CN117141743B - 一种飞机全机落震试验用承载释放装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞机全机落震试验用承载释放装置，属于飞机试验技术领域，包括底座，所述底座的前端设有快速释放机构，底座的后端并排设有两个前高度调节座和两个后高度调节座，两个所述前高度调节座的上方分别固定连接有一个前铰接座，两个所述前铰接座上共同铰接有一个H型支臂，两个所述后高度调节座的上方分别固定连接有一个后铰接座，两个所述后铰接座上共同铰接有一个H型压溃杆，所述H型压溃杆的上方两侧分别铰接有一个垂向支臂，两个所述垂向支臂的前端分别与所述H型支臂顶部两侧铰接，本发明可以在试验室环境模拟自由飞行钩住工况下的前起落架与主起落架下沉速度之间的关系。

Description

一种飞机全机落震试验用承载释放装置

技术领域

本发明涉及飞机试验技术领域，具体是涉及一种飞机全机落震试验用承载释放装置。

背景技术

固定翼舰载机的全机落震是飞机设计和研究的关键技术之一，舰载机通过需要在试验室实施的全尺寸飞机落震试验，考核飞机在各边界着舰条件下的强度。飞机起落架和机身各部件需要承受巨大的冲击载荷而不产生结构失效，以此验证机体的结构完整性。

全机落震试验时，首先将飞机通过起吊装置提升至预定高度，通过机轮带转设备对飞机起落架机轮进行逆航向转动模拟飞机着舰航向速度，到达预定航向速度后突然释放飞机，飞机进行自由落体运动，在飞机触及地面测力平台的同时给飞机施加大小等于飞机重量的机翼升力，在飞机接触测力平台前触发试验数据采集***，记录飞机触及测力平台后各传感器采集信号的时间历程曲线。

为了验证舰载飞机自由飞行钩住这一特殊工况下飞机机体的动态响应、重要部件的可靠性以及驾驶员、乘员、机载设备承受的过载等，舰载飞机需要通过全机结构降落冲击试验，在试验室环境下考核飞机着舰载荷以及由着舰地面载荷引起的机体及重要设备的动态响应，上述过程中由于俯仰力矩的原因导致前起落架下沉速度比主起落架下沉速度大得多，这也是试验室环境实现该工况的难点。因此需要一种飞机全机落震试验用承载释放装置。

发明内容

为解决上述技术问题，本发明提供了一种飞机全机落震试验用承载释放装置。

本发明的技术方案是：一种飞机全机落震试验用承载释放装置，包括底座，所述底座的前端设有快速释放机构，底座的后端并排设有两个前高度调节座和两个后高度调节座，两个所述前高度调节座的上方分别固定连接有一个前铰接座，两个所述前铰接座上共同铰接有一个H型支臂，两个所述后高度调节座的上方分别固定连接有一个后铰接座，两个所述后铰接座上共同铰接有一个H型压溃杆，所述H型压溃杆的上方两侧分别铰接有一个垂向支臂，两个所述垂向支臂的前端分别与所述H型支臂顶部两侧铰接，所述快速释放机构的上方铰接有倒三角形支撑杆，所述倒三角形支撑杆上方的两顶点处分别一一对应与所述H型支臂的顶部两侧铰接；

所述快速释放机构包括释放座，所述释放座上侧设有上滑槽，所述上滑槽内滑动连接有滑动块，所述释放座下侧设有第一气缸，所述第一气缸的伸缩端与所述滑动块铰接，所述滑动块的上方固定连接有滑动铰接座，所述滑动铰接座的上端与所述倒三角形支撑杆的下端铰接，所述滑动块的后端固定连接有连接板，所述连接板的后端铰接有触发块，所述释放座的后侧固定连接有用于卡接触发块的固定板。

进一步地，所述固定板的前侧上方设有卡接槽，所述卡接槽的下方设有限位块，所述触发块的后侧设有限位柱，所述触发块的后侧固定连接有卡接板，所述卡接板的下方与所述限位块卡接，卡接板的后侧与所述限位柱卡接，所述固定板的后侧铰接有锁钩，所述锁钩的上端与卡接板卡接，所述固定板的后侧内壁固定连接有第二气缸，第二气缸的伸缩端与所述锁钩的下端连接，所述底座上固定连接有蓄能器，所述蓄能器与所述第一气缸和所述第二气缸通过气管相连通。

说明：通过限位柱与连接板卡接，以确保在飞机未达到预定姿态时，卡接板不会在飞机重力的作用下向前移动。

进一步地，所述锁钩包括锁钩轴，所述锁钩轴右端与所述固定板固定连接，所述锁钩轴的左端转动连接有钩体，所述钩体的上方设有挂钩，所述钩体的下方固定连接有铰接机构；所述铰接机构包括两个侧板，两个侧板分别固定连接在所述钩体下方的左右两侧，两个所述侧板下方各设有一个滑动孔，两个所述滑动孔内之间设有铰接轴，所述第二气缸的伸缩端与所述铰接轴中部固定连接。

说明：通过钩体与所述锁钩轴转动连接，进而使挂钩与卡接头抵接，进而使触发块无法向前移动，通过滑动孔使铰接轴在滑动孔内上下移动，避免因为铰接轴水平移动的过程中导致侧板下方与铰接轴发生上下位移，导致第二气缸伸缩端弯曲。

进一步地，所述卡接板包括板体，所述板体的前侧设有螺杆一，所述板体通过螺杆一与所述触发块固定连接，所述板体的下方设有限位口，所述限位口与所述限位块卡接，板体的后侧设有弧形槽，所述弧形槽与所述限位柱卡接，所述弧形槽的下方设有卡接头，所述卡接头与所述挂钩抵接。

说明：通过螺纹将板体固定在触发块上，便于更换卡接板。

进一步地，所述释放座上前后贯通设有两个横向滑槽，所述两个横向滑槽之间设有滑板，所述上滑槽位于滑板的上侧。

说明：横向滑槽为滑动块前后滑动提供空间，以确保滑动块滑动时的平顺性。

进一步地，所述前高度调节座和后高度调节座均包括面板，所述面板下方设有多个增高块，所述面板和增高块的四角均设有安装孔，四个所述安装孔内均设有一个螺杆二，通过四个所述螺杆二依次穿过面板和增高块上的安装孔将面板和增高块与所述底座螺纹连接。

说明：通过叠加增高块调节H型压溃杆和H型支臂的高度。

进一步地，所述垂向支臂的上方设有用于支撑飞机机体的凹槽。

说明：通过凹槽便于与飞机机体连接。

进一步地，所述滑动块包括滑动连接在所述上滑槽内部的滑动杆，所述滑动杆的两侧转动连接有滑动壳，所述滑动铰接座固定连接在滑动壳的顶部，滑动壳的前侧下方与第一气缸的伸缩端铰接。

说明：通过滑动杆与上滑槽滑动连接，在倒三角形支撑杆向后移动后，滑动壳后端向上移动。

进一步地，所述底座的前侧固定连接有PLC控制器，所述PLC控制器与蓄能器电性连接。

说明：通过PLC控制器便于控制蓄能器对第二气缸和第一气缸供气。

本发明还提供了上述飞机全机落震试验用承载释放装置的使用方法，包括以下步骤：

S1、首先将飞机后安装点与所述垂向支臂相连；试验时，释放飞机，使飞机绕后安装点前后转动；

S2、当飞机向前转动，垂向支臂向下转动，带动倒三角形支撑杆的下端向后侧移动，进而带动滑动块后端向上翘起，进一步带动触发块的前侧向上移动，从而使得触发块与固定板脱离；

S3、第一气缸带动滑动块与倒三角形支撑杆向前撤开，垂向支臂向下压溃，与飞机脱开，飞机做自由落体运动。

本发明的有益效果是：

本发明提供的承载释放装置可以在试验室环境下模拟自由飞钩住情况导致的前起落架下沉速度比主起落架下沉速度大这一特殊工况，通过调整飞机的姿态使触发块与固定板快速脱离，在第一气缸的拉力下使滑动块快速向前滑动，进而使垂向支臂的下降速度大于飞机的降落速度，使飞机迅速失去着力点，避免垂向支臂下降速度慢对飞机着舰的影响，有利于研究飞机起落架和机身各部件需要承受巨大的冲击载荷而不产生结构失效，能更好的验证机体的结构完整性。

附图说明

图1是本发明的整体结构立体图；

图2是图1中A处的放大图；

图3是本发明快速释放机构的结构示意图；

图4是本发明锁钩的立体结构示意图；

图5是本发明卡接板的结构示意图；

图6是本发明前高度调节座的结构示意图；

其中，1-底座、2-快速释放机构、3-前高度调节座、4-后高度调节座、5-前铰接座、6-H型支臂、7-后铰接座、8-H型压溃杆、9-垂向支臂、10-倒三角形支撑杆、21-释放座、22-上滑槽、23-滑动块、24-第一气缸、25-滑动铰接座、26-连接板、27-触发块、28-固定板、281-卡接槽、282-限位块、283-限位柱、271-卡接板、284-锁钩、285-第二气缸、11-蓄能器、2841-锁钩轴、2842-钩体、2843-挂钩、2844-铰接机构、2711-板体、2712-螺杆一、2713-限位口、2714-弧形槽、2715-卡接头、28441-侧板、28442-滑动孔、28443-铰接轴、29-横向滑槽、291-滑板、31-面板、32-增高块、33-安装孔、34-螺杆二、91-凹槽、231-滑动杆、232-滑动壳、12-PLC控制器。

具体实施方式

实施例1：如图1所示，一种飞机全机落震试验用承载释放装置，包括底座1，底座1的前端设有快速释放机构2，底座1的后端并排设有两个前高度调节座3和两个后高度调节座4，两个前高度调节座3的上方分别固定连接有一个前铰接座5，两个前铰接座5上共同铰接有一个H型支臂6，两个后高度调节座4的上方分别固定连接有一个后铰接座7，两个后铰接座7上共同铰接有一个H型压溃杆8，H型压溃杆8的上方两侧分别铰接有一个垂向支臂9，两个垂向支臂9的前端分别与H型支臂6顶部两侧铰接，快速释放机构2的上方铰接有倒三角形支撑杆10，倒三角形支撑杆10上方的两顶点处分别一一对应与H型支臂6的顶部两侧铰接；

如图3所示，快速释放机构2包括释放座21，释放座21上侧设有上滑槽22，上滑槽22内滑动连接有滑动块23，释放座21下侧设有第一气缸24，第一气缸24的伸缩端与滑动块23铰接，滑动块23的上方固定连接有滑动铰接座25，滑动铰接座25的上端与倒三角形支撑杆10的下端铰接，滑动块23的后端固定连接有连接板26，连接板26的后端铰接有触发块27，释放座21的后侧固定连接有用于卡接触发块27的固定板28；

固定板28的前侧上方设有卡接槽281，卡接槽281的下方设有限位块282，触发块27的后侧设有限位柱283，触发块27的后侧固定连接有卡接板271，卡接板271的下方与限位块282卡接，卡接板271的后侧与限位柱283卡接，固定板28的后侧铰接有锁钩284，锁钩284的上端与卡接板271卡接，固定板28的后侧内壁固定连接有第二气缸285，第二气缸285的伸缩端与锁钩284的下端连接，底座1上固定连接有蓄能器11，蓄能器11与第一气缸24和第二气缸285通过气管相连通。

如图4所示，锁钩284包括锁钩轴2841，锁钩轴2841右端与固定板28固定连接，锁钩轴2841的左端转动连接有钩体2842，钩体2842的上方设有挂钩2843，钩体2842的下方固定连接有铰接机构2844；铰接机构2844包括两个侧板28441，两个侧板28441分别固定连接在钩体2842下方的左右两侧，两个侧板28441下方各设有一个滑动孔28442，两个滑动孔28442内之间设有铰接轴28443，第二气缸285的伸缩端与铰接轴28443中部固定连接。

如图5所示，卡接板271包括板体2711，板体2711的前侧设有螺杆一2712，板体2711通过螺杆一2712与触发块27固定连接，板体2711的下方设有限位口2713，限位口2713与限位块282卡接，板体2711的后侧设有弧形槽2714，弧形槽2714与限位柱283卡接，弧形槽2714的下方设有卡接头2715，卡接头2715与挂钩2843抵接。

如图2所示，释放座21上前后贯通设有两个横向滑槽29，两个横向滑槽29之间设有滑板291，上滑槽22位于滑板291的上侧。

如图6所示，前高度调节座3和后高度调节座4均包括面板31，面板31下方设有多个增高块32，面板31和增高块32的四角均设有安装孔33，四个安装孔33内均设有一个螺杆二34，通过四个螺杆二34依次穿过面板31和增高块32上的安装孔33将面板31和增高块32与底座1螺纹连接。

滑动块23包括滑动连接在上滑槽22内部的滑动杆231，滑动杆231的两侧转动连接有滑动壳232，滑动铰接座25固定连接在滑动壳232的顶部，滑动壳232的前侧下方与第一气缸24的伸缩端铰接。

实施例2：本实施例与实施例1不同之处在于，垂向支臂9的上方设有用于支撑飞机机体的凹槽91，以便于与飞机机体连接。

实施例3：本实施例与实施例2的不同之处在于，底座1的前侧固定连接有PLC控制器12，PLC控制器12与蓄能器11电性连接。

通过PLC控制器12便于控制蓄能器11对第二气缸285和第一气缸24供气。

实施例4：本实施例记载的是实施例3的飞机全机落震试验用承载释放装置的使用方法，包括以下步骤：

S1、首先将飞机后安装点与垂向支臂9相连；试验时，释放飞机，使飞机绕后安装点前后转动；

S2、当飞机向前转动，垂向支臂9向下转动，带动倒三角形支撑杆10的下端向后侧移动，进而带动滑动块23后端向上翘起，进一步带动触发块27的前侧向上移动，从而使得触发块27与固定板28脱离；

S3、第一气缸24带动滑动块23与倒三角形支撑杆10向前撤开，垂向支臂9向下压溃，与飞机脱开，飞机做自由落体运动。

以上实施例中采用的PLC控制器12、第二气缸285、蓄能器11、第一气缸24均采用市售产品，只要能实现本发明的功能即可，本领域技术人员可根据常规常识选择使用，在此不做特殊限定。

Claims (5)

1.一种飞机全机落震试验用承载释放装置，其特征在于，包括底座（1），所述底座（1）的前端设有快速释放机构（2），底座（1）的后端并排设有两个前高度调节座（3）和两个后高度调节座（4），两个所述前高度调节座（3）的上方分别固定连接有一个前铰接座（5），两个所述前铰接座（5）上共同铰接有一个H型支臂（6），两个所述后高度调节座（4）的上方分别固定连接有一个后铰接座（7），两个所述后铰接座（7）上共同铰接有一个H型压溃杆（8），所述H型压溃杆（8）的上方两侧分别铰接有一个垂向支臂（9），两个所述垂向支臂（9）的前端分别与所述H型支臂（6）顶部两侧铰接，所述快速释放机构（2）的上方铰接有倒三角形支撑杆（10），所述倒三角形支撑杆（10）上方的两顶点处分别一一对应与所述H型支臂（6）的顶部两侧铰接；

所述快速释放机构（2）包括释放座（21），所述释放座（21）上侧设有上滑槽（22），所述上滑槽（22）内滑动连接有滑动块（23），所述释放座（21）下侧设有第一气缸（24），所述第一气缸（24）的伸缩端与所述滑动块（23）铰接，所述滑动块（23）的上方固定连接有滑动铰接座（25），所述滑动铰接座（25）的上端与所述倒三角形支撑杆（10）的下端铰接，所述滑动块（23）的后端固定连接有连接板（26），所述连接板（26）的后端铰接有触发块（27），所述释放座（21）的后侧固定连接有用于卡接触发块（27）的固定板（28）；

所述固定板（28）的前侧上方设有卡接槽（281），所述卡接槽（281）的下方设有限位块（282），所述触发块（27）的后侧设有限位柱（283），所述触发块（27）的后侧固定连接有卡接板（271），所述卡接板（271）的下方与所述限位块（282）卡接，卡接板（271）的后侧与所述限位柱（283）卡接，所述固定板（28）的后侧铰接有锁钩（284），所述锁钩（284）的上端与卡接板（271）卡接，所述固定板（28）的后侧内壁固定连接有第二气缸（285），第二气缸（285）的伸缩端与所述锁钩（284）的下端连接，所述底座（1）上固定连接有蓄能器（11），所述蓄能器（11）与所述第一气缸（24）和所述第二气缸（285）通过气管相连通；

所述锁钩（284）包括锁钩轴（2841），所述锁钩轴（2841）右端与所述固定板（28）固定连接，所述锁钩轴（2841）的左端转动连接有钩体（2842），所述钩体（2842）的上方设有挂钩（2843），所述钩体（2842）的下方固定连接有铰接机构（2844）；所述铰接机构（2844）包括两个侧板（28441），两个侧板（28441）分别固定连接在所述钩体（2842）下方的左右两侧，两个所述侧板（28441）下方各设有一个滑动孔（28442），两个所述滑动孔（28442）内之间设有铰接轴（28443），所述第二气缸（285）的伸缩端与所述铰接轴（28443）中部固定连接；

所述卡接板（271）包括板体（2711），所述板体（2711）的前侧设有螺杆一（2712），所述板体（2711）通过螺杆一（2712）与所述触发块（27）固定连接，所述板体（2711）的下方设有限位口（2713），所述限位口（2713）与所述限位块（282）卡接，板体（2711）的后侧设有弧形槽（2714），所述弧形槽（2714）与所述限位柱（283）卡接，所述弧形槽（2714）的下方设有卡接头（2715），所述卡接头（2715）与所述挂钩（2843）抵接；

所述垂向支臂（9）的上方设有用于支撑飞机机体的凹槽（91）；

所述滑动块（23）包括滑动连接在所述上滑槽（22）内部的滑动杆（232），所述滑动杆（232）的两侧转动连接有滑动壳（231），所述滑动铰接座（25）固定连接在滑动壳（231）的顶部，滑动壳（231）的前侧下方与第一气缸（24）的伸缩端铰接。

2.如权利要求1所述的一种飞机全机落震试验用承载释放装置，其特征在于，所述释放座（21）上前后贯通设有两个横向滑槽（29），所述两个横向滑槽（29）之间设有滑板（291），所述上滑槽（22）位于滑板（291）的上侧。

3.如权利要求1所述的一种飞机全机落震试验用承载释放装置，其特征在于，所述前高度调节座（3）和后高度调节座（4）均包括面板（31），所述面板（31）下方设有多个增高块（32），所述面板（31）和增高块（32）的四角均设有安装孔（33），四个所述安装孔（33）内均设有一个螺杆二（34），通过四个所述螺杆二（34）依次穿过面板（31）和增高块（32）上的安装孔（33）将面板（31）和增高块（32）与所述底座（1）螺纹连接。

4.如权利要求1所述的一种飞机全机落震试验用承载释放装置，其特征在于，所述底座（1）的前侧固定连接有PLC控制器（12），所述PLC控制器（12）与蓄能器（11）电性连接。

5.如权利要求1-4任意一项所述的一种飞机全机落震试验用承载释放装置的使用方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1、首先将飞机后安装点与所述垂向支臂（9）相连；试验时，释放飞机，使飞机绕后安装点前后转动；

S2、当飞机向前转动，垂向支臂（9）向下转动，带动倒三角形支撑杆（10）的下端向后侧移动，进而带动滑动块（23）后端向上翘起，进一步带动触发块（27）的前侧向上移动，从而使得触发块（27）与固定板（28）脱离；

S3、第一气缸（24）带动滑动块（23）与倒三角形支撑杆（10）向前撤开，垂向支臂（9）向下压溃，与飞机脱开，飞机做自由落体运动。