CN106005471A - 一种舰载预警机全机落震试验飞机姿态控制方法及装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种舰载预警机全机落震试验飞机姿态控制方法采用三点式起吊法分别起吊所述舰载预警机的前机身吊点及两侧的机翼上相对称的吊点，第一吊绳连接于前机身吊点，第二吊绳的两端连接于机翼测量的对称吊点；第一吊绳用于调节所述舰载预警机的俯仰姿态，第二吊绳用于调节所述舰载预警机的滚转姿态；第一吊绳和第二吊绳均避开所述舰载预警机顶部的雷达罩，通过电机同时控制所述第一吊绳和/或第二吊绳的拉伸。本发明的舰载预警机全机落震试验飞机姿态控制方法无需人工主动干预，可自动实现俯仰和滚转姿态的调整，解决了现有方法效率低，精度差的问题。

Description

一种舰载预警机全机落震试验飞机姿态控制方法及装置

技术领域

本发明属于飞机试验技术领域，尤其涉及一种舰载预警机全机落震试验飞机姿态控制方法及装置。

背景技术

开展全机落震试验时，需要将飞机通过起吊/投放系统将飞机吊起到指定的高度，调整好飞机姿态后进行投放。舰载战斗机由于其机体刚度较大而尺寸较小，通常可以设计一套夹具固定在飞机重心附近，直接调整夹具的姿态即可实现飞机姿态控制。舰载预警机遇到的最大障碍是其背上所背负的雷达罩，正好处于重心附近，从而使得起吊的吊绳和相关机构必须避开雷达罩。

国内在近些年开始开展了舰载预警机全机落震摸底试验，试验中采用了绑带吊飞机，手动调节绑带螺杆的长度，实现姿态控制。该方法虽然简单易行，但是调节工作量极大，每次调节后需将飞机吊起来检验姿态是否达到要求，再放下飞机重新调节，直到姿态达到目标为止。

发明内容

本发明的目的是提供一种舰载预警机全机落震试验飞机姿态控制方法及装置，用以解决上述问题。

为达到上述目的，本发明采用的技术方案是：一种舰载预警机全机落震试验飞机姿态控制方法，采用三点式起吊法分别起吊所述舰载预警机的前机身吊点及两侧的机翼上相对称的吊点，第一吊绳连接于前机身吊点，第二吊绳的两端连接于机翼测量的对称吊点；第一吊绳用于调节所述舰载预警机的俯仰姿态，第二吊绳用于调节所述舰载预警机的滚转姿态；第一吊绳和第二吊绳均避开所述舰载预警机顶部的雷达罩，通过电机同时控制所述第一吊绳和/或第二吊绳的拉伸。

进一步地，所述电机为伺服电机。

进一步地，所述第一吊绳及第二吊绳的抗拉能力满足试验要求，如采用钢索。

本发明还提供了一种舰载预警机全机落震试验飞机姿态控制装置，包括

俯仰滑轮，所述俯仰滑轮上连接俯仰吊绳，第一吊绳连接在舰载预警机的前机身，通过俯仰滑轮转动控制舰载预警机的俯仰；

滚转滑轮，所述滚转滑轮上连接滚转吊绳，第二吊绳两段分别连接在所述舰载预警机的两侧机翼上且位置对称，通过滚转滑轮(2)转动控制舰载预警机的滚转；

电机，所述电机用于控制俯仰滑轮和/或滚转滑轮的转动。

进一步地，所述电机为伺服电机。

进一步地，所述第一吊绳及第二吊绳为钢索。

本发明的一种舰载预警机全机落震试验飞机姿态控制装置及方法无需人工主动干预，可自动实现俯仰和滚转姿态的调整，解决了现有方法效率低，精度差的问题。根据试验经验，现有的调整姿态方法每次换装大概需要半天到一天时间，每天投放次数最多不超过十次，且每次都需要人工在机翼上操作。而实现自动调整之后，通过电机调整，数分钟即可达到目标，不仅效率高，也更安全。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。

图1为本发明的舰载预警机全机静力试验姿态控制方法示意图。

图2为本发明的舰载预警机全机静力试验姿态控制装置示意图。

其中，1-俯仰滑轮，2-滚转滑轮，3-电机，4-牵引段，5-前机身，6-机翼，7-雷达罩，11-第一吊绳，21-第二吊绳。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例型的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造型劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

如图1及图2所示，本发明的舰载预警机全机落震试验飞机姿态控制方法采用三点式起吊，在飞机前机身5设置机身吊点，在两侧机翼6上对称设置吊点，吊点的位置选择在飞机的加强框和肋上，同时应能避开雷达罩7的干涉。吊绳均采用钢索，可承受飞机的较大重力，在吊绳上部汇集处设置滑轮组装置，滑轮组装置即包括俯仰滑轮1和滚转滑轮2，将飞机俯仰姿态调整的第一吊绳11通过俯仰滑轮1在滑轮轴上绕行数圈固定死，将调整机翼姿态的第二吊绳21通过滚转滑轮2。滑轮组装置端头上设计锁机构，一旦转到指定圈数即可将其锁死固定，防止转动，以此达到固定飞机姿态的目的。调整飞机俯仰姿态时，只需用电机3驱动俯仰滑轮转动，缩短第一吊绳11的长度即可实现飞机俯仰。调整滚转姿态时，电机3驱动滚转滑轮2，第二吊绳21在机翼两侧由对称转为不对称，飞机一侧向下，一侧向上，实现滚转姿态。需要说的是在姿态调整过程中，飞机的大部分重量由第二吊绳21承担，滑轮的转动引起的两条吊绳上的载荷分布不会发生剧烈变化，因而不会危及飞机吊点结构的安全。应当理解的是，在调节第一吊绳11前，第一吊绳11应先绕俯仰滑轮1几圈，电机控制俯仰滑轮即可实现拉伸；同理，第二吊绳21的中部先绕滚转滑轮2几圈即可，再转动滚转滑轮2时即可实现一侧拉、一侧放。

将飞机的三个吊点通过吊绳连接后，还有一段钢索(牵引段4)连接于投放锁与滑轮组之间，试验时，将滑轮组锁死后缓慢吊起飞机，达到指定高度后打开电机3和滑轮组，通过电机3带转滑轮实现飞机姿态变化，达到目标姿态后锁死滑轮组，关闭电机3、打开投放锁，即可投放。

需要说明的是，采用伺服电机可有效提高释放或收紧吊绳的精度。

本发明的舰载预警机全机落震试验飞机姿态控制方法及装置与现有方法相比，本方法提供了一种自动调整试验中飞机姿态的方法，本方法无需人工主动干预，可自动实现俯仰和滚转姿态的调整，解决了现有方法效率低，精度差的问题。根据试验对比，现有的调整姿态方法每次换装大概需要半天到一天时间，每天投放次数最多不超过十次，且每次都需要人工在机翼上操作。而实现自动调整之后，通过电机调整，数分钟即可达到目标，不仅效率高，也更安全。

以上所述，仅为本发明的最优具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (6)

1.一种舰载预警机全机落震试验飞机姿态控制方法，其特征在于，采用三点式起吊法分别起吊所述舰载预警机的前机身吊点及两侧的机翼上相对称的吊点，第一吊绳(11)连接于前机身吊点，第二吊绳(21)的两端连接于机翼测量的对称吊点；第一吊绳(11)用于调节所述舰载预警机的俯仰姿态，第二吊绳(21)用于调节所述舰载预警机的滚转姿态；第一吊绳(11)和第二吊绳(21)均避开所述舰载预警机顶部的雷达罩，通过电机(3)同时控制所述第一吊绳(11)和/或第二吊绳(21)的拉伸。

2.根据权利要求1所述的舰载预警机全机落震试验飞机姿态控制方法，其特征在于，所述电机(3)为伺服电机。

3.根据权利要求1所述的舰载预警机全机落震试验飞机姿态控制方法，其特征在于，所述第一吊绳(11)及第二吊绳(21)的抗拉能力满足试验要求，如采用钢索。

4.一种舰载预警机全机落震试验飞机姿态控制装置，其特征在于，包括俯仰滑轮(1)，所述俯仰滑轮(1)上连接俯仰吊绳(11)，第一吊绳(11)连接在舰载预警机的前机身，通过俯仰滑轮(1)转动控制舰载预警机的俯仰；

滚转滑轮(2)，所述滚转滑轮(2)上连接滚转吊绳(21)，第二吊绳(21)两段分别连接在所述舰载预警机的两侧机翼上且位置对称，通过滚转滑轮(2)转动控制舰载预警机的滚转；

电机(3)，所述电机(3)用于控制俯仰滑轮(1)和/或滚转滑轮(2)的转动。

5.根据权利要求4所述的舰载预警机全机落震试验飞机姿态控制装置，其特征在于，所述电机(3)为伺服电机。

6.根据权利要求4所述的舰载预警机全机落震试验飞机姿态控制装置，其特征在于，所述第一吊绳(11)及第二吊绳(21)为钢索。