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飛機(jī)攔阻系統(tǒng)綜合試驗(yàn)平臺的制作方法
【專利摘要】一種飛機(jī)攔阻系統(tǒng)綜合試驗(yàn)平臺，包括：動(dòng)態(tài)模擬器，真實(shí)模擬各種機(jī)型的著陸狀態(tài)，即真實(shí)模擬各機(jī)型的重量、著陸速度等飛機(jī)相關(guān)性能參數(shù)；試驗(yàn)進(jìn)場推力機(jī)構(gòu)，推動(dòng)或\和拉動(dòng)動(dòng)態(tài)模擬器就位，并且試驗(yàn)前反復(fù)推動(dòng)或\和拉動(dòng)動(dòng)態(tài)模擬器，調(diào)整動(dòng)態(tài)模擬器導(dǎo)向機(jī)構(gòu)，防止動(dòng)態(tài)模擬器在高加速度運(yùn)行過程中因偏心而造成巨大摩擦力；加力推力裝置，實(shí)現(xiàn)對動(dòng)態(tài)模擬器的快速加速，使得動(dòng)態(tài)模擬器滿足飛機(jī)著陸的速度要求，并且速度可控可調(diào)；攔阻系統(tǒng)，在有限的距離上實(shí)現(xiàn)對飛機(jī)的減速，并且設(shè)計(jì)有觸發(fā)式剎車裝置，根據(jù)不同機(jī)型及不同飛行狀況，設(shè)置飛機(jī)減加速度，真實(shí)模擬飛機(jī)的減速過程；本發(fā)明具有開放性、柔性設(shè)計(jì)、參數(shù)可控可調(diào)、精度高等諸多優(yōu)點(diǎn)。
【專利說明】飛機(jī)攔阻系統(tǒng)綜合試驗(yàn)平臺

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種飛機(jī)攔阻系統(tǒng)綜合試驗(yàn)平臺。

【背景技術(shù)】
[0002] 近四十年來，考慮到飛機(jī)重量和速度的增加，空軍機(jī)場，特別是前線支援飛機(jī)使用 的機(jī)場，已修得相當(dāng)長，一般都在2000m以上，但仍有不少飛機(jī)著陸時(shí)沖出跑道，特別是作 戰(zhàn)飛機(jī)終止起飛情況更為嚴(yán)重。西方國家以及使用西方戰(zhàn)機(jī)的亞洲國家的軍用飛機(jī)幾乎都 加裝攔阻鉤，并在跑道端頭設(shè)置繩網(wǎng)結(jié)合的攔阻裝置進(jìn)行應(yīng)急攔阻。實(shí)踐證明這種應(yīng)急攔 阻裝置使用效果很好。美國統(tǒng)計(jì)了 1995年7月到1998年6月三年中約有1100架飛機(jī)沖出 跑道，由于大多數(shù)機(jī)場裝設(shè)了該設(shè)備，使多數(shù)飛機(jī)幸免于難。但少數(shù)機(jī)場由于沒有裝設(shè)該設(shè) 備或是攔阻失效使飛機(jī)遭受嚴(yán)重?fù)p壞，并危及空勤人員安全。參考國外使用經(jīng)驗(yàn)，我國空軍 研究部門也曾進(jìn)行過一些攔阻裝置的研究工作，在部分機(jī)場也曾使用，反映很好，并得到廣 泛的重視，目前，在國內(nèi)設(shè)備研究使用和配置尚未成熟情況下，尤其在航空母艦及島礁上跑 道有限的機(jī)場回收飛機(jī)，要求所用的設(shè)備能夠使飛機(jī)在有限甲板上的著艦滑跑距離縮短。 這種設(shè)備就是飛機(jī)攔阻裝置，當(dāng)飛機(jī)著艦時(shí)，其尾鉤鉤住的就是這根繩索，攔阻索再帶動(dòng)攔 阻機(jī)來吸收掉飛機(jī)的動(dòng)能。噴氣式艦載機(jī)降落時(shí)并不關(guān)閉發(fā)動(dòng)機(jī)，情況不好可以馬上復(fù)飛。 以美國航母的MK-73型艦載機(jī)為例，30噸重的艦載機(jī)以71. 36m/s的速度著艦后滑跑91. 5 米停止。國外的攔阻裝置的發(fā)展比較成熟，但關(guān)于這方面的資料非常少，國內(nèi)在這方面的研 究正處于起步階段。對于攔阻系統(tǒng)的負(fù)載模擬仿真系統(tǒng)的研究更是少之又少，缺少綜合試 驗(yàn)平臺，嚴(yán)重影響對各參數(shù)的深入研究，更無法真實(shí)模擬攔阻設(shè)備使用過程中參數(shù)的匹配， 嚴(yán)重制約飛機(jī)攔阻系統(tǒng)的發(fā)展。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0003] 鑒于上述問題，本發(fā)明的目的是提供一種飛機(jī)攔阻系統(tǒng)綜合試驗(yàn)平臺，其能夠真 實(shí)模擬飛機(jī)攔阻過程，而且通用性強(qiáng)，可以真實(shí)模擬不同機(jī)型及不同的攔阻系統(tǒng)，具有試驗(yàn) 周期短、相關(guān)參數(shù)可控可調(diào)的優(yōu)點(diǎn)，符合柔性設(shè)計(jì)。
[0004] 為此，本發(fā)明提供一種飛機(jī)攔阻系統(tǒng)綜合試驗(yàn)平臺，包括：動(dòng)態(tài)模擬器，真實(shí)模擬 各種機(jī)型的著陸狀態(tài)，即真實(shí)模擬各機(jī)型的重量、著陸速度等飛機(jī)相關(guān)性能參數(shù)；試驗(yàn)進(jìn)場 推力機(jī)構(gòu)，推動(dòng)或\和拉動(dòng)動(dòng)態(tài)模擬器就位，即使得動(dòng)態(tài)模擬器準(zhǔn)確到達(dá)試驗(yàn)初始位置，并 且試驗(yàn)前反復(fù)推動(dòng)或\和拉動(dòng)動(dòng)態(tài)模擬器，調(diào)整動(dòng)態(tài)模擬器導(dǎo)向機(jī)構(gòu)，防止動(dòng)態(tài)模擬器在 高加速度運(yùn)行過程中因偏心而造成巨大摩擦力；加力推力裝置，實(shí)現(xiàn)對動(dòng)態(tài)模擬器的快速 加速，使得動(dòng)態(tài)模擬器滿足飛機(jī)著陸的速度要求，并且速度可控可調(diào)；攔阻系統(tǒng)，在有限的 距離上實(shí)現(xiàn)對飛機(jī)的減速，并且設(shè)計(jì)有觸發(fā)式剎車裝置，根據(jù)不同機(jī)型及不同飛行狀況，設(shè) 置飛機(jī)減加速度，真實(shí)模擬飛機(jī)的減速過程。
[0005] 所述動(dòng)態(tài)模擬器，包括：車體、飛機(jī)輪、配重塊、拖動(dòng)桿、制動(dòng)頭部、導(dǎo)向裝置等部 分；車體采用分體拼裝式結(jié)構(gòu)，中間通過聯(lián)接件將兩部分車體相連；車體前部緩沖制動(dòng)部 位設(shè)計(jì)成可拆裝箱形結(jié)構(gòu)，有利于車體的緩沖制動(dòng)和更換；車體結(jié)構(gòu)框架采用箱形梁焊接 結(jié)構(gòu)，保證剛度強(qiáng)度要求；作為優(yōu)選，配重塊采用左右對稱放置的方式配重，使得四個(gè)飛機(jī) 輪的承載均勻，并且配重塊內(nèi)部灌鉛以減小動(dòng)態(tài)模擬器體積，降低動(dòng)態(tài)模擬器重心，改變配 重塊的位置及含鉛量，真實(shí)模擬各類型飛機(jī)的重量及其重量分布；優(yōu)選地，制動(dòng)頭與攔阻系 統(tǒng)的嚙合部位采用圓弧形式，并與車主體之間為可拆裝式結(jié)構(gòu)，方便安裝及位置調(diào)整；所述 車體上設(shè)計(jì)有加速度傳感器，實(shí)時(shí)檢測模擬器的加速度變化情況，并合算出速度及位移變 化，制動(dòng)頭與車體之間設(shè)計(jì)有力傳感器，實(shí)時(shí)檢測攔阻系統(tǒng)對動(dòng)態(tài)模擬器的作用情況。
[0006] 作為優(yōu)選，拖動(dòng)桿支架底部設(shè)計(jì)有限位裝置以保證拖動(dòng)桿30°工作位置，拖動(dòng)桿 采用壓板插銷安裝方式，既保證工作可靠，又可以方便安裝拆卸；手柄通過手柄軸與拖動(dòng)桿 相連，手柄軸的兩端采用軸承安裝方式，并且手柄設(shè)計(jì)有插銷擋塊裝置，工作安全可靠。
[0007] 作為優(yōu)選，導(dǎo)向裝置的支架固定在車體上，導(dǎo)向輪安裝在導(dǎo)向裝置上，并在車體兩 側(cè)的固定于地面預(yù)埋鋼板上的軌道上滾動(dòng)，起導(dǎo)向作用；所述導(dǎo)向輪在垂直車體沿其側(cè)向 設(shè)置有調(diào)整機(jī)構(gòu)，采用螺桿調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)，保證導(dǎo)向輪與導(dǎo)軌接觸良好；調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)的外側(cè)采用手 輪鎖緊防松的結(jié)構(gòu)形式，確保導(dǎo)向輪在工作時(shí)的安裝牢固。
[0008] 試驗(yàn)進(jìn)場推力機(jī)構(gòu)，包括：液壓缸、液壓缸支架、活塞桿頭部推動(dòng)裝置等部分；所 述液壓缸支架采用箱形梁結(jié)構(gòu)，與地面連接采用螺釘連接，保證結(jié)構(gòu)支撐安全可靠；所述 活塞桿頭部推動(dòng)裝置保證與動(dòng)態(tài)模擬器接觸良好，活塞桿頭部推動(dòng)裝置主要由裝置外罩、 推力調(diào)心滾子軸承、卡環(huán)、彈簧以及端蓋等組成，所述推力調(diào)心滾子軸承具有一定的調(diào)心功 能，從而能夠消除由于活塞桿軸線與動(dòng)態(tài)模擬器軸線不平行時(shí)活塞桿頭部與動(dòng)態(tài)模擬器的 不完全接觸；在液壓缸行程兩端分別設(shè)計(jì)有限位開關(guān)，并采用雙余度設(shè)計(jì)，確保系統(tǒng)運(yùn)行過 程中的安全性。
[0009] 加力推力裝置，包括液壓缸、小車、拖動(dòng)頭、蓋板、連接塊、加力導(dǎo)向輪等；所述液壓 缸與地面采用螺栓連接，并在液壓缸行程兩端分別設(shè)計(jì)有限位開關(guān)，并采用雙余度設(shè)計(jì)，確 保系統(tǒng)運(yùn)行過程中的安全性；作為優(yōu)選，拖動(dòng)頭與動(dòng)態(tài)模擬器采用十字鉸的連接方式，該方 式承載能力強(qiáng)，可承受瞬間較大力的沖擊，安全可靠。
[0010] 所述推力液壓缸需要完成對模擬器的瞬間快速加速，即推力液壓缸為間歇式大流 量的工況，因此液壓系統(tǒng)采取了小排量油泵加大容量蓄能器的設(shè)計(jì)方案，即降低成本、減小 液壓站工作噪音，又保證試驗(yàn)時(shí)瞬間釋放出的大流量液壓油滿足試驗(yàn)的速度要求；作為優(yōu) 選，液壓系統(tǒng)采用兩臺小流量油泵組合使用的方式，一方面，當(dāng)為蓄能器供油時(shí)，只需要開 啟一臺油泵，當(dāng)推力液壓缸開始動(dòng)作，兩臺油泵均工作，這不僅使得系統(tǒng)獲得瞬間大流量， 而且在蓄能器壓力流量降低時(shí)，對其進(jìn)行補(bǔ)充，保證系統(tǒng)工作壓力恒定；另一方面，當(dāng)進(jìn)場 液壓缸動(dòng)作時(shí)，啟動(dòng)兩臺油泵，實(shí)現(xiàn)模擬器的快速就位。系統(tǒng)的工作壓力通過比例調(diào)壓閥來 設(shè)定，系統(tǒng)設(shè)計(jì)有壓力傳感器，實(shí)時(shí)檢測系統(tǒng)壓力。
[0011] 作為優(yōu)選，加力推力裝置前端設(shè)計(jì)有四個(gè)側(cè)向?qū)驖L輪各配備一對圓錐滾子軸 承，以抵消拖動(dòng)頭側(cè)向偏移安裝時(shí)在工作中所產(chǎn)生的側(cè)向轉(zhuǎn)矩；拖動(dòng)頭與小車采用梯形槽 螺釘連接方式，使得拖動(dòng)頭左右調(diào)節(jié)方便、工作安全可靠。
[0012] 攔阻系統(tǒng)主要由電機(jī)、卷筒、攔阻索、剎車調(diào)整器、護(hù)罩、組合滑輪組及手動(dòng)輪等組 成，所述攔阻索纏繞在卷筒上，并且兩端通過組合滑輪組形成所需攔阻狀態(tài)，即通過組合滑 輪組，攔阻索的寬度及相對地面等關(guān)鍵參數(shù)可控可調(diào)，卷筒一端與電機(jī)相連，另一端與手動(dòng) 輪相連，當(dāng)飛機(jī)攔阻完成后，電機(jī)控制卷筒自動(dòng)收回?cái)r阻索，若一旦出現(xiàn)突然斷電等突發(fā)事 件，利用手動(dòng)輪將攔阻索迅速收回，為下一架飛機(jī)的著陸做好準(zhǔn)備，保證系統(tǒng)使用過程中的 安全可靠；作為優(yōu)選，剎車調(diào)整器采用液壓式制動(dòng)器，通過控制液壓系統(tǒng)壓力控制剎車片之 間的力學(xué)參數(shù)，實(shí)現(xiàn)對攔阻索張緊力的大小，從而實(shí)現(xiàn)對飛機(jī)減速快慢的調(diào)節(jié)，根據(jù)不同機(jī) 型不同的工況要求，只需設(shè)置系統(tǒng)壓力就可滿足使用要求，符合柔性設(shè)計(jì)的思想。
[0013] 該試驗(yàn)平臺還包括測控計(jì)算機(jī)，其通過D/A接口電路實(shí)時(shí)采集試驗(yàn)過程中的運(yùn)動(dòng) 學(xué)參數(shù)及力學(xué)參數(shù)，并實(shí)時(shí)記錄實(shí)時(shí)分析；通過A/D接口電路實(shí)時(shí)控制液壓驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)，設(shè)定 液壓系統(tǒng)的工作壓力，從而實(shí)現(xiàn)對整個(gè)試驗(yàn)過程的實(shí)時(shí)控制；控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)有聲光報(bào)警及 故障提示窗口等，界面設(shè)計(jì)符合人機(jī)工程學(xué)的要求。
[0014] 根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)攔阻系統(tǒng)綜合試驗(yàn)平臺，其能夠真實(shí)模擬飛機(jī)攔阻過程，并適 用于不同的機(jī)型及不同的攔阻系統(tǒng)試驗(yàn)，而且能夠提取試驗(yàn)過程的力學(xué)參數(shù)及運(yùn)動(dòng)學(xué)參 數(shù)，為下一步攔阻系統(tǒng)的分析及相應(yīng)配置提供理論依據(jù)及技術(shù)支持。
[0015] 本發(fā)明具有開放性、柔性設(shè)計(jì)、精度高等諸多優(yōu)點(diǎn)，采用閉環(huán)控制系統(tǒng)，參數(shù)可觀 可測可控可調(diào)，符合柔性設(shè)計(jì)。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0016] 圖1是根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施方式的飛機(jī)攔阻系統(tǒng)綜合試驗(yàn)平臺結(jié)構(gòu)示意圖；
[0017] 圖2是根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施方式的飛機(jī)攔阻系統(tǒng)綜合試驗(yàn)平臺軸測圖；
[0018] 圖3是根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施方式的飛機(jī)攔阻系統(tǒng)綜合試驗(yàn)平臺動(dòng)態(tài)模擬器結(jié) 構(gòu)軸測圖；
[0019] 圖4是根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施方式的飛機(jī)攔阻系統(tǒng)綜合試驗(yàn)平臺動(dòng)態(tài)模擬器仰 視圖；
[0020] 圖5是根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施方式的飛機(jī)攔阻系統(tǒng)綜合試驗(yàn)平臺攔阻系統(tǒng)結(jié)構(gòu) 示意圖；
[0021] 圖6是根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施方式的飛機(jī)攔阻系統(tǒng)綜合試驗(yàn)平臺攔阻系統(tǒng)軸測 圖；
[0022] 圖7是根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施方式的飛機(jī)攔阻系統(tǒng)綜合試驗(yàn)平臺推力系統(tǒng)軸測 圖；
[0023] 圖8是根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施方式的飛機(jī)攔阻系統(tǒng)綜合試驗(yàn)平臺推力系統(tǒng)結(jié)構(gòu) 示意圖；
[0024] 圖9是根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施方式的飛機(jī)攔阻系統(tǒng)綜合試驗(yàn)平臺試驗(yàn)進(jìn)場推力 裝置軸測圖；
[0025] 圖10是根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施方式的飛機(jī)攔阻系統(tǒng)綜合試驗(yàn)平臺試驗(yàn)進(jìn)場推力 裝置連接頭結(jié)構(gòu)示意圖；
[0026] 圖11是根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施方式的飛機(jī)攔阻系統(tǒng)綜合試驗(yàn)平臺拖動(dòng)桿系統(tǒng)結(jié) 構(gòu)示意圖1 ;
[0027] 圖12是根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施方式的飛機(jī)攔阻系統(tǒng)綜合試驗(yàn)平臺拖動(dòng)桿系統(tǒng)結(jié) 構(gòu)示意圖2 ;
[0028] 圖13是根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施方式的飛機(jī)攔阻系統(tǒng)綜合試驗(yàn)平臺拖動(dòng)桿系統(tǒng)軸 測圖；
[0029] 圖14是根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施方式的飛機(jī)攔阻系統(tǒng)綜合試驗(yàn)平臺手柄結(jié)構(gòu)示意 圖；
[0030] 圖15是根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施方式的飛機(jī)攔阻系統(tǒng)綜合試驗(yàn)平臺手柄軸測圖；
[0031] 圖16是根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施方式的飛機(jī)攔阻系統(tǒng)綜合試驗(yàn)平臺導(dǎo)向裝置結(jié)構(gòu) 示意圖；
[0032] 圖17是根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施方式的飛機(jī)攔阻系統(tǒng)綜合試驗(yàn)平臺導(dǎo)向裝置軸測 圖；
[0033] 圖18是根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施方式的飛機(jī)攔阻系統(tǒng)綜合試驗(yàn)平臺的液壓原理 圖；
[0034] 圖中：1、安裝平臺；2、導(dǎo)軌；3、攔阻器；4、飛機(jī)輪；5、動(dòng)態(tài)模擬器；6、導(dǎo)向機(jī)構(gòu)；7、 車體就位液壓缸；8、制動(dòng)頭；9、推力機(jī)構(gòu)；10、電機(jī)；11、卷筒；12、攔阻索；13、剎車調(diào)整器； 14、護(hù)罩；15、組合滑輪組；16、手動(dòng)輪；17、拖動(dòng)頭；18、連接塊；19、加力導(dǎo)向輪；20、連接 耳軸；21、液壓缸支撐架1 ;22、液壓缸；23、活塞桿連接頭；24、液壓缸支撐架2 ;25、推動(dòng)液 壓缸；26、液壓缸支撐架3 ;27、外罩；28、端蓋、29、卡環(huán)；30、推力調(diào)心滾子軸承；31、軸套； 32、間距套；33、彈簧；34、伸出桿；35、拖動(dòng)桿；36、拖動(dòng)桿支架；37、壓板；38、手柄軸；39、手 柄；40、拔銷；41、調(diào)整手輪；42、加強(qiáng)筋板；43、導(dǎo)向輪；2001、加力推力油缸；2002、壓力傳 感器1 ;2003、壓力傳感器2 ;2004、節(jié)流閥；2005、蓄能器；2006、截止閥；2007、壓力繼電器； 2008、兩位三通閥1 ;2009、插裝閥1 ;2010、插裝閥2 ;2011、兩位三通閥2 ;2012、兩位三通閥 3 ;2013、插裝閥3 ;2014、單向節(jié)流閥1 ;2015、單向節(jié)流閥2 ;2016、插裝閥4 ;2017、兩位三通 閥4 ;2018、三位四通閥1 ;2019、冷卻器；2020、減壓閥1 ;2021、進(jìn)場推力油缸；2022、單向節(jié) 流閥3 ;2023、單向節(jié)流閥4 ;2024、三位四通閥2 ;2025、壓力表1 ;2026、冷卻器；2027、減壓 閥2 ;2028、壓力表2 ;2029、溢流閥；2030、壓力表；2031、冷卻器；2032、液壓制動(dòng)器；2033、 減壓閥；2034、三位四通閥3 ;2035、減壓閥3 ;2036、冷卻器；2037、安全閥1 ;2038、壓力表4 ; 2039、高壓油濾1 ;2040、油泵機(jī)組1 ;2041、真空表1 ;2042、壓力表3 ;2043、安全閥2 ;2044、 冷卻器；2045、高壓油濾2 ;2046、油泵機(jī)組2 ;2047、真空表2 ;2048、濾油器1 ;2049、濾油器 2 ;2050、液位計(jì)；2051、加熱器；2052、溫度計(jì)；2053、油箱。

【具體實(shí)施方式】
[0035] 下面結(jié)合附圖詳細(xì)說明根據(jù)本發(fā)明的實(shí)施方式。
[0036] 如附圖所示，飛機(jī)攔阻系統(tǒng)綜合試驗(yàn)平臺，包括：動(dòng)態(tài)模擬器5,真實(shí)模擬各種機(jī) 型的著陸狀態(tài)，即真實(shí)模擬各機(jī)型的重量、著陸速度等飛機(jī)相關(guān)性能參數(shù)；試驗(yàn)進(jìn)場推力機(jī) 構(gòu)7,推動(dòng)或\和拉動(dòng)動(dòng)態(tài)模擬器5就位，即使得動(dòng)態(tài)模擬器5準(zhǔn)確到達(dá)試驗(yàn)初始位置，并 且試驗(yàn)前反復(fù)推動(dòng)或\和拉動(dòng)動(dòng)態(tài)模擬器5,調(diào)整動(dòng)態(tài)模擬器導(dǎo)向機(jī)構(gòu)6,防止動(dòng)態(tài)模擬器 5在高加速度運(yùn)行過程中因偏心而造成巨大摩擦力；加力推力裝置9,實(shí)現(xiàn)對動(dòng)態(tài)模擬器5 的快速加速，使得動(dòng)態(tài)模擬器5滿足飛機(jī)著陸的速度要求，并且速度可控可調(diào)；攔阻系統(tǒng)3， 在有限的距離上實(shí)現(xiàn)對飛機(jī)的減速，并且設(shè)計(jì)有觸發(fā)式剎車裝置，根據(jù)不同機(jī)型及不同飛 行狀況，設(shè)置飛機(jī)減加速度，真實(shí)模擬飛機(jī)的減速過程。
[0037] 所述動(dòng)態(tài)模擬器，包括：車體、飛機(jī)輪4、配重塊、拖動(dòng)桿35、制動(dòng)頭部8、導(dǎo)向裝置 6等部分；車體采用分體拼裝式結(jié)構(gòu)，中間通過聯(lián)接件將兩部分車體相連；車體前部緩沖制 動(dòng)部位設(shè)計(jì)成可拆裝箱形結(jié)構(gòu)，有利于車體的緩沖制動(dòng)和更換；車體結(jié)構(gòu)框架采用箱形梁 焊接結(jié)構(gòu)，保證剛度強(qiáng)度要求；作為優(yōu)選，配重塊采用左右對稱放置的方式配重，使得四個(gè) 飛機(jī)輪4的承載均勻，并且配重塊內(nèi)部灌鉛以減小動(dòng)態(tài)模擬器體積，降低動(dòng)態(tài)模擬器5重 心，改變配重塊的位置及含鉛量，真實(shí)模擬各類型飛機(jī)的重量及其重量分布；優(yōu)選地，制動(dòng) 頭8與攔阻系統(tǒng)3的嚙合部位采用圓弧形式，并與車主體之間為可拆裝式結(jié)構(gòu)，方便安裝及 位置調(diào)整；所述車體上設(shè)計(jì)有加速度傳感器，實(shí)時(shí)檢測模擬器的加速度變化情況，并合算出 速度及位移變化，制動(dòng)頭8與車體5之間設(shè)計(jì)有力傳感器，實(shí)時(shí)檢測攔阻系統(tǒng)對動(dòng)態(tài)模擬器 的作用情況。
[0038] 作為優(yōu)選，拖動(dòng)桿支架底部36設(shè)計(jì)有限位裝置以保證拖動(dòng)桿（35)30°工作位置， 拖動(dòng)桿35采用壓板37插銷安裝方式，既保證工作可靠，又可以方便安裝拆卸；手柄39通過 手柄軸38與拖動(dòng)桿35相連，手柄軸38的兩端采用軸承安裝方式，并且手柄39設(shè)計(jì)有插銷 擋塊40裝置，工作安全可靠。
[0039] 作為優(yōu)選，導(dǎo)向裝置6的支架固定在車體上，導(dǎo)向輪43安裝在導(dǎo)向裝置6上，并在 車體兩側(cè)的固定于地面預(yù)埋鋼板上的軌道2上滾動(dòng)，起導(dǎo)向作用；所述導(dǎo)向輪43在垂直車 體沿其側(cè)向設(shè)置有調(diào)整機(jī)構(gòu)，采用螺桿調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)，保證導(dǎo)向輪與導(dǎo)軌接觸良好；調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)的 外側(cè)采用手輪41鎖緊防松的結(jié)構(gòu)形式，確保導(dǎo)向輪43在工作時(shí)的安裝牢固。
[0040] 試驗(yàn)進(jìn)場推力機(jī)構(gòu)7,包括：液壓缸25、液壓缸支架26、活塞桿頭部推動(dòng)裝置23等 部分；所述液壓缸支架26采用箱形梁結(jié)構(gòu)，與地面連接采用螺釘連接，保證結(jié)構(gòu)支撐安全 可靠；所述活塞桿頭部推動(dòng)裝置保23證與動(dòng)態(tài)模擬器5接觸良好，活塞桿頭部推動(dòng)裝置23 主要由裝置外罩27、推力調(diào)心滾子軸承30、卡環(huán)29、彈簧33以及端蓋28等組成，所述推力 調(diào)心滾子軸承30具有一定的調(diào)心功能，從而能夠消除由于活塞桿軸線與動(dòng)態(tài)模擬器5軸線 不平行時(shí)活塞桿頭部23與動(dòng)態(tài)模擬器5的不完全接觸；在液壓缸25行程兩端分別設(shè)計(jì)有 限位開關(guān)，并采用雙余度設(shè)計(jì)，確保系統(tǒng)運(yùn)行過程中的安全性。
[0041] 加力推力裝置9,包括液壓缸22、拖動(dòng)頭17、蓋板、連接塊18、加力導(dǎo)向輪19等；所 述液壓缸22與地面采用螺栓連接，并在液壓缸22行程兩端分別設(shè)計(jì)有限位開關(guān)，并采用雙 余度設(shè)計(jì)，確保系統(tǒng)運(yùn)行過程中的安全性；作為優(yōu)選，拖動(dòng)頭17與動(dòng)態(tài)模擬器5采用十字鉸 的連接方式，該方式承載能力強(qiáng)，可承受瞬間較大力的沖擊，安全可靠。
[0042] 所述推力液壓缸22需要完成對模擬器的瞬間快速加速，即推力液壓缸22為間歇 式大流量的工況，因此液壓系統(tǒng)采取了小排量油泵（2040、2046)加大容量蓄能器2005的設(shè) 計(jì)方案，即降低成本、減小液壓站工作噪音，又保證試驗(yàn)時(shí)瞬間釋放出的大流量液壓油滿足 試驗(yàn)的速度要求；作為優(yōu)選，液壓系統(tǒng)采用兩臺小流量油泵（2040、2046)組合使用的方式， 一方面，當(dāng)為蓄能器2005供油時(shí)，只需要開啟一臺油泵，當(dāng)推力液壓缸開始動(dòng)作，兩臺油泵 均工作，這不僅使得系統(tǒng)獲得瞬間大流量，而且在蓄能器壓力流量降低時(shí)，對其進(jìn)行補(bǔ)充， 保證系統(tǒng)工作壓力恒定；另一方面，當(dāng)進(jìn)場液壓缸25動(dòng)作時(shí)，啟動(dòng)兩臺油泵，實(shí)現(xiàn)模擬器的 快速就位。系統(tǒng)的工作壓力通過比例調(diào)壓閥來設(shè)定，系統(tǒng)設(shè)計(jì)有壓力傳感器，實(shí)時(shí)檢測系統(tǒng) 壓力。
[0043] 作為優(yōu)選，加力推力裝置9前端設(shè)計(jì)有四個(gè)側(cè)向?qū)驖L輪19各配備一對圓錐滾子 軸承，以抵消拖動(dòng)頭17側(cè)向偏移安裝時(shí)在工作中所產(chǎn)生的側(cè)向轉(zhuǎn)矩；拖動(dòng)頭17與加力推力 裝置9采用梯形槽螺釘連接方式，使得拖動(dòng)頭17左右調(diào)節(jié)方便、工作安全可靠。
[0044] 攔阻系統(tǒng)主要由電機(jī)10、卷筒11、攔阻索12、剎車調(diào)整器13、護(hù)罩14、組合滑輪組 15及手動(dòng)輪16等組成，所述攔阻索12纏繞在卷筒上，并且兩端通過組合滑輪組15形成所 需攔阻狀態(tài)，即通過組合滑輪組15,攔阻索12的寬度及相對地面等關(guān)鍵參數(shù)可控可調(diào)，卷 筒11 一端與電機(jī)10相連，另一端與手動(dòng)輪16相連，當(dāng)飛機(jī)攔阻完成后，電機(jī)10控制卷筒 11自動(dòng)收回?cái)r阻索12,若一旦出現(xiàn)突然斷電等突發(fā)事件，利用手動(dòng)輪16將攔阻索12迅速 收回，為下一架飛機(jī)的著陸做好準(zhǔn)備，保證系統(tǒng)使用過程中的安全可靠；作為優(yōu)選，剎車調(diào) 整器13采用液壓式制動(dòng)器2032,通過控制液壓系統(tǒng)壓力控制剎車片之間的力學(xué)參數(shù)，實(shí)現(xiàn) 對攔阻索12張緊力的大小，從而實(shí)現(xiàn)對飛機(jī)減速快慢的調(diào)節(jié)，根據(jù)不同機(jī)型不同的工況要 求，只需設(shè)置系統(tǒng)壓力就可滿足使用要求，符合柔性設(shè)計(jì)的思想。
[0045] 飛機(jī)攔阻系統(tǒng)綜合試驗(yàn)平臺的一個(gè)示例性實(shí)施方式的工作方式如下，也可以其他 方式工作。
[0046] 轉(zhuǎn)動(dòng)手柄39,通過手柄軸38使得拖動(dòng)桿35處在水平位置（如附圖12的虛線位 置），用拔銷40將手柄鎖住，進(jìn)場液壓缸25推動(dòng)動(dòng)態(tài)模擬器5進(jìn)入軌道，此時(shí)動(dòng)態(tài)模擬器5 與加力推力裝置9發(fā)生任何關(guān)系，進(jìn)場液壓缸25推動(dòng)動(dòng)態(tài)模擬器5前后運(yùn)動(dòng)，通過調(diào)整手 輪41調(diào)整導(dǎo)向輪43,使得導(dǎo)向輪43與導(dǎo)軌2接觸良好，并且使得各導(dǎo)向輪43受力均勻，經(jīng) 過反復(fù)調(diào)整滿足試驗(yàn)要求后，將動(dòng)態(tài)模擬器5移至遠(yuǎn)離進(jìn)場液壓缸25的一側(cè)。拔開拔銷40 通過轉(zhuǎn)動(dòng)手柄39轉(zhuǎn)動(dòng)拖動(dòng)桿35,使其向下旋轉(zhuǎn)至工作位置（如附圖12的實(shí)線位置），啟動(dòng) 液壓系統(tǒng)，進(jìn)場液壓缸25緩慢推動(dòng)動(dòng)態(tài)模擬器5運(yùn)動(dòng)至加力裝置處，并使拖動(dòng)桿35與拖動(dòng) 頭17接觸良好，此時(shí)使進(jìn)場液壓缸25與動(dòng)態(tài)模擬器5脫離，油泵向蓄能器2005供油。
[0047] 當(dāng)蓄能器2005供油完成，控制器設(shè)置好攔阻系統(tǒng)的剎車力，啟動(dòng)試驗(yàn)，系統(tǒng)控制 兩位三通閥1 (2008)動(dòng)作，使得插裝閥1 (2009)打開，蓄能器2005瞬間向加力液壓缸22供 油，液壓缸22推動(dòng)動(dòng)態(tài)模擬器5快速加速，在動(dòng)態(tài)模擬器5與攔阻索12接觸的前一個(gè)時(shí)刻， 加力裝置上的拖動(dòng)頭17與拖動(dòng)桿35脫離，制動(dòng)頭8與攔阻索12接觸，剎車裝置13與組合 滑輪15組配合，使得動(dòng)態(tài)模擬器5以一定的減加速度減速，測控計(jì)算機(jī)采集試驗(yàn)過程中的 運(yùn)動(dòng)學(xué)參數(shù)及動(dòng)力學(xué)參數(shù)，實(shí)時(shí)分析整個(gè)運(yùn)動(dòng)過程，整個(gè)減速過程可控可調(diào)，完成一次實(shí)驗(yàn) 后，進(jìn)場液壓缸25推動(dòng)動(dòng)態(tài)模擬器歸位，電機(jī)10通過卷筒11轉(zhuǎn)動(dòng)，快速收回?cái)r阻索12,調(diào) 整相應(yīng)配置，反復(fù)進(jìn)行上述實(shí)驗(yàn)，獲得適應(yīng)于相應(yīng)機(jī)型相應(yīng)工況的最佳減速過程。
[0048] 根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)攔阻系統(tǒng)綜合試驗(yàn)平臺，其能夠真實(shí)模擬飛機(jī)攔阻過程，并適 用于不同的機(jī)型及不同的攔阻系統(tǒng)試驗(yàn)，而且能夠提取試驗(yàn)過程的力學(xué)參數(shù)及運(yùn)動(dòng)學(xué)參 數(shù)，采用閉環(huán)控制系統(tǒng)，參數(shù)可觀可測可控可調(diào)，具有開放性、柔性設(shè)計(jì)、精度高等諸多優(yōu) 點(diǎn)。
[0049] 以上所述，僅為本發(fā)明的【具體實(shí)施方式】，但本發(fā)明的保護(hù)范圍并不局限于此，任何 熟悉本【技術(shù)領(lǐng)域】的技術(shù)人員在本發(fā)明揭露的技術(shù)范圍內(nèi)，可輕易想到變化或替換，都應(yīng)涵 蓋在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。因此，本發(fā)明的保護(hù)范圍應(yīng)以所述權(quán)利要求的保護(hù)范圍為準(zhǔn)。
【權(quán)利要求】
1. 一種飛機(jī)攔阻系統(tǒng)綜合試驗(yàn)平臺，其特征在于，包括： 動(dòng)態(tài)模擬器，真實(shí)模擬各種機(jī)型的著陸狀態(tài)，即真實(shí)模擬各機(jī)型的重量、著陸速度等飛 機(jī)相關(guān)性能參數(shù)； 試驗(yàn)進(jìn)場推力機(jī)構(gòu)，推動(dòng)或\和拉動(dòng)動(dòng)態(tài)模擬器就位，即使得動(dòng)態(tài)模擬器準(zhǔn)確到達(dá)試 驗(yàn)初始位置，并且試驗(yàn)前反復(fù)推動(dòng)或\和拉動(dòng)動(dòng)態(tài)模擬器，調(diào)整動(dòng)態(tài)模擬器導(dǎo)向機(jī)構(gòu)，防止 動(dòng)態(tài)模擬器在高加速度運(yùn)行過程中因偏心而造成巨大摩擦力； 加力推力裝置，實(shí)現(xiàn)對動(dòng)態(tài)模擬器的快速加速，使得動(dòng)態(tài)模擬器滿足飛機(jī)著陸的速度 要求，并且速度可控可調(diào)； 攔阻系統(tǒng)，在有限的距離上實(shí)現(xiàn)對飛機(jī)的減速，并且設(shè)計(jì)有觸發(fā)式剎車裝置，根據(jù)不同 機(jī)型及不同飛行狀況，設(shè)置飛機(jī)減加速度，真實(shí)模擬飛機(jī)的減速過程。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)攔阻系統(tǒng)綜合試驗(yàn)平臺，其特征在于，動(dòng)態(tài)模擬器，包 括：車體、飛機(jī)輪、配重塊、拖動(dòng)桿、制動(dòng)頭部、導(dǎo)向裝置等部分；車體采用分體拼裝式結(jié)構(gòu)， 車體前部緩沖制動(dòng)部位設(shè)計(jì)成可拆裝箱形結(jié)構(gòu)，有利于車體的緩沖制動(dòng)和更換；配重塊采 用左右對稱放置的方式配重，使得四個(gè)飛機(jī)輪的承載均勻，并且配重塊內(nèi)部灌鉛以減小動(dòng) 態(tài)模擬器體積，降低動(dòng)態(tài)模擬器重心，改變配重塊的位置及含鉛量，真實(shí)模擬各類型飛機(jī)的 重量及其重量分布；制動(dòng)頭與攔阻系統(tǒng)的嚙合部位采用圓弧形式，并與車主體之間為可拆 裝式結(jié)構(gòu)，方便安裝及位置調(diào)整；所述車體上設(shè)計(jì)有加速度傳感器，實(shí)時(shí)檢測模擬器的加速 度變化情況，并合算出速度及位移變化，制動(dòng)頭與車體之間設(shè)計(jì)有力傳感器，實(shí)時(shí)檢測攔阻 系統(tǒng)對動(dòng)態(tài)模擬器的作用情況。
3. 根據(jù)權(quán)利要求1、2所述的飛機(jī)攔阻系統(tǒng)綜合試驗(yàn)平臺，其特征在于，拖動(dòng)桿支架底 部設(shè)計(jì)有限位裝置以保證拖動(dòng)桿30°工作位置，拖動(dòng)桿采用壓板插銷安裝方式，既保證工 作可靠，又可以方便安裝拆卸；手柄通過手柄軸與拖動(dòng)桿相連，手柄軸的兩端采用軸承安裝 方式，并且手柄設(shè)計(jì)有插銷擋塊裝置，工作安全可靠。
4. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)攔阻系統(tǒng)綜合試驗(yàn)平臺，其特征在于，推力調(diào)心滾子軸 承具有一定的調(diào)心功能，從而能夠消除由于活塞桿軸線與動(dòng)態(tài)模擬器軸線不平行時(shí)活塞桿 頭部與動(dòng)態(tài)模擬器的不完全接觸；在液壓缸行程兩端分別設(shè)計(jì)有限位開關(guān)，并采用雙余度 設(shè)計(jì)，確保系統(tǒng)運(yùn)行過程中的安全性。
5. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)攔阻系統(tǒng)綜合試驗(yàn)平臺，其特征在于，拖動(dòng)頭與動(dòng)態(tài)模 擬器采用十字鉸的連接方式，該方式承載能力強(qiáng)，可承受瞬間較大力的沖擊，安全可靠。
6. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)攔阻系統(tǒng)綜合試驗(yàn)平臺，其特征在于，加力推力裝置前 端設(shè)計(jì)有四個(gè)側(cè)向?qū)驖L輪各配備一對圓錐滾子軸承，以抵消拖動(dòng)頭側(cè)向偏移安裝時(shí)在工 作中所產(chǎn)生的側(cè)向轉(zhuǎn)矩；拖動(dòng)頭與小車采用梯形槽螺釘連接方式，使得拖動(dòng)頭左右調(diào)節(jié)方 便、工作安全可靠。
7. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)攔阻系統(tǒng)綜合試驗(yàn)平臺，其特征在于優(yōu)化剎車調(diào)整器與 組合滑輪組配置，實(shí)現(xiàn)剎車力無極控制，即根據(jù)不同機(jī)型不同工況要求，動(dòng)態(tài)模擬器減加速 度可控可調(diào)。
【文檔編號】G01M99/00GK104122112SQ201410410066
【公開日】2014年10月29日 申請日期:2014年8月19日 優(yōu)先權(quán)日:2014年8月19日
【發(fā)明者】劉永光, 楊曉偉, 程楠楠, 高曉輝, 劉文磊, 孫健, 王一軒 申請人:北京航空航天大學(xué)