凹口内上下移动，抵接板也同步移动，达到调节抵接板之间距离的目的，从而对飞机平面结构上下两端施加拉压载荷，由于位置调节板与安装凹口内壁滑动连接，可增加抵接板的安装稳定性。

更进一步地，所述安装盘与第一拉压加载臂和第二拉压加载臂底端连接处均设有加固套环，所述加固套环包括套设于第一拉压加载臂和第二拉压加载臂外壁的第一加固子套环、设于安装盘外壁的第二加固子套环、沿周向设于所述第一加固子套环和第二加固子套环之间的多个加固杆，且相邻两个加固杆之间设有连接杆，通过加固套环的设置，增加安装盘与第一拉压加载臂和第二拉压加载臂连接的牢靠性。

进一步地，所述拉压加载丝杠上设有用于旋拧操作的第一旋拧把手，所述剪切加载丝杠上设有用于旋拧操作的第二旋拧把手，方便旋拧拉压加载丝杠来粗调拉压载荷加载组件和剪切载荷加载组件距飞机平面结构侧壁的距离，从而达到施加拉压载荷和剪切载荷的目的。

更进一步地，所述第一旋拧把手和第二旋拧把手上均设有防滑橡胶，避免打滑，方便操作。

上述飞机平面结构抗离散源撞击测试用复杂应力边界加载系统的加载方法，包括以下步骤：

S1、测试前，通过移动滑轮将复杂应力边界加载系统移动至需要的位置，并将移动滑轮锁死；

S2、通过旋拧第一旋拧把手使拉压加载丝杠转动，同时，第一拉压加载臂和第二拉压加载臂相向移动，使夹持连接头对称分布于飞机平面结构上下两端，然后，通过液压缸驱动两个位置调节板在安装凹口内相向移动，抵接板也同步移动，直至与飞机平面结构上下两端卡接，当继续旋拧第一旋拧把手时，第一拉压加载臂和第二拉压加载臂会通过两个抵接板向飞机平面结构上下两端施加拉压载荷，且施加拉压载荷的轴线通过飞机平面结构的中心，同时，通过拉压载荷加载测力计显示施加的拉压载荷的数值大小；

S3、将两个第三剪切加载臂通过第一销钉与所述飞机平面结构左右两侧连接，通过旋拧第二旋拧把手使剪切加载丝杠转动，同时，第一剪切加载臂和第二剪切加载臂相向移动，使夹持连接头对称分布于飞机平面结构左右两侧，然后，通过液压缸驱动两个位置调节板在安装凹口内相向移动，抵接板也同步移动，直至与飞机平面结构左右两侧卡接，当继续旋拧第二旋拧把手时，第一剪切加载臂和第二剪切加载臂会通过第三剪切加载臂和L型连接头向飞机平面结构左右两侧施加剪切载荷，且施加剪切载荷的轴线通过飞机平面结构的中心，同时，通过剪切载荷加载测力计显示施加的剪切载荷的数值大小；

S4、第一剪切加载臂和第二剪切加载臂通过第三剪切加载臂和L型连接头向飞机平面结构左右两侧施加剪切载荷的具体过程为：两个L型连接头将施加的剪切载荷通过对应的第二销钉作用在飞机平面结构上下两端，产生沿飞机平面结构上下两端方向的剪切力，第三剪切加载臂通过两个第一销钉将施加的剪切载荷作用在飞机平面结构左右两侧，产生沿飞机平面结构左右两侧方向的剪切力，以此在飞机平面结构的各边产生平衡剪切载荷，实现对飞机平面结构剪切载荷的加载；

S5、当需要同时对飞机平面结构施加拉压载荷和剪切载荷时，将步骤S2和步骤S3同时进行即可。

相对于现有技术，本发明的有益效果是：

（1）本发明的复杂应力边界加载系统在施加拉压载荷和剪切载荷时，操作简捷，便于控制，可保证载荷的准确加载，满足拉伸、压缩和剪切及其耦合载荷的加载，提高了加载精度和测试效率，且加载过程平稳、同步、均匀，满足平板测试件结构面内复杂预应力的精确、稳定、高效、持续加载的要求，具有广阔的应用前景；

（2）本发明在施加拉压载荷和剪切载荷时，通过具备数显功能的拉压载荷加载测力计和剪切载荷加载测力计，能够直接读取所施加的载荷数值大小，从而对施加的载荷起到约束作用，避免施加载荷时，使相关部件发生扭转，保证飞机平面结构的拉压载荷、剪切载荷位于飞机平面结构所在平面，提高抗离散源撞击测试的精准度；

（3）本发明通过载荷支撑组件对第一拉压测力臂、第二拉压测力臂、第一剪切测力臂以及第二剪切测力臂进行有效约束，防止发生扭转，保证对飞机平面结构施加的拉压载荷、剪切载荷位于飞机平面结构所在平面，不会因部件相关扭转而产生影响测试结果的有害变形；

（4）本发明通过旋拧拉压加载丝杠和剪切加载丝杠的方式对拉压载荷加载组件和剪切载荷加载组件与飞机平面结构之间的距离进行粗调，通过液压缸驱动位置调节板在安装凹口内上下移动的方式对拉压载荷加载组件和剪切载荷加载组件与飞机平面结构之间的距离进行细调，提高加载精度和测试效率。

附图说明

图1是本发明的整体外部结构示意图；

图2是本发明的整体内部结构示意图；

图3是本发明的载荷支撑组件的结构示意图；

图4是本发明的拉压载荷加载组件和剪切载荷加载组件与飞机平面结构连接示意图；

图5是本发明的夹持连接头于第一拉压加载臂的连接示意图；

其中，1-支撑框架、10-支撑柱、11-支撑座、12-移动滑轮、2-拉压载荷加载组件、20-拉压加载杠杆、21-拉压加载丝杠、210-第一旋拧把手、211-防滑橡胶、22-第一拉压加载臂、220-第一连接套、221-第一拉压测力臂、23-第二拉压加载臂、230-第二拉压测力臂、24-夹持连接头、240-安装盘、2400-安装凹口、241-位置调节板、242-抵接板、243-液压缸、244-加固套环、2440-第一加固子套环、2441-第二加固子套环、2442-加固杆、2443-连接杆、25-拉压载荷加载测力计、3-剪切载荷加载组件、30-剪切加载杠杆、31-剪切加载丝杠、310-第二旋拧把手、32-第一剪切加载臂、320-第二连接套、321-第一剪切测力臂、33-第二剪切加载臂、330-第二剪切测力臂、34-L型连接头、340-第二销钉、35-第三剪切加载臂、350-第一销钉、36-第三销钉、37-剪切载荷加载测力计、4-飞机平面结构、5-载荷支撑组件、50-垂向载荷支杆、500-第一加载防扭孔、501-载荷加载平衡片、51-侧向载荷支杆、510-第二加载防扭孔。

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、2、4所示，飞机平面结构抗离散源撞击测试用复杂应力边界加载系统，包括支撑框架1、设于支撑框架1上的拉压载荷加载组件2以及剪切载荷加载组件3，拉压载荷加载组件2和剪切载荷加载组件3分别与飞机平面结构4连接，支撑框架1为方框结构；

支撑框架1底部通过支撑柱10连接有支撑座11，支撑座11底部设有4个具有自锁功能的移动滑轮12；

拉压载荷加载组件2包括拉压加载杠杆20、与拉压加载杠杆20一端螺纹连接的拉压加载丝杠21、一端通过第一连接套220与拉压加载丝杠21外壁螺纹连接且另一端设有第一拉压测力臂221的第一拉压加载臂22、一端与拉压加载杠杆20铰接且另一端设有第二拉压测力臂230的第二拉压加载臂23、设于第一拉压加载臂22和第二拉压加载臂23末端的两个夹持连接头24，两个夹持连接头24与飞机平面结构4上下两端连接；

剪切载荷加载组件3包括剪切加载杠杆30、与剪切加载杠杆30一端螺纹连接的剪切加载丝杠31、一端通过第二连接套320与剪切加载丝杠31外壁螺纹连接且另一端设有第一剪切测力臂321的第一剪切加载臂32、一端与剪切加载杠杆30铰接且另一端设有第二剪切测力臂330的第二剪切加载臂33、设于第一剪切加载臂32和第二剪切加载臂33末端的L型连接头34、分别通过第一销钉350与飞机平面结构4左右两侧连接的两个第三剪切加载臂35，L型连接头34的水平段通过第二销钉340与飞机平面结构4上下两端连接；

拉压加载杠杆20、拉压加载丝杠21、第一拉压加载臂22、第二拉压加载臂23、剪切加载杠杆30、剪切加载丝杠31、第一剪切加载臂32以及第二剪切加载臂33均通过第三销钉36安装在支撑框架1上；

第一拉压测力臂221和第二拉压测力臂230上分别设有拉压载荷加载测力计25，第一剪切测力臂321和第二剪切测力臂330上分别设有剪切载荷加载测力计37；

如图5所示，夹持连接头24包括底端设有安装凹口2400的安装盘240、水平设于安装凹口2400内且左右两侧与安装凹口2400内壁滑动连接的位置调节板241、设于位置调节板241底端且为飞机平面结构4上下两端施加拉压载荷的抵接板242、设于位置调节板241与安装凹口2400之间的液压缸243，安装盘240与第一拉压加载臂22和第二拉压加载臂23底端连接；

安装盘240与第一拉压加载臂22和第二拉压加载臂23底端连接处均设有加固套环244，加固套环244包括套设于第一拉压加载臂22和第二拉压加载臂23外壁的第一加固子套环2440、设于安装盘240外壁的第二加固子套环2441、沿周向设于第一加固子套环2440和第二加固子套环2441之间的3个加固杆2442，且相邻两个加固杆2442之间设有连接杆2443；

拉压加载丝杠21上设有用于旋拧操作的第一旋拧把手210，剪切加载丝杠31上设有用于旋拧操作的第二旋拧把手310；

第一旋拧把手210和第二旋拧把手310上均设有防滑橡胶211。

实施例2

本实施例与实施例1不同之处在于：

如图3所示，还包括载荷支撑组件5，且载荷支撑组件5的结构为：

包括沿水平方向设于支撑框架1内并与支撑框架1侧壁连接的两个垂向载荷支杆50、垂直设于两个垂向载荷支杆50之间的两个侧向载荷支杆51，且每个垂向载荷支杆50上设有第一加载防扭孔500，第一拉压测力臂221外壁与位于上端的垂向载荷支杆50通过对应的第一加载防扭孔500卡接，第二拉压测力臂230外壁与位于下端的垂向载荷支杆50通过对应的第一加载防扭孔500卡接，侧向载荷支杆51上设有第二加载防扭孔510，第一剪切测力臂321外壁与位于右侧的侧向载荷支杆51通过对应的第二加载防扭孔510卡接，第二剪切测力臂330外壁与位于左侧的侧向载荷支杆51通过对应的第二加载防扭孔510卡接；

每个垂向载荷支杆50中心处前后两侧均设有载荷加载平衡片501，且位于垂向载荷支杆50前后两侧的载荷加载平衡片501均与飞机平面结构4连接。

实施例3

上述实施例1-2的飞机平面结构抗离散源撞击测试用复杂应力边界加载系统的加载方法，包括以下步骤：

S1、测试前，通过移动滑轮12将复杂应力边界加载系统移动至需要的位置，并将移动滑轮12锁死；

S2、通过旋拧第一旋拧把手210使拉压加载丝杠21转动，同时，第一拉压加载臂22和第二拉压加载臂23相向移动，使夹持连接头24对称分布于飞机平面结构4上下两端，然后，通过液压缸243驱动两个位置调节板241在安装凹口2400内相向移动，抵接板242也同步移动，直至与飞机平面结构4上下两端卡接，当继续旋拧第一旋拧把手210时，第一拉压加载臂22和第二拉压加载臂23会通过两个抵接板242向飞机平面结构4上下两端施加拉压载荷，且施加拉压载荷的轴线通过飞机平面结构4的中心，同时，通过拉压载荷加载测力计25显示施加的拉压载荷的数值大小；

S3、将两个第三剪切加载臂35通过第一销钉350与飞机平面结构4左右两侧连接，通过旋拧第二旋拧把手310使剪切加载丝杠31转动，同时，第一剪切加载臂32和第二剪切加载臂33相向移动，使夹持连接头24对称分布于飞机平面结构4左右两侧，然后，通过液压缸243驱动两个位置调节板241在安装凹口2400内相向移动，抵接板242也同步移动，直至与飞机平面结构4左右两侧卡接，当继续旋拧第二旋拧把手310时，第一剪切加载臂32和第二剪切加载臂33会通过第三剪切加载臂35和L型连接头34向飞机平面结构4左右两侧施加剪切载荷，且施加剪切载荷的轴线通过飞机平面结构4的中心，同时，通过剪切载荷加载测力计37显示施加的剪切载荷的数值大小；

S4、第一剪切加载臂32和第二剪切加载臂33通过第三剪切加载臂35和L型连接头34向飞机平面结构4左右两侧施加剪切载荷的具体过程为：两个L型连接头34将施加的剪切载荷通过对应的第二销钉340作用在飞机平面结构4上下两端，产生沿飞机平面结构4上下两端方向的剪切力，第三剪切加载臂35通过两个第一销钉350将施加的剪切载荷作用在飞机平面结构4左右两侧，产生沿飞机平面结构4左右两侧方向的剪切力，以此在飞机平面结构4的各边产生平衡剪切载荷，实现对飞机平面结构4剪切载荷的加载；

S5、当需要同时对飞机平面结构4施加拉压载荷和剪切载荷时，将步骤S2和步骤S3同时进行即可。

Claims (9)

1.飞机平面结构抗离散源撞击测试用复杂应力边界加载系统，其特征在于，包括支撑框架（1）、设于所述支撑框架（1）上的拉压载荷加载组件（2）以及剪切载荷加载组件（3），所述拉压载荷加载组件（2）和剪切载荷加载组件（3）分别与飞机平面结构（4）连接，支撑框架（1）为方框结构；

所述拉压载荷加载组件（2）包括拉压加载杠杆（20）、与所述拉压加载杠杆（20）一端螺纹连接的拉压加载丝杠（21）、一端通过第一连接套（220）与所述拉压加载丝杠（21）外壁螺纹连接且另一端设有第一拉压测力臂（221）的第一拉压加载臂（22）、一端与所述拉压加载杠杆（20）铰接且另一端设有第二拉压测力臂（230）的第二拉压加载臂（23）、设于所述第一拉压加载臂（22）和第二拉压加载臂（23）末端的两个夹持连接头（24），两个所述夹持连接头（24）与所述飞机平面结构（4）上下两端连接；

所述剪切载荷加载组件（3）包括剪切加载杠杆（30）、与所述剪切加载杠杆（30）一端螺纹连接的剪切加载丝杠（31）、一端通过第二连接套（320）与所述剪切加载丝杠（31）外壁螺纹连接且另一端设有第一剪切测力臂（321）的第一剪切加载臂（32）、一端与所述剪切加载杠杆（30）铰接且另一端设有第二剪切测力臂（330）的第二剪切加载臂（33）、设于所述第一剪切加载臂（32）和第二剪切加载臂（33）末端的L型连接头（34）、分别通过第一销钉（350）与所述飞机平面结构（4）左右两侧连接的两个第三剪切加载臂（35），所述L型连接头（34）的水平段通过第二销钉（340）与飞机平面结构（4）上下两端连接；

拉压加载杠杆（20）、拉压加载丝杠（21）、第一拉压加载臂（22）、第二拉压加载臂（23）、剪切加载杠杆（30）、剪切加载丝杠（31）、第一剪切加载臂（32）以及第二剪切加载臂（33）均通过第三销钉（36）安装在支撑框架（1）上。

2.根据权利要求1所述的飞机平面结构抗离散源撞击测试用复杂应力边界加载系统，其特征在于，所述支撑框架（1）底部通过支撑柱（10）连接有支撑座（11），所述支撑座（11）底部设有多个具有自锁功能的移动滑轮（12）。

3.根据权利要求1所述的飞机平面结构抗离散源撞击测试用复杂应力边界加载系统，其特征在于，所述第一拉压测力臂（221）和第二拉压测力臂（230）上分别设有拉压载荷加载测力计（25），所述第一剪切测力臂（321）和第二剪切测力臂（330）上分别设有剪切载荷加载测力计（37）。

4.根据权利要求1所述的飞机平面结构抗离散源撞击测试用复杂应力边界加载系统，其特征在于，还包括载荷支撑组件（5），所述载荷支撑组件（5）包括沿水平方向设于所述支撑框架（1）内并与支撑框架（1）侧壁连接的两个垂向载荷支杆（50）、垂直设于两个所述垂向载荷支杆（50）之间的两个侧向载荷支杆（51），且每个垂向载荷支杆（50）上设有第一加载防扭孔（500），所述第一拉压测力臂（221）外壁与位于上端的垂向载荷支杆（50）通过对应的第一加载防扭孔（500）卡接，所述第二拉压测力臂（230）外壁与位于下端的垂向载荷支杆（50）通过对应的第一加载防扭孔（500）卡接，侧向载荷支杆（51）上设有第二加载防扭孔（510），所述第一剪切测力臂（321）外壁与位于右侧的侧向载荷支杆（51）通过对应的第二加载防扭孔（510）卡接，所述第二剪切测力臂（330）外壁与位于左侧的侧向载荷支杆（51）通过对应的第二加载防扭孔（510）卡接。

5.根据权利要求4所述的飞机平面结构抗离散源撞击测试用复杂应力边界加载系统，其特征在于，每个所述垂向载荷支杆（50）中心处前后两侧均设有载荷加载平衡片（501），且位于垂向载荷支杆（50）前后两侧的所述载荷加载平衡片（501）均与飞机平面结构（4）连接。

6.根据权利要求1所述的飞机平面结构抗离散源撞击测试用复杂应力边界加载系统，其特征在于，所述夹持连接头（24）包括底端设有安装凹口（2400）的安装盘（240）、水平设于所述安装凹口（2400）内且左右两侧与安装凹口（2400）内壁滑动连接的位置调节板（241）、设于所述位置调节板（241）底端且为飞机平面结构（4）上下两端施加拉压载荷的抵接板（242）、设于位置调节板（241）与安装凹口（2400）之间的液压缸（243），安装盘（240）与第一拉压加载臂（22）和第二拉压加载臂（23）底端连接。

7.根据权利要求6所述的飞机平面结构抗离散源撞击测试用复杂应力边界加载系统，其特征在于，所述安装盘（240）与第一拉压加载臂（22）和第二拉压加载臂（23）底端连接处均设有加固套环（244），所述加固套环（244）包括套设于第一拉压加载臂（22）和第二拉压加载臂（23）外壁的第一加固子套环（2440）、设于安装盘（240）外壁的第二加固子套环（2441）、沿周向设于所述第一加固子套环（2440）和第二加固子套环（2441）之间的多个加固杆（2442），且相邻两个加固杆（2442）之间设有连接杆（2443）。

8.根据权利要求1所述的飞机平面结构抗离散源撞击测试用复杂应力边界加载系统，其特征在于，所述拉压加载丝杠（21）上设有用于旋拧操作的第一旋拧把手（210），所述剪切加载丝杠（31）上设有用于旋拧操作的第二旋拧把手（310）。

9.根据权利要求8所述的飞机平面结构抗离散源撞击测试用复杂应力边界加载系统，其特征在于，所述第一旋拧把手（210）和第二旋拧把手（310）上均设有防滑橡胶（211）。

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