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

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

【背景技術(shù)】
[0002] 近四十年來，考慮到飛機重量和速度的增加，空軍機場，特別是前線支援飛機使用 的機場，已修得相當長，一般都在2000m以上，但仍有不少飛機著陸時沖出跑道，特別是作 戰(zhàn)飛機終止起飛情況更為嚴重。西方國家以及使用西方戰(zhàn)機的亞洲國家的軍用飛機幾乎都 加裝攔阻鉤，并在跑道端頭設(shè)置繩網(wǎng)結(jié)合的攔阻裝置進行應(yīng)急攔阻。實踐證明這種應(yīng)急攔 阻裝置使用效果很好。美國統(tǒng)計了 1995年7月到1998年6月三年中約有1100架飛機沖出 跑道，由于大多數(shù)機場裝設(shè)了該設(shè)備，使多數(shù)飛機幸免于難。但少數(shù)機場由于沒有裝設(shè)該設(shè) 備或是攔阻失效使飛機遭受嚴重損壞，并危及空勤人員安全。參考國外使用經(jīng)驗，我國空軍 研究部門也曾進行過一些攔阻裝置的研究工作，在部分機場也曾使用，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 道有限的機場回收飛機，要求所用的設(shè)備能夠使飛機在有限甲板上的著艦滑跑距離縮短。 這種設(shè)備就是飛機攔阻裝置，當飛機著艦時，其尾鉤鉤住的就是這根繩索，攔阻索再帶動攔 阻機來吸收掉飛機的動能。噴氣式艦載機降落時并不關(guān)閉發(fā)動機，情況不好可以馬上復飛。 以美國航母的MK-73型艦載機為例，30噸重的艦載機以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)的負載模擬仿真系統(tǒng)的研究更是少之又少，缺少綜合試 驗平臺，嚴重影響對各參數(shù)的深入研究，更無法真實模擬攔阻設(shè)備使用過程中參數(shù)的匹配， 嚴重制約飛機攔阻系統(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攔阻系統(tǒng)綜合試驗平臺，其能夠真 實模擬飛機攔阻過程，而且通用性強，可以真實模擬不同機型及不同的攔阻系統(tǒng)，具有試驗 周期短、相關(guān)參數(shù)可控可調(diào)的優(yōu)點，符合柔性設(shè)計。
[0004] 為此，本發(fā)明提供一種飛機攔阻系統(tǒng)綜合試驗平臺，包括：動態(tài)模擬器，真實模擬 各種機型的著陸狀態(tài)，即真實模擬各機型的重量、著陸速度等飛機相關(guān)性能參數(shù)；試驗進場 推力機構(gòu)，推動或\和拉動動態(tài)模擬器就位，即使得動態(tài)模擬器準確到達試驗初始位置，并 且試驗前反復推動或\和拉動動態(tài)模擬器，調(diào)整動態(tài)模擬器導向機構(gòu)，防止動態(tài)模擬器在 高加速度運行過程中因偏心而造成巨大摩擦力；加力推力裝置，實現(xiàn)對動態(tài)模擬器的快速 加速，使得動態(tài)模擬器滿足飛機著陸的速度要求，并且速度可控可調(diào)；攔阻系統(tǒng)，在有限的 距離上實現(xiàn)對飛機的減速，并且設(shè)計有觸發(fā)式剎車裝置，根據(jù)不同機型及不同飛行狀況，設(shè) 置飛機減加速度，真實模擬飛機的減速過程。
[0005] 所述動態(tài)模擬器，包括：車體、飛機輪、配重塊、拖動桿、制動頭部、導向裝置等部 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；車體前部緩沖制動部 位設(shè)計成可拆裝箱形結(jié)構(gòu)，有利于車體的緩沖制動和更換；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，使得四個飛機 輪的承載均勻，并且配重塊內(nèi)部灌鉛以減小動態(tài)模擬器體積，降低動態(tài)模擬器重心，改變配 重塊的位置及含鉛量，真實模擬各類型飛機的重量及其重量分布；優(yōu)選地，制動頭與攔阻系 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)計有加速度傳感器，實時檢測模擬器的加速度變化情況，并合算出速度及位移變 化，制動頭與車體之間設(shè)計有力傳感器，實時檢測攔阻系統(tǒng)對動態(tài)模擬器的作用情況。
[0006] 作為優(yōu)選，拖動桿支架底部設(shè)計有限位裝置以保證拖動桿30°工作位置，拖動桿 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桿 相連，手柄軸的兩端采用軸承安裝方式，并且手柄設(shè)計有插銷擋塊裝置，工作安全可靠。
[0007] 作為優(yōu)選，導向裝置的支架固定在車體上，導向輪安裝在導向裝置上，并在車體兩 側(cè)的固定于地面預埋鋼板上的軌道上滾動，起導向作用；所述導向輪在垂直車體沿其側(cè)向 設(shè)置有調(diào)整機構(gòu)，采用螺桿調(diào)節(jié)機構(gòu)，保證導向輪與導軌接觸良好；調(diào)節(jié)機構(gòu)的外側(cè)采用手 輪鎖緊防松的結(jié)構(gòu)形式，確保導向輪在工作時的安裝牢固。
[0008] 試驗進場推力機構(gòu)，包括：液壓缸、液壓缸支架、活塞桿頭部推動裝置等部分；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 活塞桿頭部推動裝置保證與動態(tài)模擬器接觸良好，活塞桿頭部推動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態(tài)模擬器軸線不平行時活塞桿頭部與動態(tài)模擬器的 不完全接觸；在液壓缸行程兩端分別設(shè)計有限位開關(guān)，并采用雙余度設(shè)計，確保系統(tǒng)運行過 程中的安全性。
[0009] 加力推力裝置，包括液壓缸、小車、拖動頭、蓋板、連接塊、加力導向輪等；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)計有限位開關(guān)，并采用雙余度設(shè)計，確 保系統(tǒng)運行過程中的安全性；作為優(yōu)選，拖動頭與動態(tài)模擬器采用十字鉸的連接方式，該方 式承載能力強，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)計方案，即降低成本、減小 液壓站工作噪音，又保證試驗時瞬間釋放出的大流量液壓油滿足試驗的速度要求；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，當為蓄能器供油時，只需要開 啟一臺油泵，當推力液壓缸開始動作，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，對其進行補充，保證系統(tǒng)工作壓力恒定；另一方面，當進場 液壓缸動作時，啟動兩臺油泵，實現(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)計有壓力傳感器，實時檢測系統(tǒng)壓力。
[0011] 作為優(yōu)選，加力推力裝置前端設(shè)計有四個側(cè)向?qū)驖L輪各配備一對圓錐滾子軸 承，以抵消拖動頭側(cè)向偏移安裝時在工作中所產(chǎn)生的側(cè)向轉(zhuǎn)矩；拖動頭與小車采用梯形槽 螺釘連接方式，使得拖動頭左右調(diào)節(jié)方便、工作安全可靠。
[0012] 攔阻系統(tǒng)主要由電機、卷筒、攔阻索、剎車調(diào)整器、護罩、組合滑輪組及手動輪等組 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)，卷筒一端與電機相連，另一端與手動 輪相連，當飛機攔阻完成后，電機控制卷筒自動收回攔阻索，若一旦出現(xiàn)突然斷電等突發(fā)事 件，利用手動輪將攔阻索迅速收回，為下一架飛機的著陸做好準備，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器，通過控制液壓系統(tǒng)壓力控制剎車片之 間的力學參數(shù)，實現(xiàn)對攔阻索張緊力的大小，從而實現(xiàn)對飛機減速快慢的調(diào)節(jié)，根據(jù)不同機 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)計的思想。
[0013] 該試驗平臺還包括測控計算機，其通過D/A接口電路實時采集試驗過程中的運動 學參數(shù)及力學參數(shù)，并實時記錄實時分析；通過A/D接口電路實時控制液壓驅(qū)動系統(tǒng)，設(shè)定 液壓系統(tǒng)的工作壓力，從而實現(xiàn)對整個試驗過程的實時控制；控制系統(tǒng)設(shè)計有聲光報警及 故障提示窗口等，界面設(shè)計符合人機工程學的要求。
[0014] 根據(jù)本發(fā)明的飛機攔阻系統(tǒng)綜合試驗平臺，其能夠真實模擬飛機攔阻過程，并適 用于不同的機型及不同的攔阻系統(tǒng)試驗，而且能夠提取試驗過程的力學參數(shù)及運動學參 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、精度高等諸多優(yōu)點，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。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0016] 圖1是根據(jù)本發(fā)明的一個實施方式的飛機攔阻系統(tǒng)綜合試驗平臺結(jié)構(gòu)示意圖；
[0017] 圖2是根據(jù)本發(fā)明的一個實施方式的飛機攔阻系統(tǒng)綜合試驗平臺軸測圖；
[0018] 圖3是根據(jù)本發(fā)明的一個實施方式的飛機攔阻系統(tǒng)綜合試驗平臺動態(tài)模擬器結(jié) 構(gòu)軸測圖；
[0019] 圖4是根據(jù)本發(fā)明的一個實施方式的飛機攔阻系統(tǒng)綜合試驗平臺動態(tài)模擬器仰 視圖；
[0020] 圖5是根據(jù)本發(fā)明的一個實施方式的飛機攔阻系統(tǒng)綜合試驗平臺攔阻系統(tǒng)結(jié)構(gòu) 示意圖；
[0021] 圖6是根據(jù)本發(fā)明的一個實施方式的飛機攔阻系統(tǒng)綜合試驗平臺攔阻系統(tǒng)軸測 圖；
[0022] 圖7是根據(jù)本發(fā)明的一個實施方式的飛機攔阻系統(tǒng)綜合試驗平臺推力系統(tǒng)軸測 圖；
[0023] 圖8是根據(jù)本發(fā)明的一個實施方式的飛機攔阻系統(tǒng)綜合試驗平臺推力系統(tǒng)結(jié)構(gòu) 示意圖；
[0024] 圖9是根據(jù)本發(fā)明的一個實施方式的飛機攔阻系統(tǒng)綜合試驗平臺試驗進場推力 裝置軸測圖；
[0025] 圖10是根據(jù)本發(fā)明的一個實施方式的飛機攔阻系統(tǒng)綜合試驗平臺試驗進場推力 裝置連接頭結(jié)構(gòu)示意圖；
[0026] 圖11是根據(jù)本發(fā)明的一個實施方式的飛機攔阻系統(tǒng)綜合試驗平臺拖動桿系統(tǒng)結(jié) 構(gòu)示意圖1 ;
[0027] 圖12是根據(jù)本發(fā)明的一個實施方式的飛機攔阻系統(tǒng)綜合試驗平臺拖動桿系統(tǒng)結(jié) 構(gòu)示意圖2 ;
[0028] 圖13是根據(jù)本發(fā)明的一個實施方式的飛機攔阻系統(tǒng)綜合試驗平臺拖動桿系統(tǒng)軸 測圖；
[0029] 圖14是根據(jù)本發(fā)明的一個實施方式的飛機攔阻系統(tǒng)綜合試驗平臺手柄結(jié)構(gòu)示意 圖；
[0030] 圖15是根據(jù)本發(fā)明的一個實施方式的飛機攔阻系統(tǒng)綜合試驗平臺手柄軸測圖；
[0031] 圖16是根據(jù)本發(fā)明的一個實施方式的飛機攔阻系統(tǒng)綜合試驗平臺導向裝置結(jié)構(gòu) 示意圖；
[0032] 圖17是根據(jù)本發(fā)明的一個實施方式的飛機攔阻系統(tǒng)綜合試驗平臺導向裝置軸測 圖；
[0033] 圖18是根據(jù)本發(fā)明的一個實施方式的飛機攔阻系統(tǒng)綜合試驗平臺的液壓原理 圖；
[0034] 圖中：1、安裝平臺；2、導軌；3、攔阻器；4、飛機輪；5、動態(tài)模擬器；6、導向機構(gòu)；7、 車體就位液壓缸；8、制動頭；9、推力機構(gòu)；10、電機；11、卷筒；12、攔阻索；13、剎車調(diào)整器； 14、護罩；15、組合滑輪組；16、手動輪；17、拖動頭；18、連接塊；19、加力導向輪；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、拖動桿；36、拖動桿支架；37、壓板；38、手柄軸；39、手 柄；40、拔銷；41、調(diào)整手輪；42、加強筋板；43、導向輪；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、油泵機組2 ;2047、真空表2 ;2048、濾油器1 ;2049、濾油器 2 ;2050、液位計；2051、加熱器；2052、溫度計；2053、油箱。

【具體實施方式】
[0035] 下面結(jié)合附圖詳細說明根據(jù)本發(fā)明的實施方式。
[0036] 如附圖所示，飛機攔阻系統(tǒng)綜合試驗平臺，包括：動態(tài)模擬器5,真實模擬各種機 型的著陸狀態(tài)，即真實模擬各機型的重量、著陸速度等飛機相關(guān)性能參數(shù)；試驗進場推力機 構(gòu)7,推動或\和拉動動態(tài)模擬器5就位，即使得動態(tài)模擬器5準確到達試驗初始位置，并 且試驗前反復推動或\和拉動動態(tài)模擬器5,調(diào)整動態(tài)模擬器導向機構(gòu)6,防止動態(tài)模擬器 5在高加速度運行過程中因偏心而造成巨大摩擦力；加力推力裝置9,實現(xiàn)對動態(tài)模擬器5 的快速加速，使得動態(tài)模擬器5滿足飛機著陸的速度要求，并且速度可控可調(diào)；攔阻系統(tǒng)3， 在有限的距離上實現(xiàn)對飛機的減速，并且設(shè)計有觸發(fā)式剎車裝置，根據(jù)不同機型及不同飛 行狀況，設(shè)置飛機減加速度，真實模擬飛機的減速過程。
[0037] 所述動態(tài)模擬器，包括：車體、飛機輪4、配重塊、拖動桿35、制動頭部8、導向裝置 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 動部位設(shè)計成可拆裝箱形結(jié)構(gòu)，有利于車體的緩沖制動和更換；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 飛機輪4的承載均勻，并且配重塊內(nèi)部灌鉛以減小動態(tài)模擬器體積，降低動態(tài)模擬器5重 心，改變配重塊的位置及含鉛量，真實模擬各類型飛機的重量及其重量分布；優(yōu)選地，制動 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)計有加速度傳感器，實時檢測模擬器的加速度變化情況，并合算出 速度及位移變化，制動頭8與車體5之間設(shè)計有力傳感器，實時檢測攔阻系統(tǒng)對動態(tài)模擬器 的作用情況。
[0038] 作為優(yōu)選，拖動桿支架底部36設(shè)計有限位裝置以保證拖動桿（35)30°工作位置， 拖動桿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)計有插銷 擋塊40裝置，工作安全可靠。
[0039] 作為優(yōu)選，導向裝置6的支架固定在車體上，導向輪43安裝在導向裝置6上，并在 車體兩側(cè)的固定于地面預埋鋼板上的軌道2上滾動，起導向作用；所述導向輪43在垂直車 體沿其側(cè)向設(shè)置有調(diào)整機構(gòu)，采用螺桿調(diào)節(jié)機構(gòu)，保證導向輪與導軌接觸良好；調(diào)節(jié)機構(gòu)的 外側(cè)采用手輪41鎖緊防松的結(jié)構(gòu)形式，確保導向輪43在工作時的安裝牢固。
[0040] 試驗進場推力機構(gòu)7,包括：液壓缸25、液壓缸支架26、活塞桿頭部推動裝置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裝置保23證與動態(tài)模擬器5接觸良好，活塞桿頭部推動裝置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態(tài)模擬器5軸線 不平行時活塞桿頭部23與動態(tài)模擬器5的不完全接觸；在液壓缸25行程兩端分別設(shè)計有 限位開關(guān)，并采用雙余度設(shè)計，確保系統(tǒng)運行過程中的安全性。
[0041] 加力推力裝置9,包括液壓缸22、拖動頭17、蓋板、連接塊18、加力導向輪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)計有限位開關(guān)，并采用雙 余度設(shè)計，確保系統(tǒng)運行過程中的安全性；作為優(yōu)選，拖動頭17與動態(tài)模擬器5采用十字鉸 的連接方式，該方式承載能力強，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) 計方案，即降低成本、減小液壓站工作噪音，又保證試驗時瞬間釋放出的大流量液壓油滿足 試驗的速度要求；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，當為蓄能器2005供油時，只需要開啟一臺油泵，當推力液壓缸開始動作，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，對其進行補充， 保證系統(tǒng)工作壓力恒定；另一方面，當進場液壓缸25動作時，啟動兩臺油泵，實現(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)計有壓力傳感器，實時檢測系統(tǒng) 壓力。
[0043] 作為優(yōu)選，加力推力裝置9前端設(shè)計有四個側(cè)向?qū)驖L輪19各配備一對圓錐滾子 軸承，以抵消拖動頭17側(cè)向偏移安裝時在工作中所產(chǎn)生的側(cè)向轉(zhuǎn)矩；拖動頭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10、卷筒11、攔阻索12、剎車調(diào)整器13、護罩14、組合滑輪組 15及手動輪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10相連，另一端與手動輪16相連，當飛機攔阻完成后，電機10控制卷筒 11自動收回攔阻索12,若一旦出現(xiàn)突然斷電等突發(fā)事件，利用手動輪16將攔阻索12迅速 收回，為下一架飛機的著陸做好準備，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采用液壓式制動器2032,通過控制液壓系統(tǒng)壓力控制剎車片之間的力學參數(shù)，實現(xiàn) 對攔阻索12張緊力的大小，從而實現(xiàn)對飛機減速快慢的調(diào)節(jié)，根據(jù)不同機型不同的工況要 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)計的思想。
[0045] 飛機攔阻系統(tǒng)綜合試驗平臺的一個示例性實施方式的工作方式如下，也可以其他 方式工作。
[0046] 轉(zhuǎn)動手柄39,通過手柄軸38使得拖動桿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，進場液壓缸25推動動態(tài)模擬器5進入軌道，此時動態(tài)模擬器5 與加力推力裝置9發(fā)生任何關(guān)系，進場液壓缸25推動動態(tài)模擬器5前后運動，通過調(diào)整手 輪41調(diào)整導向輪43,使得導向輪43與導軌2接觸良好，并且使得各導向輪43受力均勻，經(jīng) 過反復調(diào)整滿足試驗要求后，將動態(tài)模擬器5移至遠離進場液壓缸25的一側(cè)。拔開拔銷40 通過轉(zhuǎn)動手柄39轉(zhuǎn)動拖動桿35,使其向下旋轉(zhuǎn)至工作位置（如附圖12的實線位置），啟動 液壓系統(tǒng)，進場液壓缸25緩慢推動動態(tài)模擬器5運動至加力裝置處，并使拖動桿35與拖動 頭17接觸良好，此時使進場液壓缸25與動態(tài)模擬器5脫離，油泵向蓄能器2005供油。
[0047] 當蓄能器2005供油完成，控制器設(shè)置好攔阻系統(tǒng)的剎車力，啟動試驗，系統(tǒng)控制 兩位三通閥1 (2008)動作，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推動動態(tài)模擬器5快速加速，在動態(tài)模擬器5與攔阻索12接觸的前一個時刻， 加力裝置上的拖動頭17與拖動桿35脫離，制動頭8與攔阻索12接觸，剎車裝置13與組合 滑輪15組配合，使得動態(tài)模擬器5以一定的減加速度減速，測控計算機采集試驗過程中的 運動學參數(shù)及動力學參數(shù)，實時分析整個運動過程，整個減速過程可控可調(diào)，完成一次實驗 后，進場液壓缸25推動動態(tài)模擬器歸位，電機10通過卷筒11轉(zhuǎn)動，快速收回攔阻索12,調(diào) 整相應(yīng)配置，反復進行上述實驗，獲得適應(yīng)于相應(yīng)機型相應(yīng)工況的最佳減速過程。
[0048] 根據(jù)本發(fā)明的飛機攔阻系統(tǒng)綜合試驗平臺，其能夠真實模擬飛機攔阻過程，并適 用于不同的機型及不同的攔阻系統(tǒng)試驗，而且能夠提取試驗過程的力學參數(shù)及運動學參 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、精度高等諸多優(yōu) 點。
[0049] 以上所述，僅為本發(fā)明的【具體實施方式】，但本發(fā)明的保護范圍并不局限于此，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)明的保護范圍之內(nèi)。因此，本發(fā)明的保護范圍應(yīng)以所述權(quán)利要求的保護范圍為準。
【權(quán)利要求】
1. 一種飛機攔阻系統(tǒng)綜合試驗平臺，其特征在于，包括： 動態(tài)模擬器，真實模擬各種機型的著陸狀態(tài)，即真實模擬各機型的重量、著陸速度等飛 機相關(guān)性能參數(shù)； 試驗進場推力機構(gòu)，推動或\和拉動動態(tài)模擬器就位，即使得動態(tài)模擬器準確到達試 驗初始位置，并且試驗前反復推動或\和拉動動態(tài)模擬器，調(diào)整動態(tài)模擬器導向機構(gòu)，防止 動態(tài)模擬器在高加速度運行過程中因偏心而造成巨大摩擦力； 加力推力裝置，實現(xiàn)對動態(tài)模擬器的快速加速，使得動態(tài)模擬器滿足飛機著陸的速度 要求，并且速度可控可調(diào)； 攔阻系統(tǒng)，在有限的距離上實現(xiàn)對飛機的減速，并且設(shè)計有觸發(fā)式剎車裝置，根據(jù)不同 機型及不同飛行狀況，設(shè)置飛機減加速度，真實模擬飛機的減速過程。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機攔阻系統(tǒng)綜合試驗平臺，其特征在于，動態(tài)模擬器，包 括：車體、飛機輪、配重塊、拖動桿、制動頭部、導向裝置等部分；車體采用分體拼裝式結(jié)構(gòu)， 車體前部緩沖制動部位設(shè)計成可拆裝箱形結(jié)構(gòu)，有利于車體的緩沖制動和更換；配重塊采 用左右對稱放置的方式配重，使得四個飛機輪的承載均勻，并且配重塊內(nèi)部灌鉛以減小動 態(tài)模擬器體積，降低動態(tài)模擬器重心，改變配重塊的位置及含鉛量，真實模擬各類型飛機的 重量及其重量分布；制動頭與攔阻系統(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)計有加速度傳感器，實時檢測模擬器的加速 度變化情況，并合算出速度及位移變化，制動頭與車體之間設(shè)計有力傳感器，實時檢測攔阻 系統(tǒng)對動態(tài)模擬器的作用情況。
3. 根據(jù)權(quán)利要求1、2所述的飛機攔阻系統(tǒng)綜合試驗平臺，其特征在于，拖動桿支架底 部設(shè)計有限位裝置以保證拖動桿30°工作位置，拖動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桿相連，手柄軸的兩端采用軸承安裝 方式，并且手柄設(shè)計有插銷擋塊裝置，工作安全可靠。
4. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機攔阻系統(tǒng)綜合試驗平臺，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態(tài)模擬器軸線不平行時活塞桿 頭部與動態(tài)模擬器的不完全接觸；在液壓缸行程兩端分別設(shè)計有限位開關(guān)，并采用雙余度 設(shè)計，確保系統(tǒng)運行過程中的安全性。
5. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機攔阻系統(tǒng)綜合試驗平臺，其特征在于，拖動頭與動態(tài)模 擬器采用十字鉸的連接方式，該方式承載能力強，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所述的飛機攔阻系統(tǒng)綜合試驗平臺，其特征在于，加力推力裝置前 端設(shè)計有四個側(cè)向?qū)驖L輪各配備一對圓錐滾子軸承，以抵消拖動頭側(cè)向偏移安裝時在工 作中所產(chǎn)生的側(cè)向轉(zhuǎn)矩；拖動頭與小車采用梯形槽螺釘連接方式，使得拖動頭左右調(diào)節(jié)方 便、工作安全可靠。
7. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機攔阻系統(tǒng)綜合試驗平臺，其特征在于優(yōu)化剎車調(diào)整器與 組合滑輪組配置，實現(xiàn)剎車力無極控制，即根據(jù)不同機型不同工況要求，動態(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