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原文传递一种全机落震试验中飞机姿态调节、保持装置及方法

专利名称：	一种全机落震试验中飞机姿态调节、保持装置及方法
摘要：	本发明公开了一种全机落震试验中飞机姿态调节、保持装置及方法，属于飞机试验技术领域，装置包括设置在地坪上的试验台架、设置在试验台架内部上端的调节组件、依次设置在试验台架内部且位于调节组件下方的仿升动力组件、试验件和设置在地坪上且位于试验件下方的测力平台；本发明的装置能够在试验环境下模拟试验件着陆过程中的俯仰角度和滚转角度，准确调节试验件姿态，并保证试验件在全机落震试验中保持姿态不变，从而考核在真实的着陆姿态工况下试验件各部位的着陆性能，为试验件起落装置及其他关键部位的研制提供了试验依据。
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;杨建波;陈熠;胡锐;张飞
专利状态：	有效
申请日期：	2023-09-27T00:00:00+0800
发布日期：	2023-11-03T00:00:00+0800
申请号：	CN202311254679.2
公开号：	CN116986014A
代理机构：	北京栈桥知识产权代理事务所(普通合伙)
代理人：	胡颖
分类号：	B64F5/60;B;B64;B64F;B64F5;B64F5/60
申请人地址：	710065 陕西省西安市雁塔区电子二路86号
主权项：	1.一种全机落震试验中飞机姿态调节、保持装置，其特征在于，包括设置在地坪上的试验台架（1）、设置在所述试验台架（1）内部上端的调节组件（2）、依次设置在试验台架（1）内部且位于调节组件（2）下方的仿升动力组件（3）、试验件（4）和设置在地坪上且位于所述试验件（4）下方的测力平台（5）；所述调节组件（2）包括滑动卡接在试验台架（1）内部的滑台（20）、设置在所述滑台（20）上的俯仰角调节构件（21）和滚转角调节构件（22）、设置在试验台架（1）内顶部的主电机（23）和4个等距分布在所述俯仰角调节构件（21）上的吊带（24）；试验台架（1）的内壁上设置有位于所述滑台（20）下方的限位撑杆（10）；所述主电机（23）的输出轴上设置有卷筒（230），所述卷筒（230）上缠绕设置有与滑台（20）上端面连接的主拉索（231）；所述仿升动力组件（3）包括固定设置在试验台架（1）内部且位于滑台（20）下方的支撑横梁（30）和两个分别通过第一拉索（310）与支撑横梁（30）下底面连接的仿升筒（31）；两个所述仿升筒（31）内部均滑动卡接有活塞（32），两个所述活塞（32）下底面均设置有贯穿仿升筒（31）的第二拉索（320）；地坪上设置有分别与两个所述仿升筒（31）内部且位于活塞（32）下部的空间导通的充气装置（33）；所述试验件（4）下底面呈等腰三角形分布有3个通过起落架（40）与试验件（4）转动卡接的机轮（41）；所述试验件（4）上端面四角位置分别与各个吊带（24）下端连接，且试验件（4）上端面与两个第二拉索（320）的下端连接；所述测力平台（5）设置有3个，且各个所述测力平台（5）分别与各个机轮（41）上下位置一一对应；各个测力平台（5）均内部中空设置，且各个测力平台（5）内顶部均设置有轮辐式力传感器。 2.根据权利要求1所述的一种全机落震试验中飞机姿态调节、保持装置，其特征在于，所述俯仰角调节构件（21）包括设置在滑台（20）下底面的限位套（210）、分别滑动卡接在所述限位套（210）内部前后两端的两个提升板（211）和分别设置在滑台（20）上端面前后两端的提升电机（212）；4个所述吊带（24）的上端分别一一对应与两个提升板（211）的左右两端活动连接；两个所述提升电机（212）的输出轴上均设置有贯穿滑台（20）且与对应位置处的提升板（211）螺纹连接的提升丝杠（213）。 3.根据权利要求2所述的一种全机落震试验中飞机姿态调节、保持装置，其特征在于，所述滚转角调节构件（22）设置有两个，两个所述滚转角调节构件（22）分别设置在限位套（210）内部左右两侧；滚转角调节构件（22）包括两个分别转动卡接在限位套（210）内部前后两端的摆动臂（220）、转动卡接在限位套（210）内壁上的转轴（221）和设置在限位套（210）内壁上的微型电机（222）；两个所述摆动臂（220）与限位套（210）连接处均设置有摆动齿盘（223）；所述转轴（221）两端分别套设有与两个摆动齿盘（223）一一对应啮合连接的第一齿轮（2210），转轴（221）中部套设有第二齿轮（2211）；所述微型电机（222）的输出轴上设置有与第二齿轮（2211）啮合连接的驱动齿轮（2220）。 4.根据权利要求3所述的一种全机落震试验中飞机姿态调节、保持装置，其特征在于，各个所述摆动臂（220）远离对应位置处的摆动齿盘（223）的一端均转动卡接有对接转轮（224），各个所述对接转轮（224）的周向均设置有对接槽。 5.根据权利要求1所述的一种全机落震试验中飞机姿态调节、保持装置，其特征在于，所述调节组件（2）还包括设置在试验台架（1）内顶部且能够与所述卷筒（230）连接锁止的投放锁构件（25）；所述投放锁构件（25）包括通过立板（250）滑动卡接在试验台架（1）内顶部的移动座（251）、设置在试验台架（1）内顶部且与移动座（251）远离卷筒（230）一侧连接的第一电动推杆（252）和设置在移动座（251）靠近卷筒（230）一侧的锁头（253）；所述锁头（253）为六棱柱结构，卷筒（230）端部设置有与所述锁头（253）配合使用的锁止槽。 6.根据权利要求5所述的一种全机落震试验中飞机姿态调节、保持装置，其特征在于，所述锁头（253）的各个侧面上均转动卡接有滚珠（2530）。 7.根据权利要求2所述的一种全机落震试验中飞机姿态调节、保持装置，其特征在于，所述吊带（24）与试验件（4）连接处设置有卡扣组件（26）；所述卡扣组件（26）包括设置在试验件（4）上端面且内部中空的卡扣座（260）、两个上下对称设置在所述卡扣座（260）内部的挤压座（261）和设置在卡扣座（260）内底部的第二电动推杆（262）；卡扣座（260）的侧壁上贯穿设置有安装孔（2600）；两个所述挤压座（261）相对的一侧均设置有咬合块（263），两个挤压座（261）相对的一侧两端均设置有两个齿条（264）；卡扣座（260）内部两侧分别通过齿轮轴转动卡接有连接齿轮（265），两个所述连接齿轮（265）分别与对应位置处的两个齿条（264）一一对应啮合连接，两个所述齿轮轴上均套设有辅助齿轮（266）；卡扣座（260）内部滑动卡接有驱动架（267），所述驱动架（267）下底面与第二电动推杆（262）连接，驱动架（267）的两侧分别通过齿牙与两个辅助齿轮（266）一一对应啮合连接；吊带（24）与提升板（211）连接处、主拉索（231）与滑台（20）连接处、第一拉索（310）与支撑横梁（30）连接处、第二拉索（320）与试验件（4）连接处均设置有所述卡扣组件（26）。 8.根据权利要求7所述的一种全机落震试验中飞机姿态调节、保持装置，其特征在于，两个所述咬合块（263）相互靠近的一侧均设置有咬合齿。 9.根据权利要求1所述的一种全机落震试验中飞机姿态调节、保持装置，其特征在于，所述限位撑杆（10）上端面设置有缓冲垫。 10.一种全机落震试验中飞机姿态调节、保持方法，基于权利要求1-9任一所述的一种全机落震试验中飞机姿态调节、保持装置，其特征在于，包括以下步骤： S1、连接外设：分别将俯仰角调节构件（21）、滚转角调节构件（22）、主电机（23）、充气装置（33）与外部电源设备连接；将轮辐式力传感器与外部数据采集设备连接； S2、调试装置：调整各个吊带（24）以及第二拉索（320）的长度，使得试验件（4）的各个机轮（41）分别与各个测力平台（5）接触；然后通过充气装置（33）分别为两个仿升筒（31）充气，使得仿升筒（31）内部气压满足试验要求； S3、调整姿态：利用主电机（23）带动卷筒（230）旋转，卷筒（230）旋转过程中收卷主拉索（231），此时滑台（20）沿试验台架（1）内壁向上滑动，并通过4个吊带（24）拉动试验件（4）在试验台架（1）内部上升至设定高度；利用俯仰角调节构件（21）调整试验件（4）前后两端的俯仰角至设定值，利用滚转角调节构件（22）调整试验件（4）左右两端的滚转角至设定值； S4、采集数据：关闭主电机（23），使得滑台（20）沿试验台架（1）内壁向下滑动后与限位撑杆（10）接触，试验件（4）的各个机轮（41）分别接触对应的测力平台（5）；利用测力平台（5）内部的轮辐式力传感器感测试验件（4）下落时的垂向力、航向力、侧向力，并将信号传递至外部数据采集设备进行数据采集。
所属类别：	发明专利