CN114778050A - 用于飞机振动叠加疲劳强度测试的疲劳载荷柔性施加系统 - Google Patents

用于飞机振动叠加疲劳强度测试的疲劳载荷柔性施加系统 Download PDF

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Abstract

本发明公开了用于飞机振动叠加疲劳强度测试的疲劳载荷柔性施加系统，属于飞机测试技术领域，施加系统包括试验台、支撑组件和连接组件；试验台上设有试验件，支撑组件包括内侧固定梁、外侧固定梁、加载杆、加载固定梁和转向固定梁，内侧固定梁、外侧固定梁、加载固定梁和转向固定梁分别与试验室内壁连接，加载杆位于外侧固定梁和加载固定梁之间，连接组件用于将内侧固定梁、外侧固定梁、加载杆、加载固定梁、转向固定梁和试验件连接；本发明的施加系统结构设计合理，有利于提高飞机振动叠加疲劳强度测试结果的准确性。

Description

用于飞机振动叠加疲劳强度测试的疲劳载荷柔性施加系统
技术领域
本发明涉及飞机测试技术领域，具体涉及用于飞机振动叠加疲劳强度测试的疲劳载荷柔性施加系统。
背景技术
振动叠加疲劳强度测试是指试测试验载荷中既有振动载荷，又有疲劳载荷的一类型飞机测试试验；针对直升机主承力结构在使用过程中受到剧烈振动载荷和疲劳载荷同时作用的结构件，单纯进行振动测试试验或者疲劳测试试验不能真实模拟其环境载荷，所以开展振动叠加疲劳强度测试试验可以在尽可能地真实模拟其环境载荷的前提下，研究结构的动力学特性和损伤累积过程，对指导飞机结构优化设计具有重要意义。
施加载荷是振动叠加疲劳强度测试试验的关键环节之一，准确施加载荷是测试试验研究的基础；由于振动叠加疲劳强度测试试验中试验件是在振动运动的过程中承受疲劳载荷，存在刚体运动和准静态力加载的解耦问题；现有技术中通过开发随动加载系统，通过伺服控制时刻调整疲劳加载的零点位置实现两种载荷的解耦加载。
然而，现有的随动加载系统需要单独开发控制算法和调节参数，技术复杂，测试成本较高，而且随着疲劳加载点的增加实现难度也越大。
发明内容
针对上述存在的技术问题，本发明提供了用于飞机振动叠加疲劳强度测试的疲劳载荷柔性施加系统。
本发明的技术方案为：用于飞机振动叠加疲劳强度测试的疲劳载荷柔性施加系统，包括试验台、支撑组件和连接组件；试验台上通过螺栓固定连接有试验件，试验件的纵截面为倒U型结构，试验件的外壁上水平分布有数个外侧加载座，试验件内部远离外侧加载座的内壁上水平分布有数个内侧加载座；
支撑组件包括内侧固定梁、外侧固定梁、加载杆、加载固定梁和转向固定梁；内侧固定梁、外侧固定梁、加载杆、加载固定梁和转向固定梁之间相互平行，内侧固定梁设置在试验件内部且与试验台的上端面固定连接，内侧固定梁上端面均匀分布有数个第一导向滑轮；外侧固定梁、加载固定梁和转向固定梁分别与试验室承重墙固定连接，外侧固定梁位于试验件左上方，外侧固定梁上端面均匀分布有数个第二导向滑轮；加载杆活动设置在外侧固定梁上方，加载固定梁位于加载杆上方，加载固定梁下底面设置有数个第三导向滑轮；转向固定梁位于外侧固定梁左上方，转向固定梁靠近外侧固定梁的一侧均匀分布有数个第四导向滑轮；
连接组件包括第一加载钢缆、第二加载钢缆、第三加载钢缆、第四加载钢缆、第五加载钢缆、第六加载钢缆和第七加载钢缆；第一加载钢缆的一端依次穿过各个第一导向滑轮；第二加载钢缆、第三加载钢缆、第四加载钢缆、第五加载钢缆、第七加载钢缆均设置有数个，各个第二加载钢缆的一端分别与各个内侧加载座一一对应固定连接，另一端分别穿过对应侧的第一导向滑轮后与第一加载钢缆固定连接；各个第三加载钢缆的一端分别与各个外侧加载座一一对应固定连接；各个第四加载钢缆的一端均设置有加载砝码，另一端分别穿过各个第四导向滑轮，其中一个第四加载钢缆的另一端通过连接橡皮绳与第一加载钢缆的另一端固定连接，剩余各个第四加载钢缆的另一端分别通过连接橡皮绳与各个第三加载钢缆的另一端一一对应固定连接；各个第五加载钢缆的一端分别与各个连接橡皮绳远离第四加载钢缆的一端一一对应固定连接，其中一个第五加载钢缆的另一端依次穿过对应侧的第二导向滑轮、加载杆和对应侧的第三导向滑轮后连接有内侧载荷加载接头，剩余各个第五加载钢缆的另一端分别穿过对应侧的第二导向滑轮后与加载杆的下底面固定连接；第六加载钢缆的一端设置有外侧载荷加载接头，另一端依次穿过剩余各个第三导向滑轮；第七加载钢缆的一端分别与加载杆的上端面固定连接，另一端分别穿过对应侧的第三导向滑轮后与第六加载钢缆固定连接。
进一步地，外侧加载座、内侧加载座均粘贴固定在试验件上，外侧加载座和内侧加载座上均通过轴承座连接有加载转轴；通过粘贴固定的方式将外侧加载座、内侧加载座固定在试验件上有利于减小飞机振动叠加疲劳强度测试试验对试验件造成的损伤，利用轴承座将加载转轴连接在外侧加载座和内侧加载座上，有利于提高试验件表面疲劳载荷施加的准确性和可靠性。
进一步地，各个连接橡皮绳的两端均设置有快速接头，快速接头包括外壳体、夹持弧板和紧固环，外壳体设置有两个，两个外壳体之间通过螺纹套活动连接，两个外壳体相远离的一侧均设置有对接孔，夹持弧板设置有数个，各个夹持弧板分别活动铰接在两个外壳体内部，且位于对接孔的周向，紧固环设置有两个，两个紧固环分别活动卡接在两个外壳体内部，且两个紧固环分别通过锥形孔套设在对应侧的各个夹持弧板外部，两个紧固环与外壳体内底部之间均设置有挤压弹簧；将连接橡皮绳通过其中一个外壳体上的对接孔插入外壳体内部，利用挤压弹簧推动紧固环移动，从而使各个夹持弧板端部相互靠近后对连接橡皮绳进行夹持固定，有利于提高连接橡皮绳与第一加载钢缆、第三加载钢缆和第四加载钢缆之间连接的稳定性。
进一步地，各个夹持弧板远离对应侧的对接孔的一端内壁上均设置有定位齿；通过在夹持弧板上设置定位齿有利于提高本发明快速接头的使用可靠性。
进一步地，两个紧固环相远离的一侧均设置有解锁推杆，各个解锁推杆分别贯穿对应侧的外壳体，且分别通过推动板固定连接；利用推动板推动解锁推杆，使得紧固环与夹持弧板脱离，有利于提高本发明的施加系统组装时的便利性。
进一步地，第五加载钢缆、第七加载钢缆与加载杆连接处均设置有连接座，连接座包括固定座和滑动套，固定座与加载杆固定连接，固定座内部设置有钢缆卡槽，滑动套活动套设在固定座外部，滑动套内部设置有与钢缆卡槽位置对应的卡头，滑动套上贯穿设置有与固定座螺纹连接的紧固螺杆；通过紧固螺杆使滑动套靠近固定座，利用钢缆卡槽和卡头的配合作用对第五加载钢缆和第七加载钢缆进行夹持卡接固定，有利于提高加载杆上疲劳载荷施加时的稳定性。
进一步地，滑动套的内壁上设置有导向块，固定座的外壁上设置有与导向块滑动卡接的导向滑槽；利用导向块和导向滑槽的配合作用，使得滑动套在固定座上移动时，卡头能够始终与钢缆卡槽位置对应，提高了本发明的连接座使用时的可靠性。
进一步地，内侧固定梁、外侧固定梁、转向固定梁上均设置有滑轨，第一导向滑轮、第二导向滑轮和第四导向滑轮分别滑动卡接在对应的滑轨上，通过设置滑轨，便于对各个第一导向滑轮、第二导向滑轮和第四导向滑轮之间的间距进行调节，从而能够实现试验件表面疲劳载荷施加方向的调节，有利于提高飞机振动叠加疲劳强度测试结果的准确性和全面性。
进一步地，外侧固定梁、加载固定梁和转向固定梁的两端滑动卡接有伸缩连杆，外侧固定梁、加载固定梁、转向固定梁上均设置有用于锁止伸缩连杆的定位螺杆；通过在外侧固定梁、加载固定梁和转向固定梁的两端滑卡接伸缩连杆，使得本发明的外侧固定梁、加载固定梁和转向固定梁能够适用于不同尺寸的飞机振动叠加疲劳强度测试试验室。
进一步地，加载杆与第五加载钢缆连接处设置有导向套；通过在加载杆上设置导向套，能够避免第五加载钢缆与加载杆之间的摩擦力对机振动叠加疲劳强度测试结果产生干扰。
本发明的疲劳载荷柔性施加方法包括以下步骤：
S1、将外部作动器分别通过内侧载荷加载接头和外侧载荷加载接头与第五加载钢缆、第六加载钢缆连接；
S2、当需要将加载砝码产生的载荷施加到试验件上时，通过外部作动器调整第五加载钢缆和第六加载钢缆的长度，使第五加载钢缆和第六加载钢缆处于松弛状态；此时通过各个第三加载钢缆和各个第二加载钢缆将加载砝码产生的载荷施加到试验件；
S3、当不需要将加载砝码产生的载荷施加到试验件上时，通过外部作动器再次调整第五加载钢缆和第六加载钢缆的长度，使第五加载钢缆和第六加载钢缆竖直向下移动；此时各个第三加载钢缆和各个第二加载钢缆处于松弛状态；
S4、重复步骤S2和S3，以此实现飞机振动叠加疲劳强度测试的疲劳载荷往复式柔性施加。
与现有技术相比，本发明的有益效果体现在以下几点：
第一、通过本发明的施加系统对试验件内外两侧进行疲劳载荷施加时，试验件表面每个疲劳载荷加载点都具有独立的加载回路，从而能够实现试验件表面疲劳载荷的独立加载，提高了飞机振动叠加疲劳强度测试结果的可靠性和全面性；
第二、本发明的施加系统结构设计合理，组装、调节便捷，不仅能够提高飞机振动叠加疲劳强度测试试验的效率，而且便于根据需要对连接组件的位置以及外侧加载座和内侧加载座的数量进行调整，从而能够对试验件进行不同矢量方向疲劳载荷的施加；
第三、本发明通过连接橡皮绳将第四加载钢缆分别与第一加载钢缆、第三加载钢钢缆进行弹性连接，实现了飞机振动叠加疲劳强度测试时试验件运动方向和疲劳载荷加载方向的解耦，有利于飞机振动叠加疲劳强度测试试验的顺利开展。
附图说明
图1是本发明施加系统的立体结构示意图；
图2是本发明施加系统的主视图；
图3是本发明的外侧固定梁、加载杆和加载固定梁的位置关系图；
图4是本发明的连接座的结构示意图；
图5是本发明的滑动套与固定座的连接示意图；
图6是本发明的外侧加载座和内侧加载座在试验件上的分布图；
图7是本发明的加载转轴与内侧加载座的连接示意图；
图8是本发明的快速接头的结构示意图；
图9是本发明的夹持弧板与连接橡皮绳的连接示意图；
其中，1-试验台、2-支撑组件、20-内侧固定梁、200-第一导向滑轮、21-外侧固定梁、210-第二导向滑轮、22-加载杆、23-加载固定梁、230-第三导向滑轮、24-转向固定梁、240-第四导向滑轮、25-滑轨、26-伸缩连杆、3-连接组件、30-第一加载钢缆、31-第二加载钢缆、32-第三加载钢缆、33-第四加载钢缆、34-第五加载钢缆、35-第六加载钢缆、36-第七加载钢缆、37-连接座、370-固定座、3700-钢缆卡槽、3701-导向滑槽、371-滑动套、3710-卡头、3711-导向块、372-紧固螺杆、4-试验件、40-外侧加载座、400-轴承座、401-加载转轴、41-内侧加载座、50-加载砝码、51-连接橡皮绳、52-内侧载荷加载接头、53-外侧载荷加载接头、54-快速接头、540-外壳体、541-夹持弧板、5410-定位齿、542-紧固环、5420-锥形孔、543-螺纹套、544-对接孔、545-挤压弹簧、546-解锁推杆、547-推动板。
具体实施方式
实施例1
如图1、2、6所示的用于飞机振动叠加疲劳强度测试的疲劳载荷柔性施加系统，包括试验台1、支撑组件2和连接组件3；试验台1上通过螺栓固定连接有试验件4，试验件4的纵截面为倒U型结构，试验件4的外壁上水平分布有6个外侧加载座40，试验件4内部远离外侧加载座40的内壁上水平分分有6个内侧加载座41；
如图1、2、3、6所示，支撑组件2包括内侧固定梁20、外侧固定梁21、加载杆22、加载固定梁23和转向固定梁24；内侧固定梁20、外侧固定梁21、加载杆22、加载固定梁23和转向固定梁24之间相互平行，内侧固定梁20设置在试验件4内部且与试验台1的上端面固定连接，内侧固定梁20上端面均匀分布有7个第一导向滑轮200；外侧固定梁21、加载固定梁23和转向固定梁24分别与试验室承重墙固定连接，外侧固定梁21位于试验件4左上方，外侧固定梁21上端面均匀分布有7个第二导向滑轮210；加载杆22活动设置在外侧固定梁21上方，加载固定梁23位于加载杆22上方，加载固定梁23下底面设置有3个第三导向滑轮230；转向固定梁24位于外侧固定梁21左上方，转向固定梁24靠近外侧固定梁21的一侧均匀分布有7个第四导向滑轮240；
如图1、2、3、6所示，连接组件3包括第一加载钢缆30、第二加载钢缆31、第三加载钢缆32、第四加载钢缆33、第五加载钢缆34、第六加载钢缆35和第七加载钢缆36；第一加载钢缆30的一端依次穿过各个第一导向滑轮200；第二加载钢缆31和第三加载钢缆32均设置有6个，各个第二加载钢缆31的一端分别与各个内侧加载座41一一对应固定连接，另一端分别穿过对应侧的第一导向滑轮200后与第一加载钢缆30固定连接；各个第三加载钢缆32的一端分别与各个外侧加载座40一一对应固定连接；第四加载钢缆33和第五加载钢缆34均设置有7个，各个第四加载钢缆33的一端均设置有加载砝码50，另一端分别穿过各个第四导向滑轮240，其中一个第四加载钢缆33的另一端通过连接橡皮绳51与第一加载钢缆30的另一端固定连接，剩余各个第四加载钢缆33的另一端分别通过连接橡皮绳51与各个第三加载钢缆32的另一端一一对应固定连接；各个第五加载钢缆34的一端分别与各个连接橡皮绳51远离第四加载钢缆33的一端一一对应固定连接，其中一个第五加载钢缆34的另一端依次穿过对应侧的第二导向滑轮210、加载杆22和对应侧的第三导向滑轮230后连接有内侧载荷加载接头52，剩余各个第五加载钢缆34的另一端分别穿过对应侧的第二导向滑轮210后与加载杆22的下底面固定连接；第六加载钢缆35的一端设置有外侧载荷加载接头53，另一端依次穿过剩余各个第三导向滑轮230；第七加载钢缆36设置有两个，两个第七加载钢缆36的一端分别与加载杆22的上端面固定连接，另一端分别穿过对应侧的第三导向滑轮230后与第六加载钢缆35固定连接。
实施例2
本实施例与实施例1不同之处在于：
如图1、8、9所示，各个连接橡皮绳51的两端均设置有快速接头54，快速接头54包括外壳体540、夹持弧板541和紧固环542，外壳体540设置有两个，两个外壳体540之间通过螺纹套543活动连接，两个外壳体540相远离的一侧均设置有对接孔544，夹持弧板541设置有8个，各个夹持弧板541分别活动铰接在两个外壳体540内部，且位于对接孔544的周向，紧固环542设置有两个，两个紧固环542分别活动卡接在两个外壳体540内部，且两个紧固环542分别通过锥形孔5420套设在对应侧的各个夹持弧板541外部，两个紧固环542与外壳体540内底部之间均设置有挤压弹簧545；各个夹持弧板541远离对应侧的对接孔544的一端内壁上均设置有定位齿5410；两个紧固环542相远离的一侧均设置有解锁推杆546，各个解锁推杆546分别贯穿对应侧的外壳体540，且分别通过推动板547固定连接。
实施例3
本实施例与实施例1不同之处在于：
如图3、4、5所示，第五加载钢缆34、第七加载钢缆36与加载杆22连接处均设置有连接座37，连接座37包括固定座370和滑动套371，固定座370与加载杆22固定连接，固定座370内部设置有钢缆卡槽3700，滑动套371活动套设在固定座370外部，滑动套371内部设置有与钢缆卡槽3700位置对应的卡头3710，滑动套371上贯穿设置有与固定座370螺纹连接的紧固螺杆372；滑动套371的内壁上设置有导向块3711，固定座370的外壁上设置有与导向块3711滑动卡接的导向滑槽3701。
实施例4
本实施例与实施例1不同之处在于：
如图2、3所示，内侧固定梁20、外侧固定梁21、转向固定梁24上均设置有滑轨25，第一导向滑轮200、第二导向滑轮210和第四导向滑轮240分别滑动卡接在对应的滑轨25上；
如图1、3所示，外侧固定梁21、加载固定梁23和转向固定梁24的两端滑动卡接有伸缩连杆26，外侧固定梁21、加载固定梁23、转向固定梁24上均设置有用于锁止伸缩连杆26的定位螺杆。
实施例5
本实施例与实施例1不同之处在于：
如图6、7所示，外侧加载座40、内侧加载座41均粘贴固定在试验件4上，外侧加载座40和内侧加载座41上均通过轴承座400连接有加载转轴401；
如图1所示，加载杆22与第五加载钢缆34连接处设置有导向套。

Claims (9)

1.用于飞机振动叠加疲劳强度测试的疲劳载荷柔性施加系统，其特征在于，包括试验台（1）、支撑组件（2）和连接组件（3）；所述试验台（1）上通过螺栓固定连接有试验件（4），所述试验件（4）的纵截面为倒U型结构，试验件（4）的外壁上水平分布有数个外侧加载座（40），试验件（4）内部远离所述外侧加载座（40）的内壁上水平分布有数个内侧加载座（41）；
所述支撑组件（2）包括内侧固定梁（20）、外侧固定梁（21）、加载杆（22）、加载固定梁（23）和转向固定梁（24）；所述内侧固定梁（20）、外侧固定梁（21）、加载杆（22）、加载固定梁（23）和转向固定梁（24）之间相互平行，内侧固定梁（20）设置在试验件（4）内部且与试验台（1）的上端面固定连接，内侧固定梁（20）上端面均匀分布有数个第一导向滑轮（200）；所述外侧固定梁（21）、加载固定梁（23）和转向固定梁（24）分别与试验室承重墙固定连接，外侧固定梁（21）位于试验件（4）左上方，外侧固定梁（21）上端面均匀分布有数个第二导向滑轮（210）；所述加载杆（22）活动设置在外侧固定梁（21）上方，所述加载固定梁（23）位于加载杆（22）上方，加载固定梁（23）下底面设置有数个第三导向滑轮（230）；所述转向固定梁（24）位于外侧固定梁（21）左上方，转向固定梁（24）靠近外侧固定梁（21）的一侧均匀分布有数个第四导向滑轮（240）；
所述连接组件（3）包括第一加载钢缆（30）、第二加载钢缆（31）、第三加载钢缆（32）、第四加载钢缆（33）、第五加载钢缆（34）、第六加载钢缆（35）和第七加载钢缆（36）；所述第二加载钢缆（31）、第三加载钢缆（32）、第四加载钢缆（33）、第五加载钢缆（34）、第七加载钢缆（36）均设置有数个，第一加载钢缆（30）的一端依次穿过各个第一导向滑轮（200）；各个所述第二加载钢缆（31）的一端分别与各个内侧加载座（41）一一对应固定连接，另一端分别穿过对应侧的第一导向滑轮（200）后与第一加载钢缆（30）固定连接；各个所述第三加载钢缆（32）的一端分别与各个外侧加载座（40）一一对应固定连接；各个所述第四加载钢缆（33）的一端均设置有加载砝码（50），另一端分别穿过各个第四导向滑轮（240），其中一个第四加载钢缆（33）的另一端通过连接橡皮绳（51）与第一加载钢缆（30）的另一端固定连接，剩余各个第四加载钢缆（33）的另一端分别通过所述连接橡皮绳（51）与各个第三加载钢缆（32）的另一端一一对应固定连接；各个所述第五加载钢缆（34）的一端分别与各个连接橡皮绳（51）远离第四加载钢缆（33）的一端一一对应固定连接，其中一个第五加载钢缆（34）的另一端依次穿过对应侧的第二导向滑轮（210）、加载杆（22）和对应侧的第三导向滑轮（230）后连接有内侧载荷加载接头（52），剩余各个第五加载钢缆（34）的另一端分别穿过对应侧的第二导向滑轮（210）后与加载杆（22）的下底面固定连接；所述第六加载钢缆（35）的一端设置有外侧载荷加载接头（53），另一端依次穿过剩余各个第三导向滑轮（230）；所述第七加载钢缆（36）的一端分别与加载杆（22）的上端面固定连接，另一端分别穿过对应侧的第三导向滑轮（230）后与第六加载钢缆（35）固定连接。
2.根据权利要求1所述的用于飞机振动叠加疲劳强度测试的疲劳载荷柔性施加系统，其特征在于，所述外侧加载座（40）、内侧加载座（41）均粘贴固定在试验件（4）上，外侧加载座（40）和内侧加载座（41）上均通过轴承座（400）连接有加载转轴（401）。
3.根据权利要求1所述的用于飞机振动叠加疲劳强度测试的疲劳载荷柔性施加系统，其特征在于，各个所述连接橡皮绳（51）的两端均设置有快速接头（54），所述快速接头（54）包括外壳体（540）、夹持弧板（541）和紧固环（542），所述外壳体（540）设置有两个，两个外壳体（540）之间通过螺纹套（543）活动连接，两个外壳体（540）相远离的一侧均设置有对接孔（544），所述夹持弧板（541）设置有数个，各个所述夹持弧板（541）分别活动铰接在两个外壳体（540）内部，且位于所述对接孔（544）的周向，所述紧固环（542）设置有两个，两个紧固环（542）分别活动卡接在两个外壳体（540）内部，且两个紧固环（542）分别通过锥形孔（5420）套设在对应侧的各个夹持弧板（541）外部，两个紧固环（542）与外壳体（540）内底部之间均设置有挤压弹簧（545）。
4.根据权利要求3所述的用于飞机振动叠加疲劳强度测试的疲劳载荷柔性施加系统，其特征在于，各个所述夹持弧板（541）远离对应侧的对接孔（544）的一端内壁上均设置有定位齿（5410）。
5.根据权利要求3所述的用于飞机振动叠加疲劳强度测试的疲劳载荷柔性施加系统，其特征在于，两个所述紧固环（542）相远离的一侧均设置有解锁推杆（546），各个所述解锁推杆（546）分别贯穿对应侧的外壳体（540），且分别通过推动板（547）固定连接。
6.根据权利要求1所述的用于飞机振动叠加疲劳强度测试的疲劳载荷柔性施加系统，其特征在于，所述第五加载钢缆（34）、第七加载钢缆（36）与加载杆（22）连接处均设置有连接座（37），所述连接座（37）包括固定座（370）和滑动套（371），所述固定座（370）与加载杆（22）固定连接，固定座（370）内部设置有钢缆卡槽（3700），所述滑动套（371）活动套设在固定座（370）外部，滑动套（371）内部设置有与所述钢缆卡槽（3700）位置对应的卡头（3710），滑动套（371）上贯穿设置有与固定座（370）螺纹连接的紧固螺杆（372）。
7.根据权利要求6所述的用于飞机振动叠加疲劳强度测试的疲劳载荷柔性施加系统，其特征在于，所述滑动套（371）的内壁上设置有导向块（3711），所述固定座（370）的外壁上设置有与所述导向块（3711）滑动卡接的导向滑槽（3701）。
8.根据权利要求1所述的用于飞机振动叠加疲劳强度测试的疲劳载荷柔性施加系统，其特征在于，所述内侧固定梁（20）、外侧固定梁（21）、转向固定梁（24）上均设置有滑轨（25），所述第一导向滑轮（200）、第二导向滑轮（210）和第四导向滑轮（240）分别滑动卡接在对应的滑轨（25）上。
9.根据权利要求1所述的用于飞机振动叠加疲劳强度测试的疲劳载荷柔性施加系统，其特征在于，所述外侧固定梁（21）、加载固定梁（23）和转向固定梁（24）的两端滑动卡接有伸缩连杆（26），外侧固定梁（21）、加载固定梁（23）、转向固定梁（24）上均设置有用于锁止所述伸缩连杆（26）的定位螺杆。
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