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原文传递舰载飞机拦阻钩冲击动态响应试验缓冲方法及缓冲系统

专利名称：	舰载飞机拦阻钩冲击动态响应试验缓冲方法及缓冲系统
摘要：	本发明公开了舰载飞机拦阻钩冲击动态响应试验缓冲方法及缓冲系统，所述方法包括：S1、安装缓冲系统；S2、初始设置；S3、进行缓冲试验，避免拦阻钩发生二次撞击飞轮；本发明的缓冲方法在拦阻钩试验过程中，通过节流阀调节阻尼力大小，可显著提升阻尼力调试效率；同时利用缓冲装置对吊篮以及拦阻钩的作用力进行动态调整，优化拦阻钩的试验过程，避免其二次撞击到飞轮，造成摩擦损失。
专利类型：	发明专利
国家地区组织代码：	陕西;61
申请人：	中国飞机强度研究所
发明人：	王彬文;周瑞鹏;杨正权;李霄;陈熠
专利状态：	有效
申请日期：	2023-10-19T00:00:00+0800
发布日期：	2023-11-21T00:00:00+0800
申请号：	CN202311355429.8
公开号：	CN117087872A
代理机构：	北京栈桥知识产权代理事务所(普通合伙)
代理人：	张建生
分类号：	B64F5/60;G01M7/08;B;G;B64;G01;B64F;G01M;B64F5;G01M7;B64F5/60;G01M7/08
申请人地址：	710065 陕西省西安市雁塔区电子二路86号
主权项：	1.舰载飞机拦阻钩冲击动态响应试验缓冲方法，其特征在于，包括以下步骤： S1、安装缓冲系统：在地基（16）上安装导向立柱（1），所述导向立柱（1）上开设有沿竖直方向延伸的导槽，在导向立柱（1）顶端安装升降系统（13），再在升降系统（13）底端连接吊篮（11），并在所述吊篮（11）与导向立柱（1）上的导槽之间安装导轮，在吊篮（11）侧面端边上安装与吊篮（11）铰接的拦阻钩（12），将飞轮（15）、盖板（14）分别安装在地基（16）上，再在吊篮（11）正下方安装缓冲装置（2），所述缓冲装置（2）内设有均垂直于地基（16）的液压作动缸（24）和气动作动筒（25）； S2、初始设置：根据拦阻钩（12）的长度L以及盖板（14）到缓冲装置（2）中心处的水平距离l，计算缓冲装置（2）中气动作动筒（25）的压缩量S，根据吊篮（11）的重力G和气动作动筒（25）的压缩量S计算气动作动筒（25）的初始压力，调整气动作动筒（25）内的压力至所述初始压力/>； S3、进行缓冲试验：将吊篮（11）调整至所需的试验高度h后，所述试验高度h为吊篮（11）底面到缓冲装置（2）的高度，开启试验，飞轮（15）达到设定转速后，使拦阻钩（12）与吊篮（11）做自由落体运动，拦阻钩（12）向下第一次撞击到转动的飞轮（15），此时动态调整液压作动缸（24）的节流阀过油面积，控制缓冲装置（2）所受合力F小于等于规定值N，所述规定值N为缓冲装置（2）所能承载的最大受力，以避免拦阻钩（12）第二次撞击飞轮（15），至试验完成。 2.如权利要求1所述的舰载飞机拦阻钩冲击动态响应试验缓冲方法，其特征在于，所述飞轮（15）的设定转速为10~15r/min。 3.如权利要求1所述的舰载飞机拦阻钩冲击动态响应试验缓冲方法，其特征在于，利用下述公式（1）计算气动作动筒（25）的压缩量S：（1）式中，L为拦阻钩（12）的长度，l为盖板（14）到缓冲装置（2）中心处的水平距离。 4.如权利要求1所述的舰载飞机拦阻钩冲击动态响应试验缓冲方法，其特征在于，所述根据吊篮（11）的重力G和气动作动筒（25）的压缩量S计算气动作动筒（25）的初始压力的方法为：所述气动作动筒（25）形成的弹力Fa等于吊篮（11）的重力G，利用公式（2）求出，（2）式中，为初始容积；/>为空气腔压缩多变指数；/>为有效压气面积；/>为初始压力；S为气动作动筒（25）的压缩量；/>为大气压力。 5.如权利要求4所述的舰载飞机拦阻钩冲击动态响应试验缓冲方法，其特征在于，所述控制缓冲装置（2）所受合力F小于等于规定值N的方法为：首先利用公式（3）计算得到规定值N，利用公式（4）计算得到缓冲装置（2）所受合力F，然后通过控制合力F的大小，使其满足F≤N即可；所述规定值N=Mg（n+1.82）；n为过载系数，由下公式（3）确定：（3）式中，为轮胎效率，取值为0.47；/>为缓冲装置（2）效率，取值为0.6~0.8；M为吊篮（11）的重量，K为比例系数；g为重力加速度；/>为n被过载下轮胎的变形量；/>为缓冲装置（2）的垂直行程；V为吊篮（11）的下降速度；所述合力F的计算方法为： F=Fh+Fa（4）式中，Fh为液压作动缸（24）的阻尼力，Fa为气动作动筒（25）形成的弹力。 6.如权利要求5所述的舰载飞机拦阻钩冲击动态响应试验缓冲方法，其特征在于，所述液压作动缸（24）的阻尼力Fh的计算公式为：（5）式中：为油液密度；Ah为有效压油面积；Ad为正、反行程时油孔有效过流面积；为正、反行程时主油孔流量系数；/>为液压作动缸（24）行程。 7.一种舰载飞机拦阻钩冲击动态响应试验缓冲系统，用于实现权利要求1-6中任一项所述的舰载飞机拦阻钩冲击动态响应试验缓冲方法，其特征在于，包括垂直于地基（16）的导向立柱（1），所述导向立柱（1）上设有沿竖直方向延伸的导槽，所述导向立柱（1）顶端设有升降系统（13），升降系统（13）底端连接有吊篮（11），所述吊篮（11）上设有用于与所述导槽滑动连接的导轮，吊篮（11）侧面端边上铰接有拦阻钩（12），地基（16）上设有用于承接拦阻钩（12）撞击的飞轮（15）和盖板（14），所述飞轮（15）与地基（16）上设有的固定架转动连接，所述吊篮（11）正下方设有缓冲装置（2）；所述缓冲装置（2）包括缓冲机轮组件、安装基座（26）、沿竖直方向设置的液压作动器和气动作动筒（25）以及用于控制液压作动器的控制器，所述液压作动器包括液压作动缸（24）、设置在所述液压作动缸（24）外部的第一连接管（241）和第二连接管（242），液压作动缸（24）、气动作动筒（25）的上端均与缓冲机轮组件连接，液压作动器、气动作动筒（25）的下端均与安装基座（26）连接，安装基座（26）通过卡接机构固定在地基（16）上；所述液压作动缸（24）内从上到下依次设有上腔室、密封塞以及下腔室，所述上腔室与下腔室通过设置在液压作动缸（24）外的所述第一连接管（241）连通，第一连接管（241）内设有用于使油液从下腔室流至上腔室的第一单向节流阀，所述第二连接管（242）与所述第一连接管（241）并联设置，且第二连接管（242）内设有用于使油液从上腔室流至下腔室的第二单向节流阀，所述第一单向节流阀、第二单向节流阀均与控制器电性连接。 8.如权利要求7所述的舰载飞机拦阻钩冲击动态响应试验缓冲系统，其特征在于，所述缓冲机轮组件包括与地基（16）平行的底座（23）和通过一个安装连接件（22）与所述底座（23）转动连接的航空轮胎（21）。 9.如权利要求7所述的舰载飞机拦阻钩冲击动态响应试验缓冲系统，其特征在于，所述液压作动器还包括用于对所述液压作动缸（24）补偿压力的动态补偿器；所述动态补偿器与所述第一连接管（241）连通，且动态补偿器与所述控制器连接。 10.如权利要求7所述的舰载飞机拦阻钩冲击动态响应试验缓冲系统，其特征在于，所述卡接机构包括与安装基座（26）固定连接的卡柱（261）以及埋置在地基（16）内且用于卡接所述卡柱（261）的卡套（262）；所述卡柱（261）上设有沿卡柱（261）轴向环绕的环形槽（263），所述环形槽（263）上端面直径小于下端面直径，所述卡柱（261）下端边设有倒角；卡柱（261）下端面连接有扭簧件，所述扭簧件包括以卡柱（261）轴线对称设置的两个支杆以及用于连接两个所述支杆一端的扭簧；所述卡套（262）内对称设置有两组锁件，每组所述锁件均包括用于与所述环形槽（263）卡接的卡块（161）、与卡套（262）底面滑动连接的滑块（162）以及连接杆（164），所述连接杆（164）中部与卡套（262）内壁转动连接，连接杆（164）上端与所述卡块（161）连接，连接杆（164）下端与滑块（162）连接；且所述滑块（162）的一端顶面呈30°倾斜设置，滑块（162）另一端设有磁块；卡套（262）内部中空且卡套（262）侧壁内的环形空腔中转动套设有调节环（165），所述调节环（165）内环面上设有分别与所述磁块相吸、相斥的两组磁片组，每组磁片组设有两个磁片且两个所述磁片以卡套（262）的中轴线对称设置，卡套（262）底面内的底部空腔中设有用于驱动调节环（165）转动的电机，所述电机的输出轴与调节环（165）连接。