CN106932187B - 一种舰载机前起落架突伸试验装置及试验方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开一种舰载机前起落架突伸试验装置及试验方法，属于一类飞机起落架试验技术领域。该试验装置包括前起落架、钢梁组件、支撑铰链以及配重块构成的飞机质量惯量模拟机构；还包括液压作动筒、张力销以及作动筒铰链组成的前起落架加载机构。本发明舰载机前起落架突伸试验装置可以模拟舰载机的俯仰转动惯量和前起落架停机载荷，并且通过调整飞机质量惯量模拟机构的重心高度可以等效舰载机气动力对前起落架突伸性能的影响。

Description

一种舰载机前起落架突伸试验装置及试验方法
技术领域：
本发明涉及一种舰载机前起落架突伸试验装置及试验方法，属于一类飞机起落架试验技术领域。
背景技术：
舰载飞机的起降主要以航空母舰为基地，受航母甲板长度的严格限制，舰载飞机起飞滑跑距离非常有限，且必须在极短的距离内达到最小安全离舰速度和相应起飞姿态。目前舰载机起飞常用滑跃起飞和弹射起飞两种技术途径，国外先进航母上均采用了弹射起飞技术。
舰载飞机在准备实施弹射时，弹射器开始预加载，弹射杆被张紧；在弹射开始时，弹射器持续加载，当达到释放载荷时，张力销被拉断，飞机即脱离牵制杆的约束，开始进入弹射滑跑阶段；在弹射行程结束时，飞机脱离弹射杆的约束，进人甲板自由滑跑阶段，受压缩的前起落架快速伸展，飞机快速抬头。前起落架的快速突伸作用使飞机在甲板边缘获得足够的俯仰角及俯仰角速度，进而使飞机尽快到达起飞迎角。前起落架突伸是舰载机采用前轮拖拽弹射起飞的关键技术之一。
突伸试验是检验舰载机前起落架突伸能力的关键环节，目前公开的专利中并无相关的技术研究。在国内公开文献中，魏小辉等提出了基于当量质量的前起落架突伸试验方法，该试验方法在选取适当的当量质量系数时，能够较好的考核舰载机前起落架的突伸能力。但该试验方法对单独起落架进行试验，未考虑舰载飞机在弹射中的气动特性和质量惯量特性对前起落架突伸性能的影响。因此，需对现有技术进行改进以解决现有技术之不足。
发明内容：
本发明是为了解决上述现有技术存在的问题而提供一种舰载机前起落架突伸试验装置及试验方法，模拟舰载机在弹射起飞末端前起落架突伸运动过程。
本发明采用如下技术方案：一种舰载机前起落架突伸试验装置，包括舰载机质量惯量模拟机构和前起落架加载机构；
所述舰载机质量惯量模拟机构由钢梁组件、前起落架、支撑铰链以及配重块构成，所述前起落架加载机构由液压作动筒、张力销以及作动筒铰链构成，所述液压作动筒设有活塞杆；
所述钢梁组件由固定在地面上的支撑铰链支撑，绕支撑铰链转动，所述前起落架安装在钢梁组件下方，所述前起落架包括支柱、斜撑杆和机轮，所述前起落架通过支柱和斜撑杆与钢梁组件连接，随着钢梁组件一起运动，所述配重块安装在钢梁组件上，所述液压作动筒竖直安装在前起落架正前方，所述液压作动筒通过固定在地面上的作动筒铰链与地面连接，所述张力销竖直安装在液压作动筒的上方，张力销下端与液压作动筒的活塞杆连接，张力销上端与钢梁组件连接。
本发明还采用如下技术方案：一种舰载机前起落架突伸试验装置的试验方法，包括如下步骤：
步骤一：根据舰载机的弹射起飞重量以及舰载机气动力特性计算出试验装置的转动惯量和重心位置，调整配重块的安装数量和安装位置使试验装置的转动惯量和重心位置满足试验要求；
步骤二：根据舰载机弹射起飞末端时刻弹射器的输出载荷计算出前起落架上作用的弹射载荷竖直分量，按照前起落架上作用的弹射载荷竖直分量选择对应断离载荷的张力销，连接到液压作动筒和钢梁组件上；
步骤三：将液压作动筒的无活塞杆腔连接回油，有活塞杆腔连接高压油，随着液压作动筒载荷增加，钢梁组件将前起落架向下压缩，当液压作动筒载荷增加到张力销断离极限时，张力销断开，前起落架带动钢梁组件一起向上作突伸运动。
进一步地，步骤一中，调整舰载机模拟机构的总重量与真实舰载机起飞重量相等，舰载机模拟机构绕支撑铰链的转动惯量与真实舰载机绕主起落架轮轴的转动惯量相等；
舰载机模拟机构的重心与支撑铰链的水平距离计算方法如下：
Figure BDA0001255374530000021
其中：Mg为舰载机重力，Lm为舰载机重心到主起落架的航向距离，q为舰载机弹射末端的动压，S为舰载机机翼参考面积，CL为升力系数，c为平均气动弦长，Cm为俯仰力矩系数；
舰载机模拟机构重心与支撑铰链的连线与水平面的夹角计算方法如下：
Figure BDA0001255374530000031
其中：CLα为舰载机升力系数对迎角的导数，Cmα为舰载机俯仰力矩系数对迎角的导数。
本发明具有如下有益效果：本发明舰载机前起落架突伸试验装置可以模拟舰载机的俯仰转动惯量和前起落架停机载荷，并且通过调整飞机质量惯量模拟机构的重心高度可以等效舰载机气动力对前起落架突伸性能的影响，降低了试验规模，节约试验成本；该试验装置适用于不同起飞重量的弹射型舰载机，也适用于不同结构形式的前起落架。
附图说明：
图1为舰载机前起落架突伸试验装置结构图。
其中：
1、作动筒铰链，2、液压作动筒，3、张力销，4、前起落架，5、配重块，6、钢梁组件，7、支撑铰链，8、支柱，9、斜撑杆，10、机轮。
具体实施方式：
下面结合附图对本发明作进一步的说明。
本发明舰载机前起落架突伸试验装置包括舰载机质量惯量模拟机构和前起落架加载机构，其中舰载机质量惯量模拟机构由钢梁组件6、前起落架4、支撑铰链7以及配重块5构成；前起落架加载机构由液压作动筒2、张力销3以及作动筒铰链1构成。
钢梁组件6由固定在地面上的支撑铰链7支撑，可以绕支撑铰链7转动，模拟舰载机俯仰运动。前起落架4安装在钢梁组件6下方，前起落架4包括支柱8、斜撑杆9和机轮10，通过前起落架4的支柱8和斜撑杆9与钢梁组件6连接，可以随着钢梁组件6一起运动，前起落架4的机轮10与支撑铰链7的距离与舰载机的前主轮距相等。配重块5安装在钢梁组件6上，可以通过配重块5的数量和安装位置调整突伸试验装置的重量，重心位置和转动惯量。液压作动筒2竖直安装在前起落架4正前方，液压作动筒2通过固定在地面上的作动筒铰链1与地面连接。张力销3竖直安装在液压作动筒2的上方，张力销3下端与液压作动筒2的活塞杆连接，张力销3上端与钢梁组件6连接。
本发明舰载机前起落架突伸试验装置的舰载机质量惯量模拟机构的配置方法包括：
舰载机模拟机构的总重量与真实舰载机起飞重量相等，舰载机模拟机构绕支撑铰链7的转动惯量与真实舰载机绕主起落架轮轴的转动惯量相等。
舰载机模拟机构的重心与支撑铰链7的水平距离计算方法如下：
Figure BDA0001255374530000041
其中：Mg为舰载机重力，Lm为舰载机重心到主起落架的航向距离，q为舰载机弹射末端的动压，S为舰载机机翼参考面积，CL为升力系数，c为平均气动弦长，Cm为俯仰力矩系数。
舰载机模拟机构重心与支撑铰链7的连线与水平面的夹角计算方法如下：
Figure BDA0001255374530000042
其中：CLα为舰载机升力系数对迎角的导数，Cmα为舰载机俯仰力矩系数对迎角的导数。
本发明舰载机前起落架突伸试验装置的试验方法，步骤如下：
步骤一：根据舰载机的弹射起飞重量以及舰载机气动力特性计算出试验装置的转动惯量和重心位置，调整配重块5的安装数量和安装位置使试验装置的转动惯量和重心位置满足试验要求；
步骤二：根据舰载机弹射起飞末端时刻弹射器的输出载荷计算出前起落架上作用的弹射载荷竖直分量，按照前起落架4上作用的弹射载荷竖直分量选择对应断离载荷的张力销3，连接到液压作动筒2和钢梁组件6上；
步骤三：将液压作动筒2的无杆腔连接回油，有杆腔接高压油，随着液压作动筒2载荷增加，钢梁组件6将前起落架4向下压缩，当液压作动筒2载荷增加到张力销3断离极限时，张力销3断开，前起落架4带动钢梁组件6一起向上作突伸运动。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下还可以作出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。

Claims (3)

1.一种舰载机前起落架突伸试验装置，其特征在于：包括舰载机质量惯量模拟机构和前起落架加载机构；
所述舰载机质量惯量模拟机构由钢梁组件(6)、前起落架(4)、支撑铰链(7)以及配重块(5)构成，所述前起落架加载机构由液压作动筒(2)、张力销(3)以及作动筒铰链(1)构成，所述液压作动筒(2)设有活塞杆；
所述钢梁组件(6)由固定在地面上的支撑铰链(7)支撑，绕支撑铰链(7)转动，所述前起落架(4)安装在钢梁组件(6)下方，所述前起落架(4)包括支柱(8)、斜撑杆(9)和机轮(10)，所述前起落架(4)通过支柱(8)和斜撑杆(9)与钢梁组件(6)连接，随着钢梁组件(6)一起运动，所述配重块(5)安装在钢梁组件(6)上，所述液压作动筒(2)竖直安装在前起落架(4)正前方，所述液压作动筒(2)通过固定在地面上的作动筒铰链(1)与地面连接，所述张力销(3)竖直安装在液压作动筒(2)的上方，张力销(3)下端与液压作动筒(2)的活塞杆连接，张力销(3)上端与钢梁组件(6)连接。
2.一种如权利要求1所述的舰载机前起落架突伸试验装置的试验方法，其特征在于：包括如下步骤
步骤一：根据舰载机的弹射起飞重量以及舰载机气动力特性计算出试验装置的转动惯量和重心位置，调整配重块(5)的安装数量和安装位置使试验装置的转动惯量和重心位置满足试验要求；
步骤二：根据舰载机弹射起飞末端时刻弹射器的输出载荷计算出前起落架上作用的弹射载荷竖直分量，按照前起落架(4)上作用的弹射载荷竖直分量选择对应断离载荷的张力销(3)，连接到液压作动筒(2)和钢梁组件(6)上；
步骤三：将液压作动筒(2)的无活塞杆腔连接回油，有活塞杆腔连接高压油，随着液压作动筒(2)载荷增加，钢梁组件(6)将前起落架(4)向下压缩，当液压作动筒(2)载荷增加到张力销(3)断离极限时，张力销(3)断开，前起落架(4)带动钢梁组件(6)一起向上作突伸运动。
3.如权利要求2所述的舰载机前起落架突伸试验装置的试验方法，其特征在于：步骤一中，调整舰载机模拟机构的总重量与真实舰载机起飞重量相等，舰载机模拟机构绕支撑铰链(7)的转动惯量与真实舰载机绕主起落架轮轴的转动惯量相等；
舰载机模拟机构的重心与支撑铰链(7)的水平距离计算方法如下：
Figure FDA0004074023510000021
其中：Mg为舰载机重力，Lm为舰载机重心到主起落架的航向距离，q为舰载机弹射末端的动压，S为舰载机机翼参考面积，CL为升力系数，c为平均气动弦长，Cm为俯仰力矩系数；
舰载机模拟机构重心与支撑铰链(7)的连线与水平面的夹角计算方法如下：
Figure FDA0004074023510000022
其中：CLα为舰载机升力系数对迎角的导数，Cmα为舰载机俯仰力矩系数对迎角的导数。
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