本發明涉及飛機靜力試驗，具體涉及一種飛行器機身靜力試驗裝置及試驗方法。
背景技術：
1、飛機靜力試驗是驗證飛機結構設計安全性和可靠性最直接，最有效的物理驗證手段。飛機靜力試驗可按機翼、機身、尾翼、起落架等分部段試驗，也可進行全機靜力試驗。機身作為整個飛機結構的中樞，負責將所有其他主要部件連接成一個整體，并協調傳遞它們所承受的載荷，因此，機身受力較為復雜。目前，機身作為單獨部件進行靜力試驗時存在如下問題：（1）機身與其他部件連接處載荷復雜，連接處載荷難以模擬真實情況。（2）支持約束形式較為復雜，支持位置無法獲得真實試驗結果，難以實現懸空試驗加載。（3）機身作為分離體試驗為滿足多工況、復雜組合載荷試驗要求，通常需要設計多種組合試驗支撐裝置，操作復雜，試驗周期長。（4）若進行全機靜力試驗，往往需要提供一套組合加載試驗裝置，承力地軌、承力墻等，試驗場地環境要求較高，一次性投資大。
技術實現思路
1、為了解決上述問題，本發明克服了由于加載設備、承力地軌、承力墻設置等試驗條件的限制，提供了一種便于飛行器機身載荷加載的一種試驗裝置，該裝置通過電動缸與沙袋的結合，可以實現機身多工況懸空加載，并能夠真實模擬連接區情況。同時該裝置具有成本低，易操作等特點。
2、本發明的飛行器機身靜力試驗裝置，包括前翼工裝，后翼工裝、兩臺龍門架、驅動元件?、測力計、繩索、載荷元件和轉向元件，飛行器的機身上設有前翼安裝點和后翼安裝點，兩臺龍門架上設置有驅動元件，所述驅動元件可調整測力計的豎直位置；驅動元件下方豎直連接測力計，測力計通過繩索與下方的元件實現連接；前翼工裝包括主梁和位于主梁兩端部并沿垂直于主梁同向延伸的兩個吊掛梁，每個吊掛梁的上側面和下側面均設置有用于與繩索相連的上側面連接結構和下側面連接結構；后翼工裝包括橫梁，在橫梁的上側面和下側面均左右對稱地設置有上側面連接結構和下側面連接結構；前翼工裝的主梁、后翼工裝的橫梁均沿飛行器機身的橫向布置，并且分別連接在飛行器的前翼安裝點和后翼安裝點上；所述載荷元件的質量為可調質量，位置可調，布置在機身內提供載荷；測力計下端所連接的繩索向下直接連接所述上側面連接結構，或測力計下端所連接的繩索向下繞過轉向元件后，再向上連接下側面連接結構。
3、在一種工況下應用時，一臺龍門架所連的測力計通過繩索向下連接前翼工裝的上側面連接結構；另一臺龍門架所連的測力計向下連接后翼工裝的上側面連接結構。
4、在另一種工況下應用時，一臺龍門架所連的測力計通過繩索向下連接轉向元件，通過轉向元件換向后，繩索向上連接前翼工裝的下側面連接結構，另一臺龍門架所連的測力計通過繩索向下連接轉向元件，通過轉向元件換向后，繩索向上連接后翼工裝的下側面連接結構。
5、進一步地，所述上側面連接結構、下側面連接結構中的至少一個為吊環。
6、進一步地，所述轉向元件為定滑輪。
7、進一步地，所述繩索為鋼絲繩。
8、進一步地，所述載荷元件為沙袋。
9、進一步地，所述驅動元件為電動缸。
10、進一步地，所述繩索保持豎直。
11、進一步地，驅動元件在下降過程中緩慢下降，以起到對機身的保護作用。
12、本發明應用于機身靜力試驗中，在不受場地制約的條件下，通過沙袋和電動缸的調整，實現機身在多種工況下的加載。具體地：利用沙袋實現垂直向下載荷加載，利用電動缸的調整及沙袋質量的調整可實現機身在垂直起飛、飛行、著陸等各種工況下的加載。試驗過程可通過測力計讀數精準控制加載載荷，電動缸在下降過程中可以起到對機身的保護。本發明在不更換試驗裝置的條件下能夠滿足飛行、垂直起降，著陸等多工況試驗。同時該裝置具有成本低，易操作，試驗件保護措施完善等特點。
1.一種飛行器機身靜力試驗裝置，包括前翼工裝（1），后翼工裝（2）、兩臺龍門架（3）、驅動元件（4）、測力計（5）、繩索（6）、載荷元件（7）和轉向元件（11），其特征在于：飛行器的機身（8）上設有前翼安裝點和后翼安裝點，兩臺龍門架上設置有驅動元件（4），所述驅動元件（4）可調整測力計（5）的豎直位置；驅動元件（4）下方豎直連接測力計（5），測力計（5）通過繩索（6）與下方的元件實現連接；
2.如權利要求1所述的飛行器機身靜力試驗裝置，其特征在于：一臺龍門架（3）所連的測力計（5）通過繩索（6）向下連接前翼工裝上側面連接結構（101）；另一臺龍門架（3）所連的測力計（5）向下連接后翼工裝上側面連接結構（102）。
3.如權利要求1所述的飛行器機身靜力試驗裝置，其特征在于：一臺龍門架（3）所連的測力計（5）通過繩索（6）向下連接轉向元件（11），通過轉向元件（11）換向后，繩索（6）向上連接前翼工裝下側面連接結構（103），另一臺龍門架（3）所連的測力計（5）通過繩索（6）向下連接轉向元件（11），通過轉向元件（11）換向后，繩索（6）向上連接后翼工裝下側面連接結構（104）。
4.根據權利要求1-3任意一項所述的飛行器機身靜力試驗裝置，其特征在于，所述連接結構為吊環。
5.根據權利要求1-3任意一項所述的飛行器機身靜力試驗裝置，其特征在于，所述轉向元件（11）為定滑輪。
6.根據權利要求1-3任意一項所述的飛行器機身靜力試驗裝置，其特征在于，所述繩索（6）為鋼絲繩。
7.根據權利要求1-3任意一項所述的飛行器機身靜力試驗裝置，其特征在于，所述載荷元件（7）為沙袋。
8.根據權利要求1-3任意一項所述的飛行器機身靜力試驗裝置，其特征在于，所述驅動元件（4）為電動缸。
9.根據權利要求1-3任意一項所述的飛行器機身靜力試驗裝置，其特征在于，所述繩索（6）保持豎直。
10.根據權利要求1-3任意一項所述的飛行器機身靜力試驗裝置，其特征在于，驅動元件（4）在下降過程中緩慢下降，以起到對機身（8）的保護作用。