CN107662713B - 大变形机翼静力试验的随动加载装置 - Google Patents

Abstract

本公开提供一种大变形机翼静力试验的随动加载装置，涉及飞机技术领域。该随动加载装置包括支架、滑台、平移驱动装置、夹持装置、加载装置、位置检测装置和控制装置。支架能固定于地面上。滑台可滑动地设于支架上，且位于机翼上方。平移驱动装置设于支架并与滑台连接，用于驱动滑台沿预设方向直线移动。夹持装置夹持并固定于机翼。加载装置具有第一端和第二端，第一端铰接于滑台，第二端通过一连接件与夹持装置连接，加载装置用于牵拉机翼。位置检测装置用于检测夹持装置的位置变化，并发送位移信息。控制装置用于接收位移信息，据以控制平移驱动装置驱动滑台沿预设方向直线移动，以使连接件与机翼始终垂直。

Description

大变形机翼静力试验的随动加载装置

技术领域

本发明涉及飞机技术领域，尤其涉及一种大变形机翼静力试验的随动加载装置。

背景技术

随着对飞机综合性能要求的不断提高，大展弦比、大变形机翼作为新一代飞机(特别是无人机)的一大特点，为提高飞机结构效率，复合材料在机翼结构上大量采用，成为衡量飞机结构先进性的主要指标。复合材料大展弦比机翼的特点是根部弯矩较大，机翼弯曲结构变形大，大变形对机翼静力试验的提出了更大挑战。

现有的大变形机翼静力试验的加载设备，可在机翼上的若干位置施加试验载荷，且试验载荷的方向是固定不变的，以便模拟机翼在实际飞行过程中的气动载荷，从而可验证机翼的强度、刚度和稳定性等指标，判断机翼的性能。但是，在对机翼施加试验载荷后，在试验载荷的作用下，机翼通常会出现弯曲变形，特别是对于大展弦比的机翼而言，其弯曲变形的幅度较大，使得试验载荷的方向与气动载荷的方向产生一定的偏差。机翼的弯曲变形的幅度越大，该偏差越明显，最终导致静力试验的数据和理论计算的数据存在较大的误差。因而难以准确的验证机翼结构的刚度、稳定性和承载能力等指标，不利于判断机翼的性能，也不利于机翼的设计和改进。

需要说明的是，在上述背景技术部分公开的信息仅用于加强对本公开的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。

发明内容

本公开的目的在于提供大变形机翼静力试验的随动加载装置，进而至少在一定程度上克服由于相关技术的限制和缺陷而导致的一个或者多个问题。

根据本公开的一个方面，提供一种大变形机翼静力试验的随动加载装置，用于机翼的静力试验，所述机翼的根部能固定于垂直于地面的安装面上，所述大变形机翼静力试验的随动加载装置包括：

支架，能固定于地面上；

滑台，可滑动地设于所述支架上，且位于所述机翼上方；

平移驱动装置，设于所述支架并与所述滑台连接，用于驱动所述滑台沿预设方向直线移动，所述预设方向平行于所述机翼的翼展方向；

夹持装置，夹持并固定于所述机翼；

加载装置，具有第一端和第二端，所述第一端铰接于所述滑台，所述第二端通过一连接件与所述夹持装置连接，所述加载装置用于牵拉所述机翼；

位置检测装置，用于检测所述夹持装置的位置变化，并发送位移信息；

控制装置，用于接收所述位移信息，据以控制所述平移驱动装置驱动所述滑台沿所述预设方向直线移动，以使所述连接件与所述机翼垂直。

在本公开的一种示例性实施例中，所述位移信息包括所述夹持装置的角位移、水平位移和竖直位移。

在本公开的一种示例性实施例中，控制所述平移驱动装置驱动所述滑台沿所述预设方向直线移动包括：

根据所述角位移、水平位移和竖直位移确定调整位移；

控制所述平移驱动装置驱动所述滑台沿所述预设方向以所述调整位移直线移动。

在本公开的一种示例性实施例中，根据所述角位移、水平位移和竖直位移确定调整位移包括：

根据预设公式计算所述调整位移，所述预设公式为：

Δl＝Δx+(H-Δy)tanγ；

其中，Δl为所述调整位移，γ为所述角位移，Δx为所述水平位移，Δy为所述竖直位移，H为所述第一端与所述夹持装置的距离。

在本公开的一种示例性实施例中，所述位置检测装置包括：

角位移传感组件，用于检测所述角位移；

直线位移传感组件，用于检测所述水平位移和所述竖直位移。

在本公开的一种示例性实施例中，所述支架的顶部设有平行于所述翼展方向的导轨，所述滑台设有滚轮，所述滚轮配合设于所述导轨上。

在本公开的一种示例性实施例中，所述夹持装置包括：

上夹板，设于所述机翼上方；

下夹板，设于所述机翼下方；

连接螺栓，同时与所述上夹板和所述下夹板连接，以使所述上夹板和所述下夹板夹紧所述机翼。

在本公开的一种示例性实施例中，所述上夹板包括：

上底板，设于所述机翼上方；

多个上垫块，设于所述上底板靠近所述机翼的表面，且各所述上垫块与所述机翼的上表面匹配；

所述下夹板包括：

下底板，设于所述机翼下方，并通过所述连接螺栓与所述上底板连接；

多个下垫块，设于所述下底板靠近所述机翼的表面，且各个所述下垫块与所述机翼的下表面匹配。

在本公开的一种示例性实施例中，所述上夹板还包括：

多个上弹性垫，一一对应的设于各所述上垫块，且夹紧于所述上垫块和所述机翼的上表面之间；

所述下夹板还包括：

多个下弹性垫，一一对应的设于各所述下垫块，且夹紧于所述下垫块和所述机翼的下表面之间。

在本公开的一种示例性实施例中，所述平移驱动装置和/或所述加载装置为作动筒。

本公开的大变形机翼静力试验的随动加载装置，可由加载装置通过连接件和夹持装置对机翼进行牵拉以施加试验载荷。同时，当夹持装置的位置发生变化时，说明机翼发生了弯曲变形，可通过位置检测装置检测夹持装置的位置变化，即载荷作用的位置的变化，并发出位移信息。控制装置可根据该位移信息控制平移驱动装置，由该平移驱动装置驱动滑台沿预设方向直线移动，保证连接件与机翼始终垂直，使试验载荷的方向始终垂直于机翼，从而更加准确的模拟实际飞行时的气动载荷，减小试验载荷与气动载荷的偏差，以便提高试验结果的准确性，有利于机翼的设计和改进。

应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本公开。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本公开的实施例，并与说明书一起用于解释本公开的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本公开的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本公开示例实施方式大变形机翼静力试验的随动加载装置的示意图。

图2为图1中A部的放大图。

图3为本公开示例实施方式大变形机翼静力试验的随动加载装置的滑台与机架安装的示意图。

图4为本公开示例实施方式大变形机翼静力试验的随动加载装置的滑台与加载装置连接的示意图。

图5为本公开示例实施方式大变形机翼静力试验的随动加载装置的夹持装置的示意图。

图6为本公开示例实施方式大变形机翼静力试验的随动加载装置的夹持装置夹持机翼的示意图。

图7为本公开示例实施方式大变形机翼静力试验的随动加载装置中确定调整位移的原理示意图。

图8为本公开示例实施方式大变形机翼静力试验的随动加载装置的电路原理框图。

图9为采用多个本公开示例实施方式的机翼进行进行静力试验的示意图。

图中：1、支架；101、框体；1011、导轨；102、立柱；2、滑台；21、滚轮；22、铰接座；3、平移驱动装置；4、夹持装置；41、上夹板；411、上底板；412、上垫块；413、上弹性垫；42、下夹板；421、下底板；422、下垫块；423、下弹性垫；43、连接螺栓；5、加载装置；6、位置检测装置；61、角位移传感组件；62、直线位移传感组件；7、控制装置；8、连接件；9、机翼；10、安装面；11、地面。

具体实施方式

现在将参考附图更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的实施方式；相反，提供这些实施方式使得本发明将全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。图中相同的附图标记表示相同或类似的结构，因而将省略它们的详细描述。

虽然本说明书中使用相对性的用语，例如“上”“下”来描述图标的一个组件对于另一组件的相对关系，但是这些术语用于本说明书中仅出于方便，例如根据附图中所述的示例的方向。能理解的是，如果将图标的装置翻转使其上下颠倒，则所叙述在“上”的组件将会成为在“下”的组件。当某结构在其它结构“上”时，有可能是指某结构一体形成于其它结构上，或指某结构“直接”设置在其它结构上，或指某结构通过另一结构“间接”设置在其它结构上。

用语“一个”、“一”、“该”和“所述”用以表示存在一个或多个要素/组成部分/等；用语“包括”和“具有”用以表示开放式的包括在内的意思并且是指除了列出的要素/组成部分/等之外还可存在另外的要素/组成部分/等；用语“第一”、“第二”等仅作为标记使用，不是对其对象的数量限制。

本示例实施方式中提供了一种大变形机翼静力试验的随动加载装置，如图1～图8所示，该大变形机翼静力试验的随动加载装置可用于对机翼9进行静力试验，机翼9的根部能固定于一安装面10上，安装面10可以是垂直于地面11的墙面或其它表面，且机翼9的翼展方向可垂直于该安装面10，即平行于地面11。本示例实施方式的大变形机翼静力试验的随动加载装置可以包括支架1、滑台2、平移驱动装置3、夹持装置4、加载装置5、位置检测装置6和控制装置7。

支架1可以通过焊接或利用螺栓连接等方式固定于地面11上，且支架1的结构可以有多种形式，举例而言，支架1可以包括框体101和立柱102，其中：

框体101的形状可以是矩形，其可以由多个边梁围成，且相邻两边梁可通过焊接、卡接或利用螺栓连接等方式固定连接；当然，框体101也可以是一体式结构。框体101可水平设于机翼9的上方，且框体101的长度方向平行于翼展方向。此外，框体101也可以是其它形状，在此再一一列举。

立柱102的横截面可以是圆形、矩形等，在此不做特殊限定。立柱102的顶端可通过焊接、卡接等方式固定于框体101的底面，立柱102的底端可通过地脚螺钉固定于地面11，且立柱102可垂直于地面11设置，从而可将框体101支撑于机翼9的上方。立柱102的数量可以是多个，例如四个，四个立柱102可分别支撑于框体101的四个端角，且对称分布于机翼9的两侧。当然，各个立柱102与框体101也可以是一体式结构。立柱102的高度可以是机翼9的极限变形量的2.5倍，但不以此为限；位于机翼9两侧的两正对的立柱102间的距离可以是机翼9根部宽度的2倍，但不以此为限。

当然，支架1的结构并不限于上述示例性说明，其还可以是其它结构，在此不再一一列举。

滑台2可以是平板结构，其形状可以是矩形或其它形状，其长度不小于支架1的框体101的宽度。该滑台2可设于支架1的顶部，并可在支架1的顶部沿一预设方向直线移动，该预设方向可以平行于机翼9的翼展方向。

实现滑台2在支架1上的直线移动的方式可以是滚轮和导轨配合的方式或其它方式。

举例而言，如图3所示，滑台2的两端均可设有滚轮21，滚轮21的数量可以是四个，且对称设于滑台2的两端。当然，滚轮21的数量不限于此，也可以是其它数量。

支架1的框体101上可设有导轨1011，且导轨1011可通过焊接、卡接或利用螺栓连接等方式与框体101固定连接。当然，导轨1011也可以一体成型于框体101上。导轨1011可为直线形结构，其延伸方向可平行于预设方向，导轨1011的数量可以是两个，两个导轨1011平行设于框体101的两个长边，且两个导轨1011可对称设于机翼9的两侧。滑台2两端的滚轮21可分别配合设于两条导轨1011上，使得滑台2可沿预设方向直线移动。

需要说明的是，在支架1上设置滚轮，在滑台2上设置对应的导轨，同样可实现滑台2在支架1上直线移动，在此不再详述。此外，还可采用其它方式实现滑台2在支架1上的直线移动，在此不再一一列举。

如图3所示，平移驱动装置3可以是一作动筒，对于其类型和规格在此不做特殊限定。该作动筒可以具有筒体和推杆，该作动筒的筒体可通过焊接、卡接或利用螺栓连接等方式固定于支架1的框体101上，该推杆可沿上述预设方向设置，并可相对筒体直线往复移动；该推杆可与滑台2通过焊接或螺纹连接等方式固定连接。从而可通过该作动筒的推杆推动滑台2沿上述预设方向直线移动，通过对该作动筒的控制，可使滑台2移动任意一段距离。

当然，平移驱动装置3还可以其它能用来实现直线移动的驱动装置，只要能驱动滑台2沿预设方向直线移动，且移动距离可控即可，在此不再一一列举。

如图2、图5和图6所示，夹持装置4可从机翼9的上、下两侧夹持机翼9，且固定于机翼9上的一预设位置。夹持装置4可以包括上夹板41、下夹板42和连接螺栓43，其中：

上夹板41可以包括上底板411、上垫块412和上弹性垫413，其中：

上底板411可以是U形板或者条形的平板等结构。其可水平设于机翼9的上方，且其长度方向，即延伸方向，可垂直于翼展方向。上夹板41的长度可以大于机翼9的宽度，以使其端部可超出机翼9的边缘，上夹板41超出机翼9边缘的长度可以是150mm，但不以此为限。

上垫块412的数量可以是多个，且多个上垫块412可沿上底板411的长度方向分布于上底板411靠近机翼9的表面。各个上垫块412均可通过焊接、卡接或利用螺栓连接等方式固定于上底板411靠近机翼9的表面。任一上垫块412的下表面可与机翼9上表面上与该上垫块412对应的区域的形状相匹配，上垫块412的下表面是上垫块412靠近机翼9上表面的表面。以便更加紧密的贴合机翼9的上表面。

上弹性垫413可以是橡胶等弹性材质，其数量可以是多个，并可与上垫块412的数量相同，上弹性垫413的厚度可以是3mm，但不以此为限。各个上弹性垫413可一一对应的粘接于各个上垫块412的下表面。可将上底板411和上垫块412下压机翼9，使上弹性垫413夹紧于上垫块412和机翼9的上表面之间，由于上弹性垫413具有弹性，有利于与机翼9的上表面紧密接触，并且防止对机翼9造成损伤。

当然，上夹板41还可以采用其它结构，例如，上夹板41还可以是平板结构，该平板的下表面可与机翼9的上表面相匹配，从而可贴合机翼9的上表面。在此不再一一列举。

下夹板42可以包括下底板421、下垫块422和下弹性垫423，其中：

下底板421也可以是U形板或者条形的平板等结构。其可水平设于机翼9的下方，且其长度方向可垂直于翼展方向。下夹板42的长度可以大于机翼9的宽度，以使其端部可超出机翼9的边缘，下夹板42超出机翼9边缘的长度可以是150mm，但不以此为限。下底板421与上底板411可关于机翼9与对称。

下垫块422的数量可以是多个，且多个下垫块422可沿下底板421的长度方向分布于下底板421靠近机翼9的表面。各个下垫块422均可通过焊接、卡接或利用螺栓连接等方式固定于下底板421靠近机翼9的表面。任一下垫块422的上表面可与机翼9下表面上对应于该下垫块422的区域的形状相匹配，下垫块422的上表面是下垫块422靠近机翼9下表面的表面。以便更加紧密的贴合机翼9的下表面。

下弹性垫423可以是橡胶等弹性材质，其数量可以是多个，并可与下垫块422的数量相同，下弹性垫423的厚度同样可以是3mm，但不以此为限。各个下弹性垫423可一一对应的粘接于各个下垫块422的上表面。可将下底板421和下垫块422上压机翼9，使下弹性垫423夹紧于下垫块422和机翼9的下表面之间，由于下弹性垫423具有弹性，有利于与机翼9的下表面紧密接触，并且防止对机翼9造成损伤。

当然，下夹板42还可以采用其它结构。在此不再一一列举。

连接螺栓43的一端可与上夹板41连接，另一端可与下夹板42连接，从而可通过连接螺栓43调节上夹板41和下夹板42间的距离，使上夹板41和下夹板42夹紧机翼9。连接螺栓43的数量在此不做特殊限定。举例而言，连接螺栓43的数量为两个，且分别设于机翼9的两侧，上夹板41的上底板411和下夹板42的下底板421可同时通过两个连接螺栓43连接。

以上的夹持装置4仅为示例性说明，并不构成对夹持装置4结构的限定，夹持装置4还可以采用其它结构，只要能夹持机翼9并固定在机翼9上即可，在此不再一一列举。

如图4所示，加载装置5可具有第一端和第二端，第一端可铰接于滑台2的下表面，当滑台2直线移动时，加载装置5可相对滑台2在竖直平面内转动。第二端可通过一连接件8与夹持装置4连接，从而通过连接件8牵拉机翼9，以对机翼9施加试验载荷。试验载荷的施加可分级进行，也就是说，可分多次施加试验载荷，且试验载荷逐级递增，递增的幅度可以是5％，当然递增的幅度也可以更大或更小。该连接件8可以是钢丝绳或其它能起到连接作用的部件，在此不做特殊限定。在未对机翼9进行第一次牵拉前，即在对机翼9第一次施加试验载荷前，连接件8垂直于机翼9，即连接件8的初始位置垂直于机翼9。

举例而言：加载装置5也可以是作动筒，该作动筒同样具有筒体和推杆，该筒体的底端可为第一端，推杆位于筒体外的一端可为上述第二端。滑台2的下表面的中心可设有铰接座22，该作动筒的第一端可铰接于铰接座22，作动筒的第二端可通过一钢丝绳与上述上底板411连接，可控制该作动筒通过钢丝绳牵拉上底板411，从而对机翼9施加试验载荷。

如图7和图8所示，位置检测装置6可检测夹持装置4的位置变化，并发送位移信息。该位移信息可以反映机翼9上对应于夹持装置4的区域的位置变化，从而反映该区域的变形情况。该位移信息可以包括夹持装置4的角位移、水平位移和竖直位移，当然，也可以只包括角位移、水平位移和竖直位移中的一种或两种。

举例而言，位置检测装置6可以包括角位移传感组件61和直线位移传感组件62，其中：

角位移传感组件61可检测夹持装置4的角位移。角位移传感组件61可以是角位移传感器或其它能够起到相同作用的检测装置，在此不再一一列举。角位移传感组件61可安装于夹持装置4的上夹板41上，或者也可安装于机翼9上对应于夹持装置4的区域，具体可视角位移传感组件61的具体构成而定，在此不对其安装位置和方式做特殊限定，只要能检测出夹持装置4的角位移即可。

直线位移传感组件62可用于检测夹持装置4的水平位移和竖直位移。直线位移传感组件62可以包括两个直线移传感器，分别用来检测夹持装置4的水平位移和竖直位移；或者，直线位移传感组件62也可以是其它能够起到相同作用的检测装置，在此不再一一列举。该直线位移传感组件62可安装于夹持装置4的上夹板41或下夹板42上，也可安装于机翼9上对应于夹持装置4的区域，具体可视直线位移传感组件62的具体构成而定，在此不对其安装位置和方式做特殊限定，只要能检测夹持装置4的水平位移和竖直位移即可。

如图8所示，控制装置7可与位置检测装置6和平移驱动装置3连接，并可接收上述的位移信息，并可根据该位移信息控制平移驱动装置3，使滑台2沿预设方向直线移动，以使连接件8与机翼9始终保持垂直。控制装置7可以是单片机等微处理器，也可以是计算机等控制设备，还可以是MTI控制***等工业控制***。

举例而言，控制装置7同时与角位移传感组件61和直线位移传感组件62连接，如图7所示，图7中用虚线示出了机翼9发生弯曲变形后，机翼9及各部件的位置。控制装置7可在接收夹持装置4的角位移、水平位移和竖直位移后，可根据根据一预设公式计算出调整位移，该预设公式为：

Δl＝Δx+(H-Δy)tanγ；

其中，Δl为夹持装置4的调整位移，γ为夹持装置4的角位移；Δx为夹持装置4的水平位移，Δy为夹持装置4的竖直位移，H为上述第一端与夹持装置4的距离。在连接件8垂直于机翼9的情况下，其与竖直方向的夹角等于角位移γ。

随后，控制装置7可控制平移驱动装置3驱动滑台2沿上述预设方向直线移动，移动的位移为该调整位移。

从图7中可以看出，在机翼9发生弯曲变形的情况下，若滑台2移动Δl，可使连接件8与机翼9保持垂直，使试验载荷的方向更加符合实际的气动载荷的方向，有利于提高试验结果的准确性。

当然，还可以采用其它方式确定上述调整位移，只要能使连接垂直于机翼9即可，在此不再详述。

需要说明的是，对于翼展较长的机翼9而言，可能会需要沿翼展方向对机翼9的多个位置施加试验载荷。如图9所示，可采用多个本示例实施方式的大变形机翼静力试验的随动加载装置，例如两个，依次沿翼展方向分布，各个大变形机翼静力试验的随动加载装置的结构和安装方式相同，不同的是，各个大变形机翼静力试验的随动加载装置的夹持装置4夹持于机翼9的不同位置，由于不同位置的变形程度不一样，因而各个滑台2的移动距离可能会不同，但可保证各个连接件8均垂直于机翼9。

本示例实施方式的大变形机翼静力试验的随动加载装置，可由加载装置5通过连接件8和夹持装置4对机翼9进行牵拉以施加试验载荷。同时，当夹持装置4的位置发生变化时，说明机翼9发生了弯曲变形，可通过位置检测装置6检测夹持装置4的位置变化，即试验载荷作用的位置的变化，并发出位移信息。控制装置7可根据该位移信息控制平移驱动装置3，由该平移驱动装置3驱动滑台2沿预设方向直线移动，保证连接件8与机翼9始终垂直，使试验载荷的方向始终垂直于机翼9，从而更加准确的模拟实际飞行时的气动载荷，减小试验载荷与气动载荷的偏差，以便提高试验结果的准确性，有利于机翼9的设计和改进。

本领域技术人员在考虑说明书及实践这里公开的发明后，将容易想到本公开的其它实施方案。本申请旨在涵盖本公开的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本公开的一般性原理并包括本公开未公开的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本公开的真正范围和精神由所附的权利要求指出。

Claims (7)

1.一种大变形机翼静力试验的随动加载装置，用于机翼的静力试验，所述机翼的根部能固定于垂直于地面的安装面上，其特征在于，所述大变形机翼静力试验的随动加载装置包括：

支架，能固定于地面上；滑台，可滑动地设于所述支架上，且位于所述机翼上方；平移驱动装置，设于所述支架并与所述滑台连接，用于驱动所述滑台沿预设方向直线移动，所述预设方向平行于所述机翼的翼展方向；夹持装置，夹持并固定于所述机翼；

加载装置，具有第一端和第二端，所述第一端铰接于所述滑台，所述第二端通过一连接件与所述夹持装置连接，所述加载装置用于牵拉所述机翼；

位置检测装置，用于检测所述夹持装置的位置变化，并发送位移信息；

控制装置，用于接收所述位移信息，所述位移信息包括所述夹持装置的角位移、水平位移和竖直位移；根据所述角位移、水平位移和竖直位移确定调整位移，控制所述平移驱动装置驱动所述滑台沿所述预设方向以所述调整位移直线移动，以使所述连接件与所述机翼垂直；

根据所述角位移、水平位移和竖直位移确定调整位移包括，根据预设公式计算所述调整位移，所述预设公式为，

Δl＝Δx+(H-Δy)tanγ；

其中，Δl为所述调整位移，γ为所述角位移，Δx为所述水平位移，Δy为所述竖直位移，H为所述第一端与所述夹持装置的距离。

2.根据权利要求1所述大变形机翼静力试验的随动加载装置，其特征在于，所述位置检测装置包括：

角位移传感组件，用于检测所述角位移；直线位移传感组件，用于检测所述水平位移和所述竖直位移。

3.根据权利要求1～2任一项所述大变形机翼静力试验的随动加载装置，其特征在于，所述支架的顶部设有平行于所述翼展方向的导轨，所述滑台设有滚轮，所述滚轮配合设于所述导轨上。

4.根据权利要求1～2任一项所述大变形机翼静力试验的随动加载装置，其特征在于，所述夹持装置包括：

上夹板，设于所述机翼上方；下夹板，设于所述机翼下方；

连接螺栓，同时与所述上夹板和所述下夹板连接，以使所述上夹板和所述下夹板夹紧所述机翼。

5.根据权利要求4所述大变形机翼静力试验的随动加载装置，其特征在于，所述上夹板包括：

上底板，设于所述机翼上方；多个上垫块，设于所述上底板靠近所述机翼的表面，且各所述上垫块与所述机翼的上表面匹配；所述下夹板包括：

下底板，设于所述机翼下方，并通过所述连接螺栓与所述上底板连接；

多个下垫块，设于所述下底板靠近所述机翼的表面，且各个所述下垫块与所述机翼的下表面匹配。

6.根据权利要求5所述大变形机翼静力试验的随动加载装置，其特征在于，所述上夹板还包括：

多个上弹性垫，一一对应的设于各所述上垫块，且夹紧于所述上垫块和所述机翼的上表面之间；

所述下夹板还包括：多个下弹性垫，一一对应的设于各所述下垫块，且夹紧于所述下垫块和所述机翼的下表面之间。

7.根据权利要求1所述大变形机翼静力试验的随动加载装置，其特征在于，所述平移驱动装置和/或所述加载装置为作动筒。

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