技术摘要：
本发明实施例公开了一种飞机向上加载装置，其中，横梁垂直固定安装于立柱上，横梁的两端分别固定设置一个滚轮支座，两个滚轮通过两件滚轮螺栓一一对应的安装在两件滚轮支座上，导向钢索绕过两件滚轮、且穿过两件滚轮支座和横梁；横梁一侧，从地面到导向钢索一端之间依  全部
背景技术：
飞机结构强度地面验证需完成多种工况试验，有的工况机翼施加向上载荷，有的 工况机身施加向上载荷，如图1所示，为飞机结构强度地面验证过程中对飞机试件施加向上 载荷的示意图。 目前飞机向上加载通常采用搭建龙门架的加载方法，如图2所示，为现有技术中向 飞机施加向上载荷的龙门架加载装置，该龙门架加载装置的实施方式为：首先在地面安装 两件立柱，然后在加载横梁上安装加载作动筒，最后将加载横梁安装在两件立柱的顶上。搭 建龙门架的加载方法作动筒安装在飞机试件的上方，存在重物下坠砸伤飞机试件的安全隐 患，且试验中作动筒的调试、检查和维护不方便，需要在高空完成；搭建龙门架的加载方法 安装工作量较大，安装适应性较差，个别加载点需要搭建加载横梁很长的龙门架，有时为了 躲避一个加载点搭建的龙门架还需要将另一个加载点的龙门架搭建的更高。
技术实现要素：
为了解决上述技术问题，本发明实施例提供了一种飞机向上加载装置，通过提供 一种可随动的飞机向上加载装置，以实现一种安装便捷、且适用性强的飞机向上加载装置。 本发明实施例提供一种飞机向上加载装置，包括：飞机试件、胶布带、杠杆钢索、杠 杆、传感器单耳、传感器、传感器双耳、耳片螺栓、导向钢索、横梁、滚轮支座、滚轮、作动筒双 耳、垂直设置于地面的立柱、作动筒、作动筒底座； 其中，横梁包括端面对称设置、且形成中空区域的两腹板，以及分别固定连接于两 腹板两端的两块端板和分别固定连接于两腹板纵向中心线上下两侧的两块盖板，横梁垂直 固定安装于立柱上；横梁的两端分别固定设置一个滚轮支座，两个滚轮通过两件滚轮螺栓 一一对应的安装在两件滚轮支座上，导向钢索绕过两件滚轮、且穿过两件滚轮支座和横梁 的中空区域吊装在横梁两侧的下方，导向钢索的一端连接向上加载结构，另一端连接飞机 试验结构； 向上加载结构包括从地面到导向钢索一端之间依次安装的作动筒底座、作动筒和 作动筒双耳；飞机试验结构包括飞机试件、依次连接飞机试件上粘贴的胶布带、多组杠杆钢 索和杠杆，以及传感器单耳、传感器和传感器双耳；导向钢索两端的耳环分别与作动筒双耳 和传感器双耳通过耳片螺栓连接； 所述飞机向上加载装置，用于通过作动筒收缩施加飞机试件向上载荷，通过传感 器测量施加载荷的大小。 可选地，如上所述的飞机向上加载装置中，还包括：用于对横梁进行加强的一组凸 台螺栓； 4 CN 111572813 A 说　明　书 2/6 页 所述两腹板的横向中心线上均设置有一列通孔，用于安装一组凸台螺栓的螺杆， 并通过安装于两腹板外侧的凸台螺栓的螺母压紧固定；所述凸台螺栓不会与导向钢索接 触。 可选地，如上所述的飞机向上加载装置中，所述横梁的两腹板上端面等间距设置 有的两列通孔，用于在横梁上面安装滚轮支座，且通过两列通孔调节滚轮支座的安装位置。 可选地，如上所述的飞机向上加载装置中，还包括：立柱螺栓、立柱螺母和垫板； 所述立柱螺栓安装在立柱顶上的螺纹孔内；横梁的两块盖板上设置有中心通过， 两块盖板的中心通孔穿过立柱上的立柱螺栓，垫板穿过立柱螺栓且位于横梁上，通过立柱 螺母压紧固定垫板和横梁，使得横梁在其纵向中心线位置通过立柱螺栓、垫板和立柱螺母 固定在立柱顶上。 可选地，如上所述的飞机向上加载装置中，还包括：支座螺栓和滚轮螺栓； 所述滚轮支座包括水平底板和垂直于水平底板的两块滚轮安装板；其中，水平底 板上设置有四个通孔，用于滚轮支座与横梁通过支座螺栓固定连接，水平底板上还设置有 两个通孔，用于导向钢索穿过滚轮支座；两块滚轮安装板上设置有通孔，用于通过滚轮螺栓 安装滚轮。 可选地，如上所述的飞机向上加载装置中，在大载荷的情况下，所述两件滚轮支座 对称的安装在横梁纵向中心线的两侧。 可选地，如上所述的飞机向上加载装置中， 根据试验现场实际安装状况，两件滚轮支座到横梁纵向中心线的距离可调节至飞 机向上加载装置便于安装的位置。 可选地，如上所述的飞机向上加载装置中，所述横梁是基于飞机试件加载点位置 为圆心按设定方向安装的，立柱是基于横梁纵向中心线位置为圆心按设定方向安装的。 本发明实施例提供的飞机向上加载装置中，横梁可按合适的等力臂和合适的角度 安装，立柱也可按合适的角度安装，安装适用性特强；该飞机向上加载装置的作动筒安装在 地面，避免了安装过程中重物下坠砸伤飞机试件的风险，方便了试验过程中对作动筒的调 试、检查和维护；该飞机向上加载装置安装工作量较传统加载装置减少近一半，且安装完成 后横梁和立柱可以作为一个整体用于下一个工况向上加载点安装。 附图说明 附图用来提供对本发明技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本 申请的实施例一起用于解释本发明的技术方案，并不构成对本发明技术方案的限制。 图1为飞机结构强度地面验证过程中对飞机试件施加向上载荷的示意图； 图2所示为现有技术中向飞机施加向上载荷的龙门架加载装置； 图3为本发明实施例提供的一种飞机向上加载装置的结构示意图； 图4为本发明实施例提供的飞机向上加载装置中一种飞机试验结构的部分结构示 意图； 图5为本发明实施例提供的飞机向上加载装置中一种传感器单耳的结构示意图； 图6为本发明实施例提供的飞机向上加载装置中一种传感器的结构示意图； 图7为本发明实施例提供的飞机向上加载装置中一种传感器双耳的结构示意图； 5 CN 111572813 A 说　明　书 3/6 页 图8为本发明实施例提供的飞机向上加载装置中一种导向钢索的结构示意图； 图9为本发明实施例提供的飞机向上加载装置中一种横梁的结构示意图； 图10为本发明实施例提供的飞机向上加载装置中一种垫板的结构示意图； 图11为本发明实施例提供的飞机向上加载装置中一种凸台螺栓的结构示意图； 图12为本发明实施例提供的飞机向上加载装置中一种滚轮支座的结构示意图； 图13为本发明实施例提供的飞机向上加载装置中一种滚轮的结构示意图； 图14为本发明实施例提供的飞机向上加载装置中一种立柱的结构示意图； 图15为本发明实施例提供的飞机向上加载装置中一种作动筒的结构示意图。