本发明属于飞机结构静力试验，具体涉及一种大展弦比机翼随动加载装置。
背景技术：
1、大展弦比机翼布局能减少低音速飞行时的翼尖涡的影响，有利于降低诱导阻力，提高升阻比，从而减少燃料消耗，延长飞行续航时间，可服务于高空长航时的性能需求。为了防止安全事故的发生，飞机在投入使用前需要对机翼的物理性能进行把控，通常通过获取实际飞行测试中的载荷谱来分析机翼在飞行过程中受到的升力载荷。采用应变法实现载荷与应变之间的对应关系，对大展弦比机翼进行载荷标定试验，建立测量截面载荷与测量截面处应变信号间的载荷模型，飞行试验时利用载荷模型将实测应变时间历程转换为载荷时间历程。
2、大展弦比机翼具有高柔性的特点，在地面载荷标定条件下会发生大变形，导致地面载荷标定试验中载荷的获取不准确。目前针对机翼变形造成的加载误差主要的解决办法是通过龙门架结构配合双作动筒实现载荷的加载与位移的控制，通过龙门架顶部的横向作动筒控制另一力作动筒的水平位移，并通过铰链与传感器实现随动加载。该加载方法对实验室要求高，需要实验室具有足够的空间安置龙门架，并为实现顶端作动筒的固定，在小型实验室使用该装置可能会产生试验风险。
技术实现思路
1、本发明的目的是提供一种大展弦比机翼随动加载装置，能够实现大展弦比机翼的随动加载，减小对实验室场地的要求，降低试验过程中的风险。
2、为了实现上述目的，本发明的一个方面提供一种大展弦比机翼随动加载装置，包括力方向控制组件、位移控制组件、位置监测组件和伺服控制组件，
3、所述力方向控制组件包括夹持卡板、拉压力传感器、连接杆、球铰，夹持卡板夹持并固定于大展弦比机翼的载荷加载点上，包括设于大展弦比机翼上方的夹持上卡板和设于大展弦比机翼下方的夹持下卡板，拉压力传感器固定于夹持下卡板上，连接杆固定于拉压力传感器的下侧，用于连接拉压力传感器与球铰，载荷加载点的力的方向与拉压力传感器的方向保持一致，并且球铰对拉压力传感器的拉力在沿拉压力传感器方向的分力为拉压力传感器显示的力值；
4、所述位移控制组件包括连接环、电动伺服缸和丝杠直线滑台，连接环固定于球铰的下侧，用于连接球铰与电动伺服缸，电动伺服缸固定于连接环的下侧，用于通过收缩牵引大展弦比机翼向下弯曲，丝杠直线滑台与电动伺服缸连接，用于控制电动伺服缸的水平方向位移；
5、所述位置监测组件包括竖直位移传感器和水平位移传感器，竖直位移传感器用于检测所述电动伺服缸收缩导致的竖直方向位移，水平位移传感器用于检测所述丝杠直线滑台控制所述电动伺服缸的水平方向位移；
6、所述伺服控制组件用于根据竖直位移传感器检测的竖直方向位移和水平位移传感器检测的水平方向位移，对丝杠直线滑台进行移动控制，直至拉压力传感器显示的力值为标定力值，从而实现大展弦比机翼的随动加载。
7、优选地，所述伺服控制组件对丝杠直线滑台进行移动控制，竖直位移传感器检测的竖直方向位移和水平位移传感器检测的水平方向位移满足以下公式：
8、(x-x)2+(y-y)2＝x2+y2，
9、其中，x是水平位移传感器检测的水平方向位移，y是竖直位移传感器检测的竖直方向位移，x是大展弦比机翼的载荷加载点与翼根部的距离，y是大展弦比机翼与球铰底部的距离。
10、优选地，所述夹持卡板还包括：
11、多个木块，设于夹持上卡板和夹持下卡板与大展弦比机翼的表面之间，且各木块与大展弦比机翼的表面匹配；
12、连接杆，与夹持上卡板和夹持下卡板连接，使所述夹持上卡板和所述夹持下卡板通过所述多个木块夹紧大展弦比机翼。
13、根据本发明上述方面的大展弦比机翼随动加载装置，能够实现大展弦比机翼的随动加载，减小对实验室场地的要求，降低试验过程中的风险。
1.一种大展弦比机翼随动加载装置，其特征在于，包括力方向控制组件、位移控制组件、位置监测组件和伺服控制组件，
2.根据权利要求1所述的大展弦比机翼随动加载装置，其特征在于，所述伺服控制组件对丝杠直线滑台进行移动控制，竖直位移传感器检测的竖直方向位移和水平位移传感器检测的水平方向位移满足以下公式：
3.根据权利要求1或2所述的大展弦比机翼随动加载装置，其特征在于，所述夹持卡板还包括：
