一种用于飞机前起支柱复合加载的试验装置及方法与流程

1.本发明涉及飞机起落架试验技术领域，尤其涉及一种用于飞机前起支柱复合加载的试验装置及方法。


背景技术：

2.如图1所示，在某型飞机前起支柱地面试验中，以o1、o2点对前起支柱在试验台架上进行固定，试验任务要求由试验装置在图示c、d两个接口处分别施加拖动转弯操纵合力和牵制转弯操纵合力，并且要求试验装置同时提供与转弯驱动力矩相平衡的负载力矩。要求拖动转弯操纵和牵制转弯操纵两种工况分别不同时进行。
3.图1是拖动转弯操纵、牵制转弯操纵两种工况受力分析，由ⅰ～ⅳ共4个小图组成，其中，ⅲ、ⅳ分别是ⅰ、ⅱ的俯视图。
4.图1
‑ⅰ
、图1
‑ⅲ
为拖动转弯操纵工况，要求在前起支柱接口c处，由牵引车施加拖动转弯合力f1，f1与前起支柱轴线共面且保持夹角α1，可将其分解成为两个垂直方向的分力，即法向拉力f
1x
与切向扭力f
1y
。
5.图1
‑ⅱ
、图1
‑ⅳ
为牵制转弯操纵工况，要求在前起支柱接口d处施加牵制转弯力合f2，f2与前起支柱轴线共面且保持夹角α2，可分解为法向拉力f
2x
与切向扭力f
2y
。
6.这两种工况中，切向扭力f
1y
、f
2y
均有正/负方向循环，驱动前起支柱顺/逆循环转动。这两种工况受力特性均相同，具体如下：
7.图1
‑ⅰ
、图1
‑ⅲ
为拖动转弯操纵受力示意图，法向拉力f
1x
对前起支柱接口c施加轴向拉力，与前起支柱轴线共面且保持角度α1；切向扭力f
1y
对前起支柱轴线产生回转力矩+m1，以克服转弯摩擦力矩-m1。
8.根据上述试验工况的技术要求，需要试验装置提供上述功能。且上述加载技术难点有如下三方面：
9.一、试验装置的驱动加载与被试前起支柱的负载力矩协调统一技术难度较大如图1所示，飞机前起支柱试验要求在c、d两个接口处分别施加法向拉力f
1x
、f
2x
与切向扭力f
1y
、f
2y
，并且要求试验装置同时提供与转弯驱动力矩+m1、+m2相平衡的负载力矩-m1、-m2，必然决定了法向拉力f
1x
、f
2x
与切向扭力f
1y
、f
2y
必须相互独立生成并作用在c、d接口处，也必然决定了转弯驱动力矩+m1、+m2相平衡的负载力矩-m1、-m2必须相互独立互不干涉，共同作用在被试前起支柱上，如此多的矢量复合作用在同一装置上，既要保证加载量值准确，又要保证方向准确，这样的机械加载机构难以实现。
10.二、两项拉力与转弯操纵力矩同步施加的技术难度较大
11.如图1所示，飞机前起支柱试验要求在两个接口处分别施加法向拉力f
1x
、f
2x
，要求这两个力的方向与前起支柱的轴线共面且保持夹角不变；要求试验装置在两种工况的额定转角范围内提供与转弯驱动力矩+m1、+m2。简言之，两个接口绕支柱轴线转动过程中，既要动态保证f
1y
与+m1、f
2y
与+m2对应关系，又要保证各矢量的量值和方向的准确性，这样的机械设计难度不小。
12.三、复杂的机械结构在较小空间内运动加载的可行性差
13.前述一、二条所列各项加载功能要求在同一个前起支柱试验件上协调统一，这样的机械机构的组成环节多，多参量易发生相互干扰，加之前起支柱试验件的各接口布置紧凑、结构不规则，这样的试验装置与前起支柱的组合层级多，运动关系复杂，容易发生干涉、布置不当等弊端，要把上述要素合理得当地布置在一起，技术难度大。
14.目前，该复合加载技术尚未空白，而该技术是某新型飞机前起支柱研制地面试验的关键技术，因此，进行技术创新，掌握飞机前起支柱复合加载试验技术，对新型飞机研制意义重大。


技术实现要素：

15.本发明的目的在于提供一种用于飞机前起支柱复合加载的试验装置及方法，适用于飞机前起支柱研制、生产、维修单位进行前起支柱复合加载的地面性能试验或寿命试验，具有准确性、可靠性、先进性。
16.本发明的技术方案是：一种用于飞机前起支柱复合加载的试验装置包括驱动链和负载链；所述驱动链包括扭力驱动链和拉力驱动链，所述扭力驱动链提供飞机前起支柱顺/逆转弯的驱动力矩+m，所述拉力驱动链提供飞机前起支柱的拉力+f；
17.所述负载链包括扭力负载链和拉力负载链，所述扭力负载链提供与驱动力矩+m相平衡的负载力矩-m；所述拉力负载链提供与拉力+f相平衡的负载力-f。
18.上述方案中，由驱动链向飞机前起支柱施加合力，由负载链平衡驱动链施加的合力，形成受力平衡；通过所述驱动链和与其相平衡的负载链，以使试验装置的驱动力矩与被试的飞机前起支柱的负载力矩协调统一，实现复合加载，且保证加载量值和方向的准确。
19.优选的，所述扭力驱动链包括能驱动飞机前起支柱顺/逆向转动的拖动转弯驱动链、及驱动飞机前起支柱顺/逆向转动的牵制转弯驱动链；所述拖动转弯驱动链和牵制转弯驱动链分别与飞机前起支柱连接；
20.所述扭力负载链包括与所述拖动转弯驱动链相平衡的拖动转弯负载链、以及与所述牵制转弯驱动链相平衡的牵制转弯负载链。
21.所述拖动转弯驱动链和牵制转弯驱动链为两套独立的传动链。两个传动链既有相互独立的特征，又有整体有机融合的特征，共同组成本发明，形成多点位复合加载功能。
22.优选的，所述拉力+f与飞机前起支柱的轴线共面且保持恒定角度。
23.优选的，所述驱动链包括驱动液压缸、转动外环、复合拉杆、大齿轮、液压马达、小齿轮、外环轴承和支座；
24.所述液压马达固连在所述机架上，其主轴固连所述小齿轮，所述小齿轮与所述大齿轮啮合，所述大齿轮与所述转动外环固连；
25.所述转动外环与所述支座固连，所述驱动液压缸安装于所述支座上，其活塞杆与所述飞机前起支柱通过复合拉杆连接；
26.所述外环轴承包括静环和动环，其静环与机架固定，动环与大齿轮和转动外环固接。外环轴承的动环将液压马达输出的扭矩通过扭力负载链传递给飞机前起支柱。
27.优选的，所述复合拉杆上设有使扭力和拉力相互独立且互不干涉的虎克铰链。
28.优选的，所述用于飞机前起支柱复合加载试验装置还包括工装模块；所述负载链
包括摆动液压缸、内环轴承和转动内环，所述摆动液压缸固连在所述机架上，其主轴固连所述转动内环，所述转动内环通过所述工装模块与飞机前起支柱的轮轴铰接；所述转动内环、所述转动外环、摆动液压缸及大齿轮同轴心线；
29.所述内环轴承包括静环和动环，其静环与机架固定，动环与摆动液压缸、转动内环固连。内环轴承的动环将摆动液压缸输出的扭矩通过扭力驱动链传递给飞机前起支柱。
30.本发明的复合加载试验装置采用两组转盘轴承(内环轴承和外环轴承)，均由动环和静环组成，用于隔离两组不同的旋转运动副，用于承受复合加载试验装置向飞机前起支柱施加轴向的拉力+f产生的倾覆力矩，承受飞机前起支柱活塞杆受压缩后产生的轴向压载。
31.优选的，飞机前起支柱上设置有至少两个接口；
32.在拖动转弯复合加载工况时，所述复合拉杆通过第一拉杆和曲轴连接在飞机前起支柱的其中的一个接口上：所述驱动液压缸为中部铰接方式固定在所述支座上的a1点；所述曲轴上设有轴心点b1，以及所述曲轴的大径截面上设有轴心点e1；所述第一拉杆的一端与驱动液压缸的活塞杆铰接于k1点，另一端和复合拉杆铰接在曲轴上的b1点；所述复合拉杆与e1点连接；k1-b1间的长度大于b1-e1间的长度；
33.或者，在牵制转弯复合加载工况时，所述复合拉杆通过第二拉杆连接在飞机前起支柱的另一个接口上：所述驱动液压缸为中部铰接方式固定在支座上的a2点，第二拉杆的一端与驱动液压缸的活塞杆铰接于k2点，另一端与复合拉杆铰接在第二拉杆上的b2点，所述第二拉杆绕e2点逆时针摆动，对被试的飞机前起支柱的牵制转弯接口产生拉力+f，该e2点轴心固定在所述支座上；k2-e2间的长度大于e2-b2间的长度。
34.优选的，所述支座内设有两个对称固定的传扭接头，两个所述传扭接头分布于复合拉杆在飞机前起支柱的扭转方向上的两侧，并与复合拉杆形成点接触。
35.本发明还提供一种用于飞机前起支柱复合加载试验方法，包括：在飞机前起支柱上设置至少两个接口和至少两个固定点；采用主动加载的方式，在不同的接口上施加能使飞机前起支柱转弯的驱动力矩+m和拉力+f，并提供与所述驱动力矩+m相平衡的负载力矩-m；所述拉力+f与飞机前起支柱的轴线共面且保持恒定角度。
36.优选的，所述拉力+f与驱动力矩+m在飞机前起支柱的同一部位同时施加；所述拉力+f与驱动力矩+m相互独立。
37.与相关技术相比，本发明的有益效果为：
38.一、设计了两套独立的传动链，实现力矩平衡；能够实现两项复合加载的独立进行，对应的机械结构可拆装更换，便于分步骤实施；
39.二、通过带齿的外环轴承和内环轴承实现两个传动链的隔离，可以准确施加对应的转弯驱动力矩+m、拉力+f、以及平衡负载力矩-m，保证各个矢量之间的对应关系；
40.三、在试验装置的结构上设计了采用增力机构，保证两组复合加载分布集成和工艺性良好，结构布置得当，运动关系顺畅；
41.四、适用于飞机前起支柱研制、生产、维修单位进行前起支柱复合加载的地面性能试验或寿命试验，具有准确性、可靠性、先进性。
附图说明
42.图1为某型飞机前起支柱两种转弯操纵受力分析示意图(其中图1
‑ⅰ
为拖动转弯操纵时的主视图；图1
‑ⅱ
为牵制转弯操纵时的主视图；图1
‑ⅲ
为图1
‑ⅰ
的俯视图；图1
‑ⅳ
为图1
‑ⅱ
的俯视图)；
43.图2为本发明提供的用于飞机前起支柱复合加载的试验装置的机械原理示意图(其中图2-(1)为主视图；图2-(2)为图2-(1)的俯视图)；
44.图3为本发明提供的用于飞机前起支柱复合加载的试验装置在拖动转弯复合加载时的示意图；
45.图4为本发明提供的用于飞机前起支柱复合加载的试验装置在牵制转弯复合加载时的示意图。
46.附图中：1、飞机前起支柱；2、驱动液压缸；3、机架；4、转动外环；5、工装模块；6、复合拉杆；6-1虎克铰链；6-2拉杆；7、转动内环；8、内环轴承；9、摆动液压缸；10、大齿轮；11、液压马达；12、小齿轮；13、外环轴承；14、支座；14-1、传扭接头；15、第一拉杆；16、曲轴；17、第二拉杆；18、复合拉杆；19、支座。
具体实施方式
47.以下将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。为叙述方便，下文中如出现“上”、“下”、“左”、“右”字样，仅表示与附图本身的上、下、左、右方向一致，并不对结构起限定作用。
48.本实施例提供的一种用于飞机前起支柱复合加载的试验装置包括驱动链和负载链两套独立的传动链组成。所述驱动链包括扭力驱动链和拉力驱动链，扭力驱动链能使飞机前起支柱顺时针或者逆时针旋转。所述扭力驱动链提供飞机前起支柱1的转弯的驱动力矩+m，所述拉力驱动链提供飞机前起支柱1的拉力+f。所述负载链包括扭力负载链和拉力负载链，所述扭力负载链提供与驱动力矩+m相平衡的负载力矩-m；所述拉力负载链提供与拉力+f相平衡的负载力-f。
49.如图2所示，本实施例提供的一种用于飞机前起支柱复合加载的试验装置还包括机架3和工装模块5。机架3是飞机前起支柱复合加载试验装置的承力件，由机架3上的o1、o2点对飞机前起支柱1进行固定支撑，其轮轴(图中未示出)由试验台工装铰接在工装模块5上。飞机前起支柱1活塞杆受压缩后输出轴向压载荷，由试验装置向飞机前起支柱1指定接口处施加的轴向拉力+f、转弯驱动力矩+m、前起支柱1活塞杆受压缩后的轴向压载均由机架3支撑。
50.所述驱动链和负载链具体介绍如下：
51.1.驱动链
52.所述驱动链由试验装置向被试的飞机前起支柱提供两种工况的转弯驱动力矩+m及轴向的拉力+f，其由扭力驱动链和拉力驱动链组成：
53.1.1扭力驱动链
54.如图2-(1)所示，所述驱动链包括驱动液压缸2、转动外环4、复合拉杆6、大齿轮10、液压马达11、小齿轮12、外环轴承13和支座14。所述液压马达11固连在所述机架3上，其主轴
固连所述小齿轮12，所述小齿轮12与所述大齿轮10啮合，所述大齿轮10与所述转动外环4固连。所述转动外环4与所述支座14固连，所述驱动液压缸2安装于所述支座14上，其活塞杆与所述飞机前起支柱1通过复合拉杆6连接。所述外环轴承13包括静环和动环，其静环与机架3固定，动环与大齿轮10和转动外环4固接。
55.液压马达11为转动驱动元件，当输入液压能后，液压马达11将液压能转变为机械能，输出为主轴带动小齿轮12的转动，继而驱动大齿轮10及其固连的转动外环4转动。
56.如图2-(2)所示，复合拉杆6在扭力驱动链中作用有二：一是传递扭矩，二是传递拉力，其包括虎克铰链6-1和拉杆6-2。虎克铰链6-1将扭矩和拉力相互独立互不干涉。在传递扭矩过程中，转动外环4驱动支座14转动。
57.所述支座14内设有两个对称固定的传扭接头14-1，两个所述传扭接头14-1分布于复合拉杆6在飞机前起支柱的扭转方向上的两侧，并与复合拉杆6形成点接触，通过该点接触施加转弯的驱动力矩+m。
58.当转动外环4绕o点顺时针转动时，驱动支座14及其安装件均顺时针旋转，下端面安装的传扭接头14-1通过拉杆6-2作用在接口处的驱动扭矩+m，上端面安装的传扭接头14-1不传力。逆向转动时与上述相反，不赘述。(注：对上、下安装的两件传扭接头14-1的位置的描述按图2-(2)所示。)
59.1.2拉力驱动链
60.如图2，拉力驱动链与扭力驱动链交互存在共同作用，即，在液压马达11通过扭力驱动链向前起支柱1接口输出扭矩驱动的过程中，拉力驱动链同时向该接口输出拉载荷。驱动液压缸2固定在支座14上，其活塞杆头部与复合拉杆6铰接；复合拉杆6作用在前起支柱1接口处，产生轴向的拉力+f。
61.2.负载链
62.在所述复合加载试验装置中，试验要求该装置具备与驱动链相对应的负载链，实现驱动力和负载力、驱动力矩和负载力矩的对应平衡。所述负载链包括摆动液压缸9、内环轴承8和转动内环7，所述摆动液压缸9固连在所述机架3上，其主轴固连所述转动内环7，所述转动内环7通过所述工装模块5与飞机前起支柱1的轮轴铰接；所述转动内环7、所述转动外环4、摆动液压缸9及大齿轮10同轴心线。所述内环轴承8包括静环和动环，其静环与机架3固定，动环与摆动液压缸9、转动内环7固连。
63.所述负载链由摆动液压缸9驱动转动内环7并通过支座14向飞机前起支柱的轮轴处施加平衡负载力矩-m，实现力矩平衡。
64.所述负载链可分为扭力负载链与拉力负载链：
65.2.1扭力负载链
66.如图2所示，摆动液压缸9的外壳固连在机架3上，其主轴与转动内环7同轴固连，转动内环7通过工装模块5与前起支柱1的轮轴铰接，形成扭力负载链。液压马达11通过扭力驱动链使前起支柱1绕轴心转动，产生驱动扭矩+m；摆动液压缸9将液压能转换为机械能，使前起支柱1轮轴上产生负载力矩-m，与驱动力矩+m相平衡。在此，摆动液压缸9提供随动负载力矩，通过试验装置的电液控制系统控制压力值，便可使前起支柱按载荷谱施加负载力矩。
67.2.2拉力负载链
68.如图2所示，液压缸2通过复合拉杆6、支座14在前起支柱1接口处施加拉载荷+f，由
前起支柱1自身的刚度和强度产生负载力-f，形成拉力负载链。与扭力负载链不同，此拉力负载链没有动力执行元件，由作为试验件的飞机前起支柱1自身输出负载力-f，与驱动液压缸2在产生的飞机前起支柱1接口施加拉载荷+f相互抵消，形成受力平衡。
69.在飞机前起支柱上设置至少两个接口和至少两个固定点；采用主动加载的方式，在不同的接口上施加能使飞机前起支柱转弯的驱动力矩+m和拉力+f，并提供与所述驱动力矩+m相平衡的负载力矩-m；所述拉力+f与飞机前起支柱的轴线共面且保持恒定角度。至少两个接口可实现多点位复合加载。
70.所述复合加载指在同一接口处有三项加载：a由试验装置向前起支柱指定接口处施加驱动力，包括轴向拉力+f，要求该拉力+f与前起支柱轴线共面且保持恒定角度；包括使前起支柱绕轴线顺/逆向转动的驱动力矩+m；b由试验装置向前起支柱指定接口处施加负载力，包括轴向拉力-f(由前起支柱承载)，包括使前起支柱绕轴线顺/逆向转动的负载力矩-m，与驱动力矩+m相平衡；c要求前述轴向拉力+f与驱动力矩+m应相对独立，互不干涉。
71.如图3、图4所示，本发明的复合加载试验装置对飞机前起支柱施加拖动转弯操纵和牵制转弯操纵两种工况的复合加载，分两个工况分别进行。这两种复合加载的受力点、量值、方向各异，加载原理相近但存在差异，各加载工况转换过程中应调整本机构的加载点及安装状态，以满足各自的试验要求。
72.实施例
73.在本实施中，所述飞机前起支柱上设有两个接口(c、d)和两个固定点(o1、o2)。具体试验方法如下：
74.1.拖动转弯操纵
75.将飞机前起支柱1在机架3的o1、o2点固定，在飞机前起支柱1的拖动接口(c)处施加拖动的拉力+f1，施加拖动转弯的驱动力矩+m1。见图1
‑ⅰ
，在扭矩+m1的作用下，拉力+f1相应绕前起支柱轴线共面转动，拉力+f1与前起支柱轴线共面且保持夹角α1不变。施加拖动转弯力矩+m1时，在起落架轮轴上均需同时施加等值反向的负载力矩-m，与主动力矩+m1相平衡。图3对拖动转弯复合加载工况进行详细介绍：
76.1.1拖动转弯驱动链
77.1.1.1扭力驱动链
78.如图3所示，液压马达11的主轴端固连小齿轮12，与大齿轮10啮合，大齿轮10与转动外环4固连。液压马达11为转动驱动元件，固连在机架3上，当液压马达11输入液压能后，它将液压能转变为机械能，输出为主轴带动小齿轮12的转动，继而驱动大齿轮10及其固连的转动外环4转动。
79.上述扭力驱动链中，复合拉杆6至前起支柱1的传递链条参见图2-(2)及上述相关介绍，此处不赘述。
80.1.1.2拉力驱动链
81.如图3所示，扭力驱动链与拉力驱动链交互存在共同作用，即，在液压马达11通过扭力驱动链向前起支柱1接口c输出扭矩驱动的过程中，拉力驱动链同时向该接口输出拉载荷+f1。
82.单出杆的驱动液压缸2为中部铰接方式固定在支座14上a1点。所述曲轴16上设有轴心点b1(可设于小径截面上)，所述曲轴16的大径截面上设有轴心点e1。所述第一拉杆15
的一端与驱动液压缸2的活塞杆铰接于k1点，另一端和复合拉杆6铰接在曲轴16上的b1点。所述复合拉杆6与e1点连接并共轴线。上述形成拉载增力机构。工作过程如下：
83.图3，液压缸2有杆腔供入压力油，推动活塞杆收回(缸体绕a1点摆动，由支座14提供支反力)，驱动第一拉杆15绕曲轴16的轴心b1点顺时针转动；该轴心b1固定在支座14上。曲轴16大径的轴心e1点与复合拉杆6的轴线共线，在第一拉杆15的作用下，曲轴16绕b1点顺时针转动；在第一拉杆15中，驱动段k1-b1比从动段b1-e1尺寸长，力臂大，形成杠杆增力作用。
84.1.2拖动转弯负载链
85.该工况中，试验要求复合加载试验装置具备与拖动转弯驱动链相对应的负载链，实现加载力与负载平衡。如图3所示，该负载链在被试的飞机前起支柱1的接口c处分别产生扭力负载链与拉力负载链，分述如下：
86.1.2.1扭力负载链
87.如图3所示，摆动液压缸9的主轴与转动内环7同轴固连，转动内环7通过工装模块5与前起支柱1的轮轴铰接，形成扭力负载链。液压马达11通过扭力驱动链使前起支柱1绕轴心循环转动，产生驱动扭矩+m1；摆动液压缸9固定在机架3上，转盘轴承8承受前起支柱1压缩后的轴向载荷，并形成滚动副，机架3承受负载扭矩+m1的支反力，这样的组合将液压能转换为机械能，就可以使前起支柱1轮轴上产生负载扭矩-m1，与驱动扭矩+m1相平衡。在此，摆动液压缸9提供随动负载扭矩，通过试验装置的电液控制系统控制压力值，便可使前起支柱按载荷谱施加负载扭矩。
88.1.2.2拉力负载链
89.如图3所示，驱动液压缸2通过复合拉杆6、第一拉杆15、曲轴16在前起支柱1接口c处施加拉载荷+f1，由前起支柱1自身的刚度和强度产生负载力-f1，形成拉力负载链。与扭力负载链不同，此拉力负载链没有动力执行元件，由作为试验件的前起支柱1自身输出负载力-f，与液压缸2在产生的前起支柱1接口c处施加拉载荷+f1相互抵消，形成受力平衡。拉力负载传递路径为前起支柱1自身。
90.复合拉杆6带有虎克铰链，将扭力与拉力隔离，使其互不影响。
91.2.牵制转弯操纵
92.将飞机前起支柱1在试验台架o1、o2点固定不动，在其牵制接口处(d点处)施加牵制拉力+f2，同时施加牵制转弯扭矩+m2。见图1
‑ⅱ
。在扭矩+m2的作用下，拉力+f2相应绕前起支柱轴线转动，拉力+f2与前起支柱轴线共面且夹角α2不变；施加牵制转弯扭矩+m2时，在起落架轮轴上均需同时施加等值反向的负载扭矩，与主动扭矩相平衡。图4对牵制转弯复合加载工况进行介绍：
93.2.1牵制转弯驱动链
94.2.1.1扭力驱动链
95.如图4所示，液压马达11的主轴端固连小齿轮12，与大齿轮10啮合，大齿轮10与转动外环4固连。液压马达11为转动驱动元件，固连在机架3上，当输入液压能后，液压马达11将液压能转变为机械能，输出为主轴带动小齿轮12转动，通过驱动链转化为试验装置作用在前起支柱1扭力臂铰接点d处的驱动扭矩+m2。
96.上述扭力驱动链中，复合拉杆18至飞机前起支柱1的传递链条参见图2-(2)及上述
相关介绍，此处的复合拉杆18等效于上述复合拉杆6，传扭接头19-1等效于上述传扭接头14-1，因具体尺寸或安装方式不同，而采用不同的零件标号，其他此处不赘述。
97.2.1.2拉力驱动链
98.如图4所示，拉力驱动链与扭力驱动链交互存在共同作用，即，液压马达11通过扭力驱动链向前起支柱1扭力臂铰接点d处输出扭矩驱动，拉力驱动链同时向点d输出拉载荷+f2。因拉杆具体尺寸和型号与图3的不同，因此，在此采用第二拉杆17。
99.单出杆液压缸2为中部铰接方式固定在支座19上a2点，第二拉杆17的一端与驱动液压缸2的活塞杆铰接于k2点，另一端与复合拉杆铰接于第二拉杆17上的b2点，所述第二拉杆17绕e2点逆时针摆动(牵制转弯工况，向飞机前起支柱d接口施加拉力+f)，该e2点轴心固定在所述支座19上。形成增力机构。工作过程如下：
100.如图4所示，驱动液压缸2无杆腔供入压力油，推动活塞杆伸出，驱动第二拉杆17绕e2点逆时针摆动，带着复合拉杆18在铰接点d处产生拉载+f2。e2点轴心固定在支座19上，在第二拉杆17中，驱动段k2-e2比从动段e2-b2尺寸长，力臂大，形成杠杆增力作用。
101.2.2牵制转弯负载链
102.该工况中，试验要求复合加载试验装置应具备与牵制转弯驱动链相对应的负载链，实现加载力与负载平衡。图4所示，该负载链由被试的飞机前起支柱1扭力臂铰接点d处分别产生扭力负载链与拉力负载链，其机理与前述拖动转弯负载链相同，详见本节1.2条，此处不赘述。
103.以上所述仅为本发明的实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其它相关的技术领域，均同理包括在本发明的专利保护范围内。