本申请属于飞机结构疲劳试验技术领域，具体涉及一种载荷加载装置。
背景技术：
在飞机结构疲劳试验中，对应于飞机在一个飞机周期内的多种变化状态，对飞机结构设计存在有多种疲劳考核状态，在不同疲劳考核状态下，作动筒对飞机结构的载荷加载方向存在差异，在变换疲劳考核状态时，相应调整作动筒对飞机结构的载荷加载方向。
当前在飞机结构疲劳试验中，多是通过手动拆装调整作动筒的位置，实现对飞机结构载荷加载方向的调节，以适应不同的疲劳考核状态，该种技术方案过程繁琐，且需要停机进行，严重制约试验效率，使试验周期过长。
鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本专利申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。
技术实现要素：
本申请的目的是提供一种载荷加载装置，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
本申请的技术方案是：
一种载荷加载装置，包括：
支撑梁，其上具有凹槽；凹槽相对的两个侧壁上具有条形孔；
作动筒，其活塞杆用以连接至飞机结构，以能够为该飞机结构施加载荷；
滑杆，与作动筒的筒体连接，其一端伸入一个条形孔，另一端伸入另一个条形孔，能够沿条形孔伸展方向滑动，以此能够带动作动筒运动或在作动筒的带动下运动，从而能够调节作动筒对飞机结构施加载荷的方向。
根据本申请的至少一个实施例，滑杆呈圆柱状，能够沿条形孔伸展方向滚动；
作动筒的筒体与滑杆铰接，能够绕滑杆转动。
根据本申请的至少一个实施例，还包括：
轴承，其内圈套接在滑杆上，其外圈与作动筒的筒体连接。
根据本申请的至少一个实施例，轴承为关节轴承。
根据本申请的至少一个实施例，滑杆与轴承的内圈过盈配合。
根据本申请的至少一个实施例，轴承位于凹槽内。
根据本申请的至少一个实施例，每个条形孔沿伸展方向一侧的壁面上具有多个容纳槽，用以容纳滑杆。
根据本申请的至少一个实施例，每个容纳槽至少一侧的侧壁向背向另一侧的方向倾斜。
附图说明
图1是本申请实施例提供的载荷加载装置的示意图；
图2是本申请实施例提供的载荷加载装置的局部示意图；
图3-图5是本申请实施例提供的载荷加载装置的原理图；
其中：
1-支撑梁；2-作动筒；3-飞机结构；4-滑杆；5-轴承。
具体实施方式
为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。
下面结合附图1至图5对本申请做进一步详细说明。
一种载荷加载装置，包括：
支撑梁1，其上具有凹槽；凹槽相对的两个侧壁上具有条形孔；
作动筒2，其活塞杆用以连接至飞机结构3，以能够为该飞机结构3施加载荷；
滑杆4，与作动筒2的筒体连接，其一端伸入一个条形孔，另一端伸入另一个条形孔，能够沿条形孔伸展方向滑动，以此能够带动作动筒2运动或在作动筒2的带动下运动，从而能够调节作动筒2对飞机结构3施加载荷的方向。
对于上述实施例公开的载荷加载装置，领域内技术人员可以理解的是，该载荷加载装置可用在飞机结构疲劳试验中，在变换疲劳考核状态时，其可通过滑杆4沿条形通孔的伸展方向滑动带动作动筒2的运动，或者对作动筒2施加作用力，使作动筒2带动滑杆4沿条形通孔的伸展方向运动，从而可实现对飞机结构3载荷加载方向的调节，以此能够快速适应不同疲劳考核状态对载荷加载方向的要求。
在一些可选的实施例中，滑杆4呈圆柱状，能够沿条形孔伸展方向滚动；
作动筒2的筒体与滑杆1铰接，能够绕滑杆转动。
对于上述实施例公开的载荷加载装置，领域内技术人员可以理解的是，滑杆4可通过沿条形孔伸展方向滚动带动作动筒2运动，以快速、高效的调节作动筒2对飞机结构3施加载荷的方向。
在一些可选的实施例中，还包括：
轴承5，其内圈套接在滑杆4上，以降低滑杆4与条形通孔间的摩擦，其外圈与作动筒2的筒体连接。
在一些可选的实施例中，轴承5为关节轴承。
对于上述实施例公开的载荷加载装置，领域内技术人员可以理解的是，机体结构3在承受作动筒2施加的载荷时会发生相应的形变，设计轴承5为关节轴承，可以使作动筒2具有小范围的摆动能力，以此适应机体结构3发生的形变。
在一些可选的实施例中，滑杆4与轴承5的内圈过盈配合。
在一些可选的实施例中，轴承5位于凹槽内。
在一些可选的实施例中，每个条形孔沿伸展方向一侧的壁面上具有多个容纳槽，用以容纳滑杆4。
对于上述实施例公开的载荷加载装置，领域内技术人员可以理解的是，两个条形孔上的容纳槽相对设置，成对出现形成一个容纳槽组，滑杆4滚动至容纳槽组所在位置时，陷入其内，滑杆4的位置将被固定，亦即作动筒2的位置被固定，以此可避免作动筒2在向机体结构3施加载荷时位置发生变化。
对于上述实施例公开的载荷加载装置，领域内技术人员还可以理解的是，每个条形通孔上各个容纳槽的位置可以根据不同疲劳考核状态下作动筒2对飞机结构3施加载荷的需要进行设计。
在一些可选的实施例中，每个容纳槽至少一侧的侧壁向背向另一侧的方向倾斜，以使作动筒2能够在受微小作用力的牵引下即可带动滑杆4自在容纳槽中滚出，脱离容纳槽的限制，能够沿条形孔伸展方向滚动，从而能够根据需要调节作动筒2对飞机结构3施加载荷的方向。
对于上述实施例的公开的载荷加载装置，领域内技术人员可以理解的是，设置容纳槽一侧的侧壁向背向另一侧的方向倾斜，倾斜侧壁与水平方向的角度θ，该角度θ可称为临界角度，其大小可根据机体结构3承受载荷发生变形使作动筒2发生的最大偏摆角度α进行设置，使临界角度θ不小于最大偏摆角度α，以避免滑杆4在作动筒2向机体结构3施加载荷时自容纳槽中滚出，使作动筒2的位置发生变化，其原理可参见图3-图5。
参见图3，在临界角度θ等于最大偏摆角度α时，作动筒2偏摆至最大偏摆角度α，此时作动筒2上的作用力垂直于容纳槽倾斜的侧壁，该作用力f不能够牵引使滑杆4自在容纳槽中滚出，从而能够在作动筒2最大偏摆范围内将作动筒2的位置固定，以此避免作动筒2在向机体结构3施加载荷时位置发生变化。
参见图4，在临界角度θ大于最大偏摆角度α时，动筒2偏摆至最大偏摆角度α，此时作动筒2上的作用力f沿容纳槽倾斜侧壁的分解力指向容纳槽底部，以此能够将滑杆4限制的容纳槽内，从而能够在作动筒2最大偏摆范围内将作动筒2的位置固定，以此避免作动筒2在向机体结构3施加载荷时位置发生变化。
参见图5，在临界角度θ小于最大偏摆角度α时，动筒2偏摆至最大偏摆角度α，此时作动筒2上的作用力f沿容纳槽倾斜侧壁的分解力指向容纳槽外部，在该作用力f足够大时，其沿容纳槽倾斜侧壁的分解力产生的牵引作用可能使滑杆4自容纳槽中滚出，从而在作动筒2在向机体结构3施加载荷时不能够有限固定作动筒2的位置。
基于以上解释，本领域内技术人员可以理解的是，设置临界角度θ不小于最大偏摆角度α，可有效避免滑杆4在作动筒2向机体结构3施加载荷时自容纳槽中滚出，使作动筒2的位置发生变化，在需要对作动筒2的位置进行调整时，可摆动作动筒2使作动筒2的偏摆角度大于最大偏摆角度α，对作动筒2施加适当的作用力即可迁引滑杆4自在容纳槽中滚出，脱离容纳槽的限制，以此能够沿条形孔伸展方向滚动，根据需要调节作动筒2对飞机结构3施加载荷的方向。
说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。
1.一种载荷加载装置，其特征在于，包括：
支撑梁(1)，其上具有凹槽；所述凹槽相对的两个侧壁上具有条形孔；
作动筒(2)，其活塞杆用以连接至飞机结构(3)，以能够为该飞机结构(3)施加载荷；
滑杆(4)，与所述作动筒(2)的筒体连接，其一端伸入一个所述条形孔，另一端伸入另一个所述条形孔，能够沿所述条形孔伸展方向滑动，以此能够带动所述作动筒(2)运动或在所述作动筒(2)的带动下运动，从而能够调节所述作动筒(2)对所述飞机结构(3)施加载荷的方向。
2.根据权利要求1所述的载荷加载装置，其特征在于，
所述滑杆(4)呈圆柱状，能够沿所述条形孔伸展方向滚动；
所述作动筒(2)的筒体与所述滑杆(1)铰接，能够绕所述滑杆转动。
3.根据权利要求2所述的载荷加载装置，其特征在于，
还包括：
轴承(5)，其内圈套接在所述滑杆(4)上，其外圈与所述作动筒(2)的筒体连接。
4.根据权利要求3所述的载荷加载装置，其特征在于，
所述轴承(5)为关节轴承。
5.根据权利要求3所述的载荷加载装置，其特征在于，
所述滑杆(4)与所述轴承(5)的内圈过盈配合。
6.根据权利要求3所述的载荷加载装置，其特征在于，
所述轴承(5)位于所述凹槽内。
7.根据权利要求2所述的载荷加载装置，其特征在于，
每个所述条形孔沿伸展方向一侧的壁面上具有多个容纳槽，用以容纳所述滑杆(4)。
8.根据权利要求7所述的载荷加载装置，其特征在于，
每个所述容纳槽至少一侧的侧壁向背向另一侧的方向倾斜。
技术总结