CN1273813C - 全机地面载荷现场标定试验方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种飞机停状态下，机翼载荷联机在线标定的试验方法及使用该试验方法的专用装置，它是以飞机托架、起落架为支点，使飞机保持水平状态下用标定加载装置将载荷施加于选定截面处并通过拉压力传感器和电子秤记录载荷数输入值，同时通过应变传感器装置及其计录器记录响应输出值。该方法及该专用装置实现了飞机机翼和尾翼的联机在线标定，这样既保证了受载的真实性，又保证了测量的精度和载荷标定的准确度，为建立机翼和尾翼载荷方程，为疲劳定寿及模拟试验提供了力学依据。
Description
技术领域
本发明涉及一种飞机机翼载荷标定试验方法。
背景技术
飞机机翼作为飞行状态下的重要部件，需要它既要重量轻，但又要使用安全，因此，弄清楚其受力状况和使用寿命一直是人们关心的问题，但过去对机翼进行载荷测试时，都是将机翼从飞机上拆下来后进行的，那样的测试既保证不了受载的真实性，也保证不了载荷测量和标定的精度。
本发明者针对现有技术的不足，进行了潜心的研究发现，在机翼、尾翼不拆卸的条件下进行现场载荷施加与标定，即可以保证飞机的安全，又可以保护受载的真实性与载荷标定的精度，于是完成了本发明。
发明内容
本发明目的是提供一种以机翼、尾翼为重点的全机载荷测试的地面现场标定试验方法，以此解决目前国内飞机以机翼、尾翼为重点的全机载荷(包括弯矩M、剪力Q和扭矩T)在线标定与实测的难题。
本发明的再一目的是提供一种实现所述全机载荷测试的地面现场标定试验方法的装置。
通过应变传感器载荷标定试验获得的结果数据，建立载荷方程，以便进行空中载荷谱测量。进而准确地测量出了飞机在飞行过程中和地面运动状态下作用在机翼、尾翼等结构上的外载荷时间历程。
具体地说，在进行飞机机翼载荷现场标定试验时，将飞机保持停机状态下标定的，其特征在于：它是在起落架不拆卸的条件下按照下述步骤进行：
(1)标定坐标系，坐标原点为机身构造水平线与0位线(机头后1.0米)的交点，X轴与机身构造水平线重合，向后为正，Y轴在飞机对称面内向上为正，Z轴指向左翼与X、Y轴构成右手系；
(2)机翼试验时用飞机主千斤顶把飞机顶起，以加在机身处的保护托架和前起落架为支点，使主起落架离开地面，中央翼保持水平状态，飞机构造水平线和地面夹角在2°～4°(低头)，确定载荷的截面位置，载荷截面具有代表性并保证有能计录载荷的传感器安装装置，当在一翼加载时，另翼要加平衡载荷(总外载的EMx＝0)，并记录载荷数值；
(3)平尾试验时，飞机起落架着地，起落架轮胎前用重物挡紧，用托架将飞机托住，确定载荷截面位置，垂直于平尾弦加载在载荷截面处，连接传感器装置，并记录加载载荷，
(4)垂尾试验时，飞机起落架着地，起落架轮胎前用重物挡紧，垂尾侧向加载，给飞机一个平衡侧向加载力矩的装置，确定载荷截面位置后加载，连接传感器装置，并记录加载载荷。
在进行所述的飞机机翼载荷现场标定试验方法时，翼面上所有载荷点施加在翼肋与翼梁交接处，其接触面积不小于120mm×160mm。
优选的是，在进行所述的飞机机翼载荷现场标定试验方法时，利用合适的加载千斤顶或加载丝杠系统对机翼加载，力传感器放在主千斤顶上端，顶在加载杠杆中间，杠杆的两端与机翼上两卡板相连接，卡板在机翼确定的截面处，机翼前后梁及前后梁中心处三个加载位置，通过变动杠杆位置与千斤顶位置和顶点位置实现加载要求。
并且，同样优选的是，在进行所述的飞机机翼载荷现场标定试验方法时，左右平尾在确定的载荷截面装有卡板，每个卡板在平尾的前后梁及前后梁的中心处有三个加载孔，每个加载情况用一杠杆和选定截面处的卡板连接，左右平尾再用一个杠杆连接，地面用一个活动地轨，上面压一个配重，用手动滑轮装置连接传感器，上接联合杠杆，下接活动地轨来进行加载。
同时，垂尾加载时，给飞机一个平衡侧向加载力矩的装置是一个在飞机机身飞机机身尾部的主要承力框右侧立一个侧向立柱，立柱用配重压在地面，在立柱上端和飞机机身尾部的主要承力框高度相同的地方装一个与飞机机身尾部的主要承力框外形相同的木块，试验前与飞机飞机机身尾部的主要承力框靠紧。
垂尾加载时，选定截面处用卡板卡住，利用一加载杠杆变换位置实施各个情况的载荷，利用一个吊车的悬臂滑轮，一端通过钢丝绳与传感器和加载杠杆相连，另一端利用滑轮导向和手动滑轮装置相接，手动滑轮装置另一端和吊车固定，利用手动滑轮装置进行加载，并记录载荷数值。
另外，本发明还提供一种实现所述的飞机机翼载荷现场标定试验方法的专用装置，其特征在于：飞机的传感器装置是将力传感器放在千斤顶上端，顶在加载杠杆中间，杠杆的两端与机翼上两卡板相连接，卡板卡在机翼确定的截面处、机翼前后梁及前后梁中心处三个加载位置通过变动杠杆位置与千斤顶位置和顶点位置实现加载要求。
优选的是，平尾加载装置是左右平尾在确定的载荷截面装有卡板，每个卡板在平尾的前后梁及前后梁的中心处有三个加载孔，每个加载情况用一杠杆和选定截面处的卡板连接，左右平尾再用一个杠杆连接地面用一个活动地轨，上面压一个配重，用手动滑轮装置连接传感器，上接联合杠杆，下接活动地轨来进行加载。
同样优选的是，垂尾加载装置是在选定截面处用卡板卡住，利用一加载杠杆变换位置实施各个情况的载荷，利用一个吊车的悬臂滑轮，一端通过钢丝绳与传感器和加载杠杆相连，另一端利用滑轮导向和手动滑轮装置相接，手动滑轮装置另一端和吊车固定，利用手动滑轮装置进行加载，并记录载荷数值。
由于本发明是在机翼不拆卸的条件下进行的，既保证飞机的安全，又保证了机翼受载的真实性和载荷标定的精度，通过应变传感器载荷标定试验建立载荷方程，也就能准确地测量出飞机在飞行状态下作用在机翼的外载荷时间历程，作为疲劳定寿及模拟试验加载的力学依据。
附图说明
图1是加载点位置图。
图2是平尾加载点示意图。
图3是垂尾加载点示意图。
图4是飞机地面支持状态。
图5是机翼标定加载示意图。
图6是平尾标定加载示意图。
图7是垂尾标定加载示意图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明：
首先选定坐标系，坐标系为全机坐标系坐标原点为机身构造水平线与0位线(机头后1.0米)的交点，X轴与机身构造水平线重合，向后为正，Y轴在飞机对称面内向上为正，Z轴指向左翼与X、Y轴构成右手系。
1机翼载荷标定
1.1载荷测量切面
I切面是右翼12肋外400毫米处；II切面是右翼7肋外250毫米处；
III切面是右翼2肋外400毫米处；IV切面是左翼2肋外400毫米处。
1.2飞机状态
机翼试验时主起落架离开地面，中央翼保持水平状态，飞机构造水平线和地面夹角大约为3°。
1.3试验情况及载荷
加载点位置见图1，试验情况及载荷大小见表1。
表1 机翼试验载荷及压心
| 载荷类型 | 序号 | I切面(12肋外) | II、III、IV切面(7肋外，2肋外) | ||||
| X(m) | Z(m) | P(kN) | X(m) | Z(m) | P(kN) | ||
| 标定载荷 | 1 | 9.868 | -11.00 | 25 | 9.565 | -8.76 | 40 |
| 2 | 9.929 | -11.45 | 30 | 9.620 | -9.16 | 50 | |
| 3 | 9.989 | -11.90 | 20 | 9.687 | -9.66 | 35 | |
| 4 | 10.577 | -11.00 | 25 | 10.456 | -8.76 | 40 | |
| 5 | 10.602 | -11.45 | 30 | 10.478 | -9.16 | 50 | |
| 6 | 10.626 | -11.90 | 20 | 10.505 | -9.66 | 35 | |
| 7 | 10.223 | -11.00 | 40 | 10.011 | -8.76 | 60 | |
| 8 | 10.265 | -11.45 | 40 | 10.049 | -9.16 | 60 | |
| 9 | 10.308 | -11.90 | 40 | 10.096 | -9.66 | 60 | |
| 检验载荷 | 1 | 10.171 | -11.417 | 40 | 9.918 | -9.075 | 60 |
| 2 | 10.353 | -11.417 | 40 | 10.164 | -9.075 | 60 | |
| 3 | 10.214 | -12.210 | 30 | 9.960 | -9.850 | 50 | |
| 4 | 10.460 | -12.210 | 30 | 10.269 | -9.850 | 50 | |
2尾翼载荷标定
2.1载荷测量切面
平尾：V切面是右平尾与机身对接面外350；
平尾：VI切面是左平尾与机身对接面外350；
垂尾：VII切面是垂尾1肋上50。
2.2飞机状态
飞机前起、主起着地。平尾加载向下垂直于平尾弦平面(向外9°)，垂尾侧向加载。
2.3试验情况及载荷
试验情况及载荷大小见表2。
加载点位置见图2、图3。
表2 尾翼试验载荷及压心
| 载荷类型 | 序号 | 水平尾翼(左) | 垂直尾翼 | ||||
| X(m) | Z(m) | P(kN) | X(m) | Y(m) | P(kN) | ||
| 标定载荷 | 1 | 21.890 | 1.948 | -9 | 20.803 | 3.390 | 10 |
| 2 | 22.009 | 2.343 | -9 | 21.974 | 3.790 | 10 | |
| 3 | 22.128 | 2.739 | -7 | 21.145 | 4.190 | 7 | |
| 4 | 22.705 | 1.948 | -9 | 21.902 | 3.390 | 10 | |
| 5 | 22.770 | 2.343 | -9 | 22.003 | 3.790 | 10 | |
| 6 | 22.836 | 2.739 | -7 | 22.103 | 4.190 | 7 | |
| 7 | 22.298 | 1.948 | -12 | 21.353 | 3.390 | 14 | |
| 8 | 22.390 | 2.343 | -12 | 21.488 | 3.790 | 14 | |
| 9 | 22.482 | 2.739 | -12 | 21.624 | 4.190 | 14 | |
| 检验载荷 | 1 | 22.230 | 2.091 | -12 | 21.276 | 3.600 | 14 |
| 2 | 22.433 | 2.091 | -12 | 21.572 | 3.600 | 14 | |
| 3 | 22.347 | 2.798 | -9 | 21.402 | 4.100 | 10 | |
| 4 | 22.644 | 2.798 | -9 | 21.785 | 4.100 | 10 | |
2.4翼面载荷位置及限制
翼面上所有载荷点必须施加在翼肋与翼梁的交点处，其接触面积不小于120×160。
各点载荷限制如下：
机翼21肋-5kN
19肋-10kN
17肋-12kN
14肋-20kN
9、11肋-35kN
7肋-50kN
平尾9肋以内各点6kN，以外到12肋各点3kN。
垂尾10肋以内各点7kN，以外到13肋各点4kN。
3试验方法
3.1机翼标定加载方法
3.1.1飞机地面支持状态
用飞机主千斤顶把飞机顶起，以20框托架和前起为支点，使主起落架离开地面，使中央翼保持水平状态，并在机身31框处加保护托架，以保证加载时飞机不会翻滚。前起支柱最下点用立柱垫住，并用挡块(或重物)在前面挡住以保证飞机不会前移。飞机构造水平线与地面的夹角大约为3°(低头)见图4。
3.1.2机翼标定加载方法
右机翼用三副卡板(11肋、15肋、20肋)左机翼二副卡板(11肋、15肋)当左右机翼用11肋、15肋加载时，左右对称加载，当右机翼15肋、20肋加载时，左机翼加平衡载荷(总外载的∑MX＝0)。
利用飞机的合适的加载千斤顶或加载丝杠系统对机翼加载，力传感器放在主千斤顶上端，顶在加载杠杆中间，杠杆的两端与机翼上两卡板相连接。卡板在机翼前后梁及前后梁中心处三个加载位置，通过变动杠杆位置与千斤顶位置和顶点位置实现加载要求，见图1、图5。
3.1.2.1机翼I切面标定加载
右机翼15肋、20肋加载，左机翼11肋、15肋加平衡载荷，左机翼使用加载杠杆的孔与11肋卡板中心孔相连，另一端固定孔与15肋卡板中心孔相连，中部固定孔与千斤顶点相连，右机翼杠杆连接及载荷见表4。
表4 机翼I切面标定数据(表中数据未注明是右机翼数据)
| 试验情况 | 15肋卡板孔位 | 加载杠杆孔号 | 20肋卡板孔位 | 加载杠杆孔号 | 千斤顶位孔号 | 右翼载荷千牛 | 右载荷压心X | 右载荷压心Z | 左翼载荷千牛 |
| 1 | 前 | 28 | 前 | 29 | 30 | 25 | 9.868 | 11.000 | 30.02 |
| 2 | 前 | 28 | 前 | 29 | 31 | 30 | 9.929 | 11.450 | 37.50 |
| 3 | 前 | 28 | 前 | 29 | 32 | 20 | 9.989 | 11.900 | 25.98 |
| 4 | 后 | 33 | 后 | 34 | 35 | 25 | 10.577 | 11.000 | 30.02 |
| 5 | 后 | 33 | 后 | 34 | 36 | 30 | 10.602 | 11.450 | 37.50 |
| 6 | 后 | 33 | 后 | 34 | 37 | 20 | 10.626 | 11.900 | 25.98 |
| 7 | 中 | 38 | 中 | 39 | 40 | 40 | 10.223 | 11.000 | 48.03 |
| 8 | 中 | 38 | 中 | 39 | 41 | 40 | 10.265 | 11.450 | 50.00 |
| 9 | 中 | 38 | 中 | 39 | 42 | 40 | 10.308 | 11.900 | 51.97 |
| 10 | 中 | 43 | 前 | 44 | 45 | 40 | 10.171 | 11.417 | 49.85 |
| 11 | 中 | 46 | 后 | 47 | 48 | 40 | 10.353 | 11.417 | 49.85 |
| 12 | 前 | 49 | 中 | 50 | 51 | 30 | 10.214 | 12.210 | 39.98 |
| 13 | 后 | 52 | 中 | 53 | 54 | 30 | 10.460 | 12.210 | 39.98 |
3.1.2.2机翼II、III、IV切面标定加载
左右机翼在11肋、15肋对称加载，杠杆连接及载荷见表5。
表5：机翼II、III、IV切面标定数据
| 试验情况 | 11肋卡板孔位 | 加载杠杆孔号 | 15肋卡板孔位 | 加载杠杆孔号 | 千斤顶位孔号 | 右翼载荷千牛 | 右载荷压心X | 右载荷压心Z |
| 1 | 前 | 1 | 前 | 2 | 3 | 40 | 9.565 | 8.760 |
| 2 | 前 | 1 | 前 | 2 | 4 | 50 | 9.620 | 9.160 |
| 3 | 前 | 1 | 前 | 2 | 5 | 35 | 9.687 | 9.660 |
| 4 | 后 | 6 | 后 | 7 | 8 | 40 | 10.456 | 8.760 |
| 5 | 后 | 6 | 后 | 7 | 9 | 50 | 10.478 | 9.160 |
| 6 | 后 | 6 | 后 | 7 | 10 | 35 | 10.505 | 9.660 |
| 7 | 中 | 11 | 中 | 12 | 13 | 60 | 10.011 | 8.760 |
| 8 | 中 | 11 | 中 | 12 | 14 | 60 | 10.049 | 9.160 |
| 9 | 中 | 11 | 中 | 12 | 15 | 60 | 10.096 | 9.660 |
| 10 | 中 | 16 | 前 | 17 | 18 | 60 | 9.918 | 9.075 |
| 11 | 中 | 19 | 后 | 20 | 21 | 60 | 10.164 | 9.075 |
| 12 | 前 | 22 | 中 | 23 | 24 | 50 | 9.960 | 9.850 |
| 13 | 后 | 25 | 中 | 26 | 27 | 50 | 10.269 | 9.850 |
3.1.3水平尾翼标定加载方法
3.1.3.1飞机状态
飞机保持停机状态，前起落架，主起落架用轮挡挡紧，用20框托架将飞机托住，在机身前舱加配重(或用机身31框托架)来平衡Z向力矩
3.1.3.2标定加载方法
左右平尾在3肋、10肋处装有卡板，每个卡板在平尾的前后梁及前后梁的中心处有三个加载孔，每个加载情况用一杠杆和3肋、10肋卡板连接，左右平尾再用一个杠杆连接，地面用一个活动地轨，上面压4～5吨配重，用手动滑轮装置连接传感器，上接联合杠杆(见图6)，下接活动地轨来进行加载，加载点位置见图2，载荷见表2，安装形式见图6，水平尾翼上反角9°，加载时确保加载方向与平尾弦平面垂直。
3.1.3.3杠杆连接及载荷大小
平尾杠杆连接及载荷大小见表6
表6 平尾：V、VI切面的杠杆连接和载荷数据
| 试验情况 | 3肋卡板孔位 | 加载杠杆孔号 | 10肋卡板孔位 | 加载杠杆孔号 | 杠杆中心孔号 | 联合杠杆孔号 | 杠杆连接件长 | 载荷坐标X值 | 总加载荷千牛 |
| 1 | 前 | 1 | 前 | 2 | 3 | 1 | 989 | 21.890 | 17.78 |
| 2 | 前 | 1 | 前 | 2 | 4 | 2 | 1052 | 22.009 | 17.78 |
| 3 | 前 | 1 | 前 | 2 | 5 | 3 | 1115 | 22.128 | 13.83 |
| 4 | 后 | 11 | 后 | 12 | 13 | 1 | 989 | 22.705 | 17.78 |
| 5 | 后 | 11 | 后 | 12 | 14 | 2 | 1052 | 22.770 | 17.78 |
| 6 | 后 | 11 | 后 | 12 | 15 | 3 | 1115 | 22.836 | 13.83 |
| 7 | 中 | 6 | 中 | 7 | 8 | 1 | 989 | 22.298 | 23.70 |
| 8 | 中 | 6 | 中 | 7 | 9 | 2 | 1052 | 22.390 | 23.70 |
| 9 | 中 | 6 | 中 | 7 | 10 | 3 | 1115 | 22.482 | 23.70 |
| 10 | 中 | 6 | 前 | 16 | 17 | 4 | 1011 | 22.230 | 23.70 |
| 11 | 中 | 6 | 后 | 18 | 19 | 4 | 1011 | 22.433 | 23.79 |
| 12 | 前 | 6 | 中 | 20 | 21 | 5 | 1125 | 22.347 | 17.78 |
| 13 | 后 | 22 | 中 | 23 | 24 | 5 | 1125 | 22.644 | 17.78 |
注：切面连接件长度计入3肋390，10肋430单位毫米。
3.1.4垂直尾翼标定加载方法
3.1.4.1飞机状态
飞机状态与水平尾翼标定加载时相同
3.1.4.2飞机的侧向支持
垂尾标定加的是Z向载荷，因而对飞机会产生Y向和X向的力矩，必须给飞机一定的约束，在飞机机身43框右侧立一个3m高的侧向立柱，立柱用配重压在地面，在立柱上端和43框高度相同的地方装一个与43框外形相同的木块，试验前与飞机43框靠紧。
3.1.4.3标定加载方法
垂尾5肋、10肋用加载卡板卡住，利用一加载杠杆变换位置实施各个情况的载荷，载荷大小见表2，加载点位置见图3，利用一个15吨吊车的悬臂滑轮，一端通过钢丝绳与传感器和加载杠杆相连。另一端利用滑轮导向和手动滑轮装置相接，手动滑轮装置另一端和吊车固定，利用手动滑轮装置进行加载，见图7。
3.1.4.4杠杆连接及载荷大小
垂尾杠杆连接及载荷大小见表7
表7：垂尾：VII切面的杠杆连接和载荷数据
| 试验情况 | 5肋卡板孔位 | 加载杠杆孔号 | 10肋卡板孔位 | 加载杠杆孔号 | 杠杆中心孔号 | 侧向载荷千牛 | 侧载荷压心X | 侧载荷压心Y |
| 1 | 前 | 1 | 前 | 2 | 3 | 10 | 20.803 | 3.390 |
| 2 | 前 | 1 | 前 | 2 | 4 | 10 | 20.974 | 3.790 |
| 3 | 前 | 1 | 前 | 2 | 5 | 7 | 21.145 | 4.190 |
| 4 | 后 | 6 | 后 | 7 | 8 | 10 | 21.902 | 3.390 |
| 5 | 后 | 6 | 后 | 7 | 9 | 10 | 22.003 | 3.790 |
| 6 | 后 | 6 | 后 | 7 | 10 | 7 | 22.103 | 4.190 |
| 7 | 中 | 11 | 中 | 12 | 13 | 14 | 21.353 | 3.390 |
| 8 | 中 | 11 | 中 | 12 | 14 | 14 | 21.488 | 3.790 |
| 9 | 中 | 11 | 中 | 12 | 15 | 14 | 21.624 | 4.190 |
| 10 | 中 | 11 | 前 | 16 | 17 | 14 | 21.276 | 3.600 |
| 11 | 中 | 11 | 后 | 18 | 19 | 14 | 21.572 | 3.600 |
| 12 | 前 | 1 | 中 | 20 | 21 | 10 | 21.402 | 4.100 |
| 13 | 后 | 11 | 中 | 22 | 23 | 10 | 21.785 | 4.100 |
此外，本发明不仅适用于飞机机翼，对于其它类似机翼的结构，只要是在不拆卸的条件下，用传感器装置测试机翼载荷，都属于本发明的保护范围。
Claims (12)
1、一种全机地面载荷现场标定试验方法，它是在飞机保持停机状态下标定的，其特征在于：它是在起落架不拆卸的条件下按照下述步骤进行：
(1)标定坐标系，坐标原点为机身构造水平线与0位线，即机头后1.0米处的交点，X轴与机身构造水平线重合，向后为正，Y轴在飞机对称面内向上为正，Z轴指向左翼与X、Y轴构成右手系；
(2)机翼试验时用飞机主千斤顶把飞机顶起，以加在机身处的保护托架和前起落架为支点，使主起落架离开地面，中央翼保持水平状态，飞机构造水平线和地面夹角在2°～4°，确定载荷的截面位置，载荷截面具有代表性并保证有能计录载荷的传感器安装装置，当在一翼加载时，另翼要加平衡载荷，并记录载荷数值；
(3)平尾试验时，飞机起落架着地，起落架轮胎前用重物挡紧，用托架将飞机托住，确定载荷截面位置，垂直于平尾弦加载，在载荷截面处，连接传感器装置，并记录加载载荷；
(4)垂尾试验时，飞机起落架着地，起落架轮胎前用重物挡紧，垂尾侧向加载，给飞机一个平衡侧向加载力矩的装置，确定载荷截面位置后加载，连接传感器装置，并记录加载载荷。
2、根据权利要求1所述的全机地面载荷现场标定试验方法，其特征在于：翼面上所有载荷点施加在翼肋与翼梁交接处，其接触面积不小于120mm×160mm。
3、根据权利要求1或2所述的全机地面载荷现场标定试验方法，其特征在于：利用飞机的合适的加载千斤顶或加载丝杠系统对机翼加载，力传感器放在主千斤顶上端，顶在加载杠杆中间，杠杆的两端与机翼上两卡板相连接，卡板在机翼确定的截面处，机翼前后梁及前后梁中心处三个加载位置，通过变动杠杆位置与千斤顶位置和顶点位置实现加载要求。
4、根据权利要求1或2所述的全机地面载荷现场标定试验方法，其特征在于：左右平尾在确定的载荷截面装有卡板，每个卡板在平尾的前后梁及前后梁的中心处有三个加载孔，每个加载情况用一杠杆和选定截面处的卡板连接，左右平尾再用一个杠杆连接，地面用一个活动地轨，上面压一个配重，用手动滑轮装置连接传感器，上接联合杠杆，下接活动地轨来进行加载。
5、根据权利要求3所述的全机地面载荷现场标定试验方法，其特征在于：左右平尾在确定的载荷截面装有卡板，每个卡板在平尾的前后梁及前后梁的中心处有三个加载，每个加载情况用一杠杆和选定截面处的卡板连接，左右平尾再用一个杠杆连接，地面用一个活动地轨，上面压一个配重，用手动滑轮装置连接传感器，上接联合杠杆，下接活动地轨来进行加载。
6、根据权利要求1或2所述的全机地面载荷现场标定试验方法，其特征在于：垂尾加载时，给飞机一个平衡侧向加载力矩的装置是一个在飞机机身尾部的主要承力框右侧立一个侧向立柱，立柱用配重压在地面，在立柱上端和飞机机身尾部的主要承力框高度相同的地方装一个与飞机机身尾部的主要承力框外形相同的木块，试验前与飞机飞机机身尾部的主要承力框靠紧。
7、根据权利要求3所述的全机地面载荷现场标定试验方法，其特征在于：垂尾加载时给飞机一个平衡侧向加载力矩的装置是一个在飞机机身飞机机身尾部的主要承力框右侧立一个侧向立柱，立柱用配重压在地面，在立柱上端和飞机机身尾部的主要承力框高度相同的地方装一个与飞机机身尾部的主要承力框外形相同的木块，试验前与飞机飞机机身尾部的主要承力框靠紧。
8、根据权利要求5所述的全机地面载荷现场标定试验方法，其特征在于：垂尾加载时给飞机一个平衡侧向加载力矩的装置是一个在飞机机身飞机机身尾部的主要承力框右侧立一个侧向立柱，立柱用配重压在地面，在立柱上端和飞机机身尾部的主要承力框高度相同的地方装一个与飞机机身尾部的主要承力框外形相同的木块，试验前与飞机飞机机身尾部的主要承力框靠紧。
9、根据权利要求1或2所述的全机地面载荷现场标定试验方法，其特征在于：垂尾加载时，选定截面处用卡板卡住，利用一加载杠杆变换位置实施各个情况的载荷，利用一个吊车的悬臂滑轮，一端通过钢丝绳与传感器和加载杠杆相连，另一端利用滑轮导向和手动滑轮装置相接，手动滑轮装置另一端和吊车固定，利用手动滑轮装置进行加载，并记录载荷数值。
10、根据权利要求3所述的全机地面载荷现场标定试验方法，其特征在于：垂尾加载时，选定截面处用卡板卡住，利用一加载杠杆变换位置实施各个情况的载荷，利用一个吊车的悬臂滑轮，一端通过钢丝绳与传感器和加载杠杆相连，另一端利用滑轮导向和手动滑轮装置相接，手动滑轮装置另一端和吊车固定，利用手动滑轮装置进行加载，并记录载荷数值。
11、根据权利要求5所述的全机地面载荷现场标定试验方法，其特征在于：垂尾加载时，选定截面处用卡板卡住，利用一加载杠杆变换位置实施各个情况的载荷，利用一个吊车的悬臂滑轮，一端通过钢丝绳与传感器和加载杠杆相连，另一端利用滑轮导向和手动滑轮装置相接，手动滑轮装置另一端和吊车固定，利用手动滑轮装置进行加载，并记录载荷数值。
12、根据权利要求8所述的全机地面载荷现场标定试验方法，其特征在于：垂尾加载时，选定截面处用卡板卡住，利用一加载杠杆变换位置实施各个情况的载荷，利用一个吊车的悬臂滑轮，一端通过钢丝绳与传感器和加载杠杆相连，另一端利用滑轮导向和手动滑轮装置相接，手动滑轮装置另一端和吊车固定，利用手动滑轮装置进行加载，并记录载荷数值。
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