CN106976569B - 一种舰载机前起弹射释放动载荷试验装置及其试验方法 - Google Patents
一种舰载机前起弹射释放动载荷试验装置及其试验方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN106976569B CN106976569B CN201710187896.2A CN201710187896A CN106976569B CN 106976569 B CN106976569 B CN 106976569B CN 201710187896 A CN201710187896 A CN 201710187896A CN 106976569 B CN106976569 B CN 106976569B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- landing gear
- nose landing
- ejection
- cylinder
- carrier
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
Landscapes
- Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
Abstract
本发明公开一种舰载机前起弹射释放动载荷试验装置及其试验方法，试验装置包括前起落架弹射杆、舰载机质量惯量模拟机构、弹射器模拟机构、发动机推力模拟机构、前起落架牵制杆以及牵制铰链；舰载机质量惯量模拟机构由前起落架、钢梁组件、轮胎以及配重块构成；弹射器模拟机构由弹射滑块以及弹射力气缸构成；发动机推力模拟机构由推力气缸构成的；弹射力气缸和推力气缸均为单活塞杆气缸。试验装置可以给舰载机前起落架施加真实的弹射释放过程的边界约束和载荷输入，实现在实验室中没有舰载机发动机的情况下模拟舰载机弹射释放过程的前起落架动态载荷试验，降低试验规模，节约试验成本。
Description
技术领域：
本发明涉及一种舰载机前起弹射释放动载荷试验装置及其试验方法，属于一类飞机起落架试验技术领域。
背景技术：
舰载飞机在航母上起飞方式有自主起飞、滑跃起飞、弹射起飞三种方式，其中弹射起飞分为蒸汽弹射及电磁弹射等。而弹射起飞具有效率高，弹射周期短，弹射简便，不区分舰载机型号等优势，能够充分发挥舰载机和航母的作战性能，是未来发展的必然方向。
舰载机弹射起飞时，弹射器上的拖梭连接前起落架弹射杆，同时连接前起落架的牵制装置，然后由拖梭及飞机发动机同时施加载荷，当达到弹射起飞载荷时，牵制装置瞬间释放，由拖梭提供驱动力通过前起落架传递载荷牵引飞机加速滑跑，完成起飞。然而由于弹射时，在牵制杆释放瞬间前起落架所受载荷变化较大，从而引起前起落架振动等复杂的受载及运动情况，并且会影响整个弹射过程。因此，研究牵制载荷突卸时前起落架的运动受载情况是必要的，也是舰载机弹射起飞的技术难点之一。
目前舰载机前起落架弹射释放试验在国内尚无相关公开试验研究报道，国外在该方面研究起步较早，但公开内容极少。并且在目前公开的专利中并无相关研究。相关文献多为舰载机弹射过程的理论分析、舰载机弹射起飞动力学软件仿真研究、舰载机弹射起飞参数优化等，并没有相关的试验研究。因此，需要对该问题做进一步的试验模拟研究。
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弹射释放动载荷试验装置及其试验方法，模拟前起落架在实际弹射释放瞬间的真实受载情况。
本发明采用如下技术方案：一种舰载机前起弹射释放动载荷试验装置，包括前起落架弹射杆、舰载机质量惯量模拟机构、弹射器模拟机构、发动机推力模拟机构、前起落架牵制杆以及牵制铰链；
所述舰载机质量惯量模拟机构由前起落架、钢梁组件、轮胎以及配重块构成；
所述弹射器模拟机构由弹射滑块以及弹射力气缸构成；
所述发动机推力模拟机构由推力气缸构成的；
所述弹射力气缸和推力气缸均为单活塞杆气缸。
所述舰载机前起落架安装在钢梁组件前端，轮胎安装在钢梁组件下方，前起落架下末端设有前起落架轮胎，所述前起落架轮胎和轮胎放置在地面上，共同支撑钢梁组件，所述配重块安装在钢梁组件上，所述弹射滑块安装在前起落架前方的地面上，弹射滑块上表面具有与前起落架弹射杆连接的接头，弹射滑块在地面上前后直线滑动，所述弹射力气缸安装在弹射滑块下方，弹射力气缸的载荷输出端与弹射滑块连接以推动弹射滑块向前运动，所述推力气缸安装在钢梁组件下方，在轮胎的后面，固定在地面上，所述推力气缸上的活塞杆与钢梁组件连接以推动钢梁组件向前运动；所述牵制铰链安装在前起落架牵制杆末端的地面上，与前起落架牵制杆连接，前起落架牵制杆绕牵制铰链转动。
进一步地，所述弹射力气缸和推力气缸的两末端均设有气缸端盖，所述弹射力气缸和推力气缸设有活塞杆的一末端的气缸端盖上设有若干排气口。
本发明还采用如下技术方案：一种舰载机前起弹射释放动载荷试验装置的试验方法，包括如下步骤：
步骤一：按照舰载机的弹射起飞重量调整配重块的安装数量和安装位置，使钢梁组件、前起落架、轮胎以及配重块组成的舰载机模拟装置的重量、重心位置以及俯仰转动惯量与真实舰载机相同；
步骤二：将舰载机模拟装置放置在地面上，其对称面与弹射滑块的滑动方向一致；
步骤三：将前起落架弹射杆与弹射滑块连接，前起落架牵制杆与牵制铰链连接；
步骤四：给推力气缸的无活塞杆腔充气，在推力气缸的作用下，钢梁组件带动前起落架有向前运动的趋势，此时前起落架牵制杆处于张紧状态，前起落架不能向前运动，调整推力气缸无活塞杆腔的气压使推力气缸的输出载荷与舰载机弹射起飞时的发动机推力相等，然后保持推力气缸无活塞杆腔气压不变；
步骤五：给弹射力气缸的无活塞杆腔充气，随着弹射力气缸无活塞杆腔气压增大，前起落架弹射杆、前起落架牵制杆的张紧力不断增加，当前起落架牵制杆载荷达到解锁极限载荷时，前起落架牵制杆解锁，前起落架牵制杆与前起落架分离，前起落架、钢梁组件在弹射力气缸和推力气缸的共同作用下，向前弹射滑跑，前起落架牵制杆解锁瞬间，前起落架的约束条件和载荷输入与真实的舰载机弹射释放瞬间一致。
本发明具有如下有益效果：实现了在实验室中没有舰载机发动机的情况下模拟舰载机弹射释放过程的前起落架试验；采用气压作动缸加载，载荷平稳，连续性好；试验装置结构简单，降低了试验规模，节约试验成本。
附图说明：
图1为舰载机前起弹射释放动载荷试验装置的示意图。
图2为端盖设有排气孔的气缸结构示意图。
其中：
1、前起落架弹射杆，2、前起落架，3、配重块，4、钢梁组件，5、弹射滑块，6、弹射力气缸，7、前起落架牵制杆，8、牵制铰链，9、轮胎，10、推力气缸，11、活塞杆，12、排气口，13、气缸端盖。
具体实施方式：
下面结合附图对本发明作进一步的说明。
本发明舰载机前起弹射释放动载荷试验装置包括：舰载机质量惯量模拟机构、弹射器模拟机构、发动机推力模拟机构、前起落架牵制杆7以及牵制铰链8；其中舰载机质量惯量模拟机构由前起落架2、钢梁组件4、轮胎9以及配重块3构成；弹射器模拟机构由弹射滑块5以及弹射力气缸6构成；发动机推力模拟机构由推力气缸10构成的；弹射力气缸6和推力气缸10均为单活塞杆气缸，弹射力气缸6和推力气缸10的两末端均设有气缸端盖13，弹射力气缸6和推力气缸10设有活塞杆11的一末端的气缸端盖13上设有若干排气口12，通过排气口12可以增加排气流量，提高气缸有效载荷。
舰载机前起落架2安装在钢梁组件4前端，轮胎9安装在钢梁组件4下方，前起落架下末端设有前起落架轮胎，前起落架轮胎与轮胎9的距离由舰载机的前主轮距确定，前起落架轮胎和轮胎9放置在地面上，共同支撑钢梁组件4。配重块3安装在钢梁组件4上，可以调整配重块3的数量和安装位置来模拟舰载机的起飞重量、重心位置以及俯仰转动惯量。弹射滑块5安装在前起落架2前方的地面上，弹射滑块5上表面具有与前起落架弹射杆1连接的接头，弹射滑块5可以在地面上前后直线滑动，弹射力气缸6安装在弹射滑块5下方，弹射力气缸6的载荷输出端与弹射滑块5连接，可以推动弹射滑块5向前运动。推力气缸10安装在钢梁组件4下方，在轮胎9的后面，固定在地面上，推力气缸10上的活塞杆11与钢梁组件4连接，可以推动钢梁组件4向前运动；牵制铰链8安装在前起落架牵制杆7末端的地面上，与前起落架牵制杆7连接，前起落架牵制杆7可以绕牵制铰链8转动。
本发明舰载机前起弹射释放动载荷试验装置的试验方法，包括如下步骤：
步骤一：按照舰载机的弹射起飞重量调整配重块3的安装数量和安装位置，使钢梁组件4、前起落架2、轮胎9以及配重块3组成的舰载机模拟装置的重量、重心位置以及俯仰转动惯量与真实舰载机相同；
步骤二：将舰载机模拟装置放置在地面上，其对称面与弹射滑块5的滑动方向一致；
步骤三：将前起落架弹射杆1与弹射滑块5连接，前起落架牵制杆7与牵制铰链8连接；
步骤四：给推力气缸10的无活塞杆腔充气，在推力气缸10的作用下，钢梁组件4带动前起落架2有向前运动的趋势，此时前起落架牵制杆7处于张紧状态，前起落架2不能向前运动，调整推力气缸10无活塞杆腔的气压使推力气缸10的输出载荷与舰载机弹射起飞时的发动机推力相等，然后保持推力气缸10无活塞杆腔气压不变；给弹射力气缸6的无活塞杆腔充气，随着弹射力气缸6无活塞杆腔气压增大，前起落架弹射杆1、前起落架牵制杆7的张紧力不断增加，当前起落架牵制杆7载荷达到解锁极限载荷时，前起落架牵制杆7解锁，前起落架牵制杆7与前起落架2分离，前起落架2、钢梁组件4在弹射力气缸6和推力气缸10的共同作用下，向前弹射滑跑。前起落架牵制杆7解锁瞬间，前起落架2的约束条件和载荷输入与真实的舰载机弹射释放瞬间一致。
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 (2)
1.一种舰载机前起弹射释放动载荷试验装置，其特征在于：包括前起落架弹射杆（1）、舰载机质量惯量模拟机构、弹射器模拟机构、发动机推力模拟机构、前起落架牵制杆（7）以及牵制铰链（8）；
所述舰载机质量惯量模拟机构由前起落架（2）、钢梁组件（4）、轮胎（9）以及配重块（3）构成；
所述弹射器模拟机构由弹射滑块（5）以及弹射力气缸（6）构成；
所述发动机推力模拟机构由推力气缸（10）构成的；
所述弹射力气缸（6）和推力气缸（10）均为单活塞杆气缸；
所述舰载机前起落架（2）安装在钢梁组件（4）前端，轮胎（9）安装在钢梁组件（4）下方，前起落架（2）下末端设有前起落架轮胎，所述前起落架轮胎和轮胎（9）放置在地面上，共同支撑钢梁组件（4），所述配重块（3）安装在钢梁组件（4）上，所述弹射滑块（5）安装在前起落架（2）前方的地面上，弹射滑块（5）上表面具有与前起落架弹射杆（1）连接的接头，弹射滑块（5）在地面上前后直线滑动，所述弹射力气缸（6）安装在弹射滑块（5）下方，弹射力气缸（6）的载荷输出端与弹射滑块（5）连接以推动弹射滑块（5）向前运动，所述推力气缸（10）安装在钢梁组件（4）下方，在轮胎（9）的后面，固定在地面上，所述推力气缸（10）上的活塞杆（11）与钢梁组件（4）连接以推动钢梁组件（4）向前运动；所述牵制铰链（8）安装在前起落架牵制杆（7）末端的地面上，与前起落架牵制杆（7）连接，前起落架牵制杆（7）绕牵制铰链（8）转动；
所述弹射力气缸（6）和推力气缸（10）的两末端均设有气缸端盖（13），所述弹射力气缸（6）和推力气缸（10）设有活塞杆（11）的一末端的气缸端盖（13）上设有若干排气口（12），用以增加排气流量，提高气缸有效载荷。
2.一种如权利要求1所述的舰载机前起弹射释放动载荷试验装置的试验方法，其特征在于：包括如下步骤
步骤一：按照舰载机的弹射起飞重量调整配重块（3）的安装数量和安装位置，使钢梁组件（4）、前起落架（2）、轮胎（9）以及配重块（3）组成的舰载机模拟装置的重量、重心位置以及俯仰转动惯量与真实舰载机相同；
步骤二：将舰载机模拟装置放置在地面上，其对称面与弹射滑块（5）的滑动方向一致；
步骤三：将前起落架弹射杆（1）与弹射滑块（5）连接，前起落架牵制杆（7）与牵制铰链（8）连接；
步骤四：给推力气缸（10）的无活塞杆腔充气，在推力气缸（10）的作用下，钢梁组件（4）带动前起落架（2）有向前运动的趋势，此时前起落架牵制杆（7）处于张紧状态，前起落架（2）不能向前运动，调整推力气缸（10）无活塞杆腔的气压使推力气缸（10）的输出载荷与舰载机弹射起飞时的发动机推力相等，然后保持推力气缸（10）无活塞杆腔气压不变；
步骤五：给弹射力气缸（6）的无活塞杆腔充气，随着弹射力气缸（6）无活塞杆腔气压增大，前起落架弹射杆（1）、前起落架牵制杆（7）的张紧力不断增加，当前起落架牵制杆（7）载荷达到解锁极限载荷时，前起落架牵制杆（7）解锁，前起落架牵制杆（7）与前起落架（2）分离，前起落架（2）、钢梁组件（4）在弹射力气缸（6）和推力气缸（10）的共同作用下，向前弹射滑跑，前起落架牵制杆（7）解锁瞬间，前起落架（2）的约束条件和载荷输入与真实的舰载机弹射释放瞬间一致。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201710187896.2A CN106976569B (zh) | 2017-03-27 | 2017-03-27 | 一种舰载机前起弹射释放动载荷试验装置及其试验方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201710187896.2A CN106976569B (zh) | 2017-03-27 | 2017-03-27 | 一种舰载机前起弹射释放动载荷试验装置及其试验方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN106976569A CN106976569A (zh) | 2017-07-25 |
| CN106976569B true CN106976569B (zh) | 2023-09-29 |
Family
ID=59339011
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201710187896.2A Active CN106976569B (zh) | 2017-03-27 | 2017-03-27 | 一种舰载机前起弹射释放动载荷试验装置及其试验方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN106976569B (zh) |
Families Citing this family (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108502207A (zh) * | 2018-03-19 | 2018-09-07 | 成都飞机工业（集团）有限责任公司 | 弹射冲击地面验证试验方法 |
| CN111746823A (zh) * | 2020-07-06 | 2020-10-09 | 北京空间技术研制试验中心 | 用于验证巡航飞行器组合体弹射分离的试验方法 |
| CN114379817B (zh) * | 2021-12-30 | 2023-07-21 | 中国飞机强度研究所 | 一种舰载机前起落架弹射突伸试验装置及试验方法 |
| CN117246527B (zh) * | 2023-09-15 | 2024-06-07 | 中国飞机强度研究所 | 一种舰载飞机前起落架动态冲击响应试验装置及方法 |
| CN116929819B (zh) * | 2023-09-18 | 2023-12-12 | 中国飞机强度研究所 | 一种舰载机起落架突伸试验设备及方法 |
| CN117030232B (zh) * | 2023-10-09 | 2024-01-09 | 中国飞机强度研究所 | 一种舰载机起落架牵制杆高速释放试验装置及试验方法 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6394391B1 (en) * | 2001-03-22 | 2002-05-28 | Wen-Chi Lo | Landing truck for an aircraft in a forced landing |
| CN102175415A (zh) * | 2011-03-11 | 2011-09-07 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种起落架离舰模拟实验机构 |
| CN105138805A (zh) * | 2015-09-29 | 2015-12-09 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种弹射起飞的飞机起落架载荷仿真方法 |
| CN106441774A (zh) * | 2016-10-28 | 2017-02-22 | 武汉理工大学 | 一种舰载机起落架试验装置与试验方法 |
| CN207045783U (zh) * | 2017-03-27 | 2018-02-27 | 南京航空航天大学 | 一种舰载机前起弹射释放动载荷试验装置 |
-
2017
- 2017-03-27 CN CN201710187896.2A patent/CN106976569B/zh active Active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6394391B1 (en) * | 2001-03-22 | 2002-05-28 | Wen-Chi Lo | Landing truck for an aircraft in a forced landing |
| CN102175415A (zh) * | 2011-03-11 | 2011-09-07 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种起落架离舰模拟实验机构 |
| CN105138805A (zh) * | 2015-09-29 | 2015-12-09 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种弹射起飞的飞机起落架载荷仿真方法 |
| CN106441774A (zh) * | 2016-10-28 | 2017-02-22 | 武汉理工大学 | 一种舰载机起落架试验装置与试验方法 |
| CN207045783U (zh) * | 2017-03-27 | 2018-02-27 | 南京航空航天大学 | 一种舰载机前起弹射释放动载荷试验装置 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN106976569A (zh) | 2017-07-25 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN106976569B (zh) | 一种舰载机前起弹射释放动载荷试验装置及其试验方法 | |
| CN106932186B (zh) | 一种舰载机前起落架弹射释放试验装置及其试验方法 | |
| CN106932187B (zh) | 一种舰载机前起落架突伸试验装置及试验方法 | |
| CN201343147Y (zh) | 气动轨道弹射飞行器发射系统 | |
| CN102152856B (zh) | 一种气动式航母舰载机弹射器 | |
| CN101948009A (zh) | 航空母舰舰载飞机蒸汽动力弹射器 | |
| CN114313324B (zh) | 一种两级入轨飞行器水平级间分离风洞实验组合结构 | |
| CN105138805A (zh) | 一种弹射起飞的飞机起落架载荷仿真方法 | |
| CN103507964A (zh) | 飞机弹射起飞装置与飞机降落阻拦装置 | |
| CN109502048B (zh) | 飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟装置及方法 | |
| CN103277353A (zh) | 无人机低冲击弹射装置气液压系统 | |
| CN108082524A (zh) | 一种无人机可控两级弹射车载控制系统和弹射方法 | |
| CN207045783U (zh) | 一种舰载机前起弹射释放动载荷试验装置 | |
| CN206725202U (zh) | 一种舰载机前起落架弹射释放试验装置 | |
| CN110530601B (zh) | 风洞试验模型弹射机构 | |
| CN101708777B (zh) | 气动发射装置 | |
| CN109870069B (zh) | 一种可连续发射的单管空气炮 | |
| CN116923725B (zh) | 一种用于模拟舰载机全机落震试验时机翼升力试验方法 | |
| CN112432555B (zh) | 一种模拟机载弹发射用地面投放装置 | |
| CN207985233U (zh) | 一种无人机可控两级弹射车载控制系统 | |
| CN100427360C (zh) | 模拟微重力的空间飞行器地面发射试验装置 | |
| Zhang et al. | Research on parameter matching characteristics of pneumatic launch systems based on co-simulation | |
| CN216734826U (zh) | 一种靶机静力试验装置 | |
| CN208053674U (zh) | 一种无人机弹射起飞装置 | |
| CN102910296A (zh) | 气动式多用途航母舰载机陆基弹射起飞训练装置 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |