CN109502048B - 飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟装置及方法 - Google Patents

Abstract

本公开涉及试验技术领域，尤其涉及一种飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟装置及方法。该装置可以包括作动筒、弹簧组件、支撑平板、弹射梭、弹射杆、牵制杆。该装置在工作的过程中可以较为真实的模拟飞行器在实际弹射起飞过程中的弹射荷载，进而较为真实的模拟飞行器在弹射起飞过程中的动态过程，从而获取更加真实的试验数据，此外，该装置结构简单，且试验步骤简单易学。

Description

飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟装置及方法

技术领域

本公开涉及试验技术领域，尤其涉及一种飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟装置及方法。

背景技术

航空母舰是大国重器，舰载机是航母上的主要作战武器和战斗力。在舰载机大型化和复杂化的趋势下，舰载机的重量不断增加，而在航母的有限区域内，舰载机自身的发动机推力远远不足以满足其起飞条件，因此，通常采用弹射起飞的方式控制舰载机起飞，即通过弹射器辅助舰载机起飞。弹射起飞的原理为：弹射器对舰载机施加巨大的弹射荷载，使舰载机获得一定的加速度，进而使得舰载机的速度快速增加，实现弹射起飞。然而，在弹射起飞的过程中，由于舰载机受到的弹射荷载和牵制荷载巨大，对舰载机机体和起落架等造成巨大的影响，进而影响整个弹射起飞过程。因此，为了确保整个弹射起飞的可靠性，研究弹射荷载和牵制荷载对舰载机机体和起落架等的影响成为重要课题之一。

目前，通常采用静力加载的方式模拟舰载机在弹射起飞过程中的弹射荷载，即，在模拟舰载机弹射起飞的过程中，在舰载机的起落架上施加固定数值的弹射荷载，以在该弹射荷载的基础上研究弹射荷载对舰载机机体和起落架等的影响。

然而，由于在实际的弹射起飞的过程中，弹射荷载为惯性荷载，即，弹射荷载随着舰载机的位移的增加而减小，而在上述静力加载过程中，弹射荷载为一固定数值，因此，采用上述静力加载的方式无法真实的模拟舰载机弹射起飞过程中的弹射荷载，进而无法模拟舰载机在弹射起飞过程中的动态过程，从而难以获取真实的试验数据。

需要说明的是，在上述背景技术部分公开的信息仅用于加强对本公开的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。

发明内容

本公开的目的在于提供一种飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟装置及方法，进而至少在一定程度上克服无法真实的模拟舰载机弹射起飞过程中的弹射荷载，进而无法模拟舰载机在弹射起飞过程中的动态过程，从而难以获取真实的试验数据等问题。

根据本公开的一个方面，提供一种飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟装置，包括：

作动筒，第一端与第一承载面固定连接；

弹簧组件，放置于第二承载面上，第一端与所述作动筒的第二端固定连接；

支撑平板，位于所述弹簧组件的上方，其上包括一预设长度的开槽，且所述开槽的方向与试验方向相同；

弹射梭，第一端与所述弹簧组件的第二端固定连接，第二端穿过所述开槽，且所述弹射梭的第二端包括一凹槽；

弹射杆，第一端可置于所述凹槽中，第二端与所述飞行器的起落架连接；

牵制杆，第一端与所述飞行器的起落架连接，第二端与所述支撑平板固定连接，且所述牵制杆中部包括一张力销。

在本公开的一种示例性实施例中，所述装置还包括：

支撑架，第一端与所述支撑平板固定连接，第二端与所述第二承载面固定连接。

在本公开的一种示例性实施例中，所述装置还包括：

阻尼器，与第三承载面固定连接，所述第三承载面在所述试验方向上与所述第一承载面相对设置。

在本公开的一种示例性实施例中，所述装置还包括：

至少一个荷载传感器，设置在所述弹射梭和/或所述弹射杆和/或所述牵制杆上。

在本公开的一种示例性实施例中，所述装置还包括：

应变片，设置在所述飞行器上，用于实时监测所述飞行器在试验过程中的应变值。

在本公开的一种示例性实施例中，所述装置还包括：

加速度传感器，设置在所述飞行器上，用于实时检测所述飞行器在试验过程中的加速度。

在本公开的一种示例性实施例中，所述第二承载面为地面滑槽。

根据本公开的一个方面，提供一种飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟方法，应用于如上述任意一项所述的飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟装置，包括：

作动筒沿试验方向移动，以压缩弹簧组件；

逐渐压缩的所述弹簧组件通过与其第二端固定连接的弹射梭和置于所述弹射梭中的凹槽的弹射杆向所述飞行器的起落架施加弹射荷载，同时牵制杆向所述飞行器的起落架施加与所述弹射荷载方向相反的牵制荷载；

在所述作动筒移动至使所述牵制荷载大于所述牵制杆中的张力销的极限荷载时，所述张力销断裂，所述作动筒停止移动；

所述弹簧组件的第二端沿着所述试验方向开始释放，释放中的所述弹簧组件通过所述弹射梭和置于所述弹射梭中的凹槽的弹射杆向所述飞行器的起落架施加沿所述试验方向的弹射荷载，并带动所述弹射梭、所述弹射杆和所述飞行器沿所述试验方向移动；

在所述弹簧组件完全释放后，所述弹射杆和所述弹射梭分离，所述飞行器继续沿所述试验方向移动。

在本公开的一种示例性实施例中，所述飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟装置还包括阻尼器；所述方法还包括：

所述阻尼器控制沿所述试验方向移动的所述飞行器停止移动。

在本公开的一种示例性实施例中，所述飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟装置还包括至少一个荷载传感器；所述方法还包括：

通过所述荷载传感器实时检测所述弹射梭和/或所述弹射杆和/或所述牵制杆上的荷载值。

在本公开的一种示例性实施例中，所述飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟装置还包括应变片，所述方法还包括：

通过所述应变片实时检测所述飞行器在试验过程中的应变值。

在本公开的一种示例性实施例中，所述飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟装置还包括加速度传感器，所述方法还包括：

通过所述加速度传感器实时检测所述飞行器在试验过程中的加速度。

本公开一种示例实施例提供的一种飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟装置及方法。该飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟装置包括作动筒、弹簧组件、支撑平板、弹射梭、弹射杆、牵制杆。在飞行器弹射起飞地面试验模拟装置工作的过程中，压缩弹簧在作动筒的作用下压缩，逐渐压缩的弹簧组件通过与其第二端固定连接的弹射梭和置于弹射梭中的凹槽的弹射杆向飞行器的起落架施加弹射荷载，同时牵制杆向飞行器的起落架施加与所述弹射荷载方向相反的牵制荷载；在作动筒移动至使牵制荷载大于牵制杆中的张力销的极限荷载时，张力销断裂，作动筒停止移动，弹簧组件的第二端沿着试验方向开始释放，释放中的弹簧组件通过弹射梭和置于弹射梭中的凹槽的弹射杆向飞行器的起落架施加沿所述试验方向的弹射荷载，并带动弹射梭、弹射杆和飞行器沿所述试验方向移动；在弹簧组件完全释放后，弹射杆和弹射梭分离，飞行器继续沿所述试验方向移动。一方面，由于弹簧组件释放中的荷载为惯性荷载，因此，通过释放中的弹簧组件向飞行器施加的弹射荷载为惯性荷载，符合飞行器在实际弹射起飞过程中的弹射荷载，可以较为真实的模拟飞行器在实际弹射起飞过程中的弹射荷载，进而较为真实的模拟飞行器在弹射起飞过程中的动态过程，从而获取更加真实的试验数据；另一方面，该装置结构简单，且试验步骤简单易学。

应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本公开。

附图说明

通过参照附图来详细描述其示例性实施例，本公开的上述和其它特征及优点将变得更加明显。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本公开的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。在附图中：

图1为本公开一种飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟装置的结构示意图；

图2为本公开一示例性实施例中提供的弹簧组件、弹射梭、弹射杆、牵制杆、张力销的结构放大示意图；

图3为本公开一示例性实施例中提供的弹射梭、弹射杆、牵制杆、张力销的结构放大示意图；

图4为本公开一示例性实施例中提供的牵制杆、张力销、弹射梭、弹射杆的细节放大示意图；

图5为本公开一示例性实施例中提供的地面滑槽的结构示意图；

图6为本公开一种飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟方法的流程图；

图7为本公开一示例性实施例中提供的舰载机在实际的弹射起飞过程中的位移与弹射荷载的曲线示意图；

图8为本公开一示例性实施例中提供的舰载机在试验中弹射起飞过程中的位移与弹射荷载的曲线示意图。

具体实施方式

现在将参考附图更全面地描述示例实施例。然而，示例实施例能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的实施例；相反，提供这些实施例使得本公开将全面和完整，并将示例实施例的构思全面地传达给本领域的技术人员。所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施例中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本公开的实施例的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本公开的技术方案而没有所述特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方法、组元、材料、装置、步骤等。在其它情况下，不详细示出或描述公知结构、方法、装置、实现、材料或者操作以避免模糊本公开的各方面。

此外，附图仅为本公开的示意性图解，并非一定是按照比例绘制。图中相同的附图标记标识相同或相似的部分，因而将省略对它们的重复描述。

本示例性实施例中首先公开了一种飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟装置，参照图1～图5所示，该飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟装置可以包括：作动筒1、弹簧组件2、支撑平板3、弹射梭4、弹射杆5、牵制杆6，其中：

作动筒1的第一端与第一承载面7固定连接。在本示例性实施例中，所述第一承载面7可以为承重墙，也可以为承重地面，本示例性实施例对此不作特殊限定。所述作动筒1的第一端与第一承载面7的固定连接方式可以为可拆卸的固定连接方式，也可以为不可拆卸的固定连接方式。具体的，可以通过焊接的方式将作动筒1的第一端与第一承载面7固定连接，还可以通过螺栓、螺杆等固定部件将作动筒1与第一承载面7固定连接，本示例性实施例对此不作特殊限定。

弹簧组件2放置于第二承载面8上，且所述弹簧组件2的第一端与所述作动筒1的第二端固定连接。在本示例性实施例中，所述第二承载面8可以为承重地面，也可以为地面滑槽14，本示例性实施例对此不作特殊限定。所述弹簧组件2可以为由多个弹簧组合而成，所述弹簧的数量和各弹簧的刚度系数可以根据具体的试验要求进行设置。所述弹簧组件2的第一端与作动筒1的第二端的固定连接可以为可拆卸的固定连接，也可以为不可拆卸的固定连接，本示例性实施例对此不作特殊限定。例如，可以通过焊接的方式将弹簧组件2的第一端和作动筒1的第二端固定连接，也可以通过螺栓、螺杆、卡扣等固定部件将弹簧组件2的第一端和作动筒1的第二端固定连接。

支撑平板3位于所述弹簧组件2的上方，支撑平板3上包括一预设长度的开槽，且所述开槽的方向与试验方向相同。在本示例性实施例中，所述试验方向为试验过程中飞行器9的移动方向。所述支撑平板3用于支撑飞行器9，即飞行器9置于支撑平板3上。所述支撑平板3的大小可以根据具体试验中飞行器9的大小和试验中飞行器9移动的距离进行确定，需要说明的是，需确保飞行器9两侧轮胎均置于支撑平板3上。所述开槽的位置可以自行设置，例如可以在支撑平板3的中部位置。所述开槽具有预设长度，该预设长度可以根据实验需求进行设置，但是其大小需确保在整个实验过程中，弹射梭4可以在开槽中自由移动。为了确保整个试验的顺利进行，所述开槽的方向与试验方向相同。所述支撑平板3可以由钢板等支撑强度高的材料制成。

弹射梭4的第一端与所述弹簧组件2的第二端固定连接，弹射梭4的第二端穿过所述开槽，且所述弹射梭4的第二端包括一凹槽。在本示例性实施例中，所述弹射梭4的第一端与弹簧组件2的第二端的固定连接可以为可拆卸的固定连接，也可以为不可拆卸的固定连接，本示例性实施例对此不作特殊限定。例如，可以通过焊接的方式将弹射梭4的第一端与弹簧组件2的第二端固定，也可以通过螺栓、螺杆、卡扣等固定部件将弹射梭4的第一端与弹簧组件2的第二端固定。所述弹射梭4的第二端可以穿过支撑平板3的开槽到达支撑平板3的上方。所述弹射梭4的第二端包括一凹槽，由于该凹槽用于放置弹射杆5的第一端，因此该凹槽的具体结构可以根据弹射杆5的第一端的结构进行设置。通过设置凹槽，将弹射杆5置于凹槽中，以通过弹射梭4带动弹射杆5。

弹射杆5的第一端可置于所述凹槽中，弹射杆5的第二端与所述飞行器9的起落架连接。在本示例性实施例中，弹射杆5的第二端可以通过卡扣、卡环等固定部件与飞行器9的起落架连接。所述飞行器9可以为舰载机，也可以为无人机等，本示例性实施例对此不作特殊限定。

牵制杆6的第一端与所述飞行器9的起落架连接，牵制杆6的第二端与所述支撑平板3固定连接，且所述牵制杆6中部包括一张力销10。在本示例性实施例中，所述牵制杆6的第一端可以通过卡扣、卡环等固定部件与飞行器9的起落架连接，牵制杆6的第二端与支撑平板3的固定连接可以为可拆卸的固定连接，也可以为不可拆卸的固定连接，本示例性实施例对此不作特殊限定。例如，可以通过焊接的方式将牵制杆6的第二端与支撑平板3固定连接，也可以通过螺栓、螺杆、卡扣等固定部件将牵制杆6的第二端与支撑平板3固定连接。所述张力销10的规格可以根据具体的试验需要进行选择。

由上述飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟装置的结构可知，在该飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟装置工作的过程中，通过作动筒1压缩弹簧组件2，进而使逐渐压缩的弹簧组件2通过弹射梭4、弹射杆5向飞行器9的起落架施加弹射荷载，同时使牵制杆6向飞行器9的起落架施加牵制荷载，以及在逐渐压缩弹簧组件2的过程中，在牵制荷载大于牵制杆6中的张力销10的极限荷载时，张力销10断裂，此时，通过释放中的弹簧组件2向飞行器9的起落架施加弹射荷载，使飞行器9在弹射荷载的作用下沿试验方向移动。由于弹簧组件2释放中的荷载为惯性荷载，因此，释放中的弹簧组件2向飞行器9施加的弹射荷载为惯性荷载，符合飞行器9在实际的弹射起飞过程中的弹射荷载，可以较为真实的模拟飞行器9在实际的弹射起飞过程中的即弹射荷载，进而较为真实的模拟飞行器9在弹射起飞过程中的动态过程，从而获取更加真实的试验数据；此外，该装置结构简单，且试验步骤简单易学。

为了固定支撑平板3，提高实验的可靠性，所述飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟装置还可以包括支撑架11。该支撑架11的第一端与所述支撑平板3固定连接，支撑架11的第二端与所述第二承载面8固定连接。在本示例性实施例中，所述支撑架11的数量和形状可以由设计人员自行设置，所述支撑架11第一端可以通过焊接的方式或者螺栓、螺杆等固定部件固定在支撑平板3上，所述支撑架11的第二端可以通过焊接或者螺栓、螺杆等固定部件固定在第二承载面8上。所述支撑架11可以采用轻度较高的钢材制成。

为了使试验中的飞行器9停止移动，所述飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟装置还可以包括阻尼器12。该阻尼器12与第三承载面13固定连接，所述第三承载面13在所述试验方向上与所述第一承载面7相对设置。在本示例性实施例中，可以通过焊接的方式或者螺栓、螺杆等固定部件将阻尼器12固定在第三承载面13上。所述第三承载面13可以为承重墙或者承重地面等。

为了在试验的过程中实时获取弹射梭4和/或所述弹射杆5和/或所述牵制杆6上的荷载，所述飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟装置还可以包括至少一个荷载传感器。该至少一个荷载传感器设置在所述弹射梭4和/或所述弹射杆5和/或所述牵制杆6上。在本示例性实施例中，荷载传感器用于感测弹射梭4和/或所述弹射杆5和/或所述牵制杆6上的荷载。荷载传感器的具体规格根据实验的指标进行选取。

为了在试验的过程中实时检测飞行器9在试验过程中的应变值，所述飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟装置还可以包括应变片。所述应变片设置在所述飞行器9上，用于实时监测所述飞行器9在试验过程中的应变值。在本示例性实施例中，所述应变片可以为电阻应变片，通过检测所述电阻应变片的电阻的变化量来计算所述飞行器9中各部位的应变值。所述电阻应变片例如可以为丝式电阻应变片，也可以为箔式电阻应变片，还可以为薄膜型电阻应变片等，本示例性实施例对此不作特殊限定。需要说明的是，所述应变片还可以为光学应变片。所述应变片可以通过粘贴或焊接等方式设置在飞行器9的表面。为了获取飞行器9的不同位置在实验过程中的应变值，所述应变片的数量可以为多个，其中，各应变片的设置位置可以由试验人员根据试验目标确定。

为了在试验的过程中实时检测飞行器9在试验过程中的加速度，所述飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟装置还可以包括加速度传感器。该加速度传感器设置在所述飞行器9上，用于实时检测所述飞行器9在试验过程中的加速度。所述加速度传感器的数量和设置位置由实验人员根据实验要求进行设置。

在本公开的示例性实施例中，如图6所示，还提供了一种飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟方法，应用于如图1所述的飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟装置。该方法可以包括步骤S610～S650，其中：

步骤S610、作动筒1沿试验方向移动，以压缩弹簧组件2。在本示例性实施例中，首先控制作动筒1沿着实验方向移动。所述试验方向在图1中用箭头标识。随着作动筒1的逐渐移动，所述弹簧组件2开始逐渐压缩。

步骤S620、逐渐压缩的所述弹簧组件2通过与其第二端固定连接的弹射梭4和置于所述弹射梭4中的凹槽的弹射杆5向所述飞行器9的起落架施加弹射荷载，同时牵制杆6向所述飞行器9的起落架施加与所述弹射荷载方向相反的牵制荷载。在本示例性实施例中，由于飞行器9的起落架与固定在支撑平板3上的牵制杆6连接，因此，在弹簧组件2逐渐压缩的过程中，逐渐压缩的弹簧组件2通过弹射梭4和置于弹射梭4中凹槽的弹射杆5向飞行器9的起落架施加弹射荷载，同时由于弹射荷载的存在，使得牵制杆6向飞行器9的起落架施加与弹射荷载方向相反的牵制荷载。

步骤S630、在所述作动筒1移动至使所述牵制荷载大于所述牵制杆6中的张力销10的极限荷载时，所述张力销10断裂，所述作动筒1停止移动。在本示例性实施例中，随着作动筒1的逐渐移动，逐渐压缩的弹簧组件2通过弹射梭4和弹射杆5向飞行器9的起落架施加的弹射荷载逐渐增加，同时牵制杆6向飞行器9的起落架施加的牵制荷载也逐渐增加，在牵制荷载的大小大于牵制杆6中的张力销10的极限荷载时，张力销10断裂，此时，作动筒1停止移动。

步骤S640、所述弹簧组件2的第二端沿着所述试验方向开始释放，释放中的所述弹簧组件2通过所述弹射梭4和置于所述弹射梭4中的凹槽的弹射杆5向所述飞行器9的起落架施加沿所述试验方向的弹射荷载，并带动所述弹射梭4、所述弹射杆5和所述飞行器9沿所述试验方向移动。在本示例性实施例中，在张力销10断裂时，弹簧组件2的第二端沿着实验方向开始释放，同时释放中的弹簧组件2通过弹射梭4和置于弹射梭4中的凹槽的弹射杆5向飞行器9的起落架施加沿试验方向的弹射荷载，并带动弹射梭4、弹射杆5和飞行器9沿试验方向移动。

步骤S650、在所述弹簧组件2完全释放后，所述弹射杆5和所述弹射梭4分离，所述飞行器9继续沿所述试验方向移动。

在试验完成后，为了使移动中的飞行器9停止移动，所述飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟装置还可以包括阻尼器12，所述方法还可以包括：所述阻尼器12控制沿所述试验方向移动的所述飞行器9停止移动。

为了在试验的过程中实时获取弹射梭4和/或所述弹射杆5和/或所述牵制杆6上的荷载，所述飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟装置还可以包括至少一个荷载传感器，所述至少一个荷载传感器设置在弹射梭4和/或弹射杆5和/或所述牵制杆6上。在此基础上，所述方法还可以包括：通过所述荷载传感器实时检测所述弹射梭4和/或所述弹射杆5和/或所述牵制杆6上的荷载值。

为了在试验过程中实时检测飞行器9的应变值，所述飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟装置还可以包括应变片，该应变片的数量至少为一个，试验人员可以根据试验要求在飞行器9的不同部位设置应变片。在此基础上，所述方法还可以包括：通过所述应变片实时检测所述飞行器9在试验过程中的应变值。

为了在试验过程中实时检测飞行器9的加速度，所述飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟装置还可以包括加速度传感器。在此基础上，所述方法还可以包括：通过所述加速度传感器实时检测所述飞行器9在试验过程中的加速度。

综上所述，由于弹簧组件2释放中的荷载为惯性荷载，因此，通过释放中的弹簧组件2向飞行器9施加的弹射荷载为惯性荷载，符合飞行器9在实际弹射起飞过程中的弹射荷载，可以较为真实的模拟飞行器9在实际弹射起飞过程中的弹射荷载，进而较为真实的模拟飞行器9在弹射起飞过程中的动态过程，从而获取更加真实的试验数据，此外，该装置结构简单，且试验步骤简单易学。

图7中示出了在飞行器为舰载机时，舰载机在实际的弹射起飞过程中的位移与弹射荷载的曲线示意图。显然，舰载机在实际的弹射起飞过程中，位移与弹射荷载的关系可以看做：根据位移的逐渐增加，弹射荷载逐渐减小。

图8中示出了在飞行器为舰载机时，舰载机通过图6中的方法模拟弹射起飞的过程中，舰载机的位移与弹射荷载的曲线示意图。显然，在模拟弹射起飞的过程中，位移与弹射荷载的关系也为：根据位移的逐渐增加，弹射荷载逐渐减小。

从图8中可以直观的看到，通过图6中的方法可以较为真实的模拟飞行器在实际弹射起飞过程中的弹射荷载，进而较为真实的模拟飞行器在弹射起飞过程中的动态过程，从而获取更加真实的试验数据。

本领域技术人员在考虑说明书及实践这里公开的发明后，将容易想到本公开的其它实施例。本申请旨在涵盖本公开的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本公开的一般性原理并包括本公开未公开的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本公开的真正范围和精神由权利要求指出。

应当理解的是，本公开并不局限于上面已经描述并在附图中示出的精确结构，并且可以在不脱离其范围进行各种修改和改变。本公开的范围仅由所附的权利要求来限。

Claims (5)

1.一种飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟方法，应用于飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟装置，其特征在于，

该装置包括：作动筒，第一端与第一承载面固定连接；

弹簧组件，放置于第二承载面上，第一端与所述作动筒的第二端固定连接；

支撑平板，位于所述弹簧组件的上方，其上包括一预设长度的开槽，且所述开槽的方向与试验方向相同；

弹射梭，第一端与所述弹簧组件的第二端固定连接，第二端穿过所述开槽，且所述弹射梭的第二端包括一凹槽；

弹射杆，第一端可置于所述凹槽中，第二端与所述飞行器的起落架连接；

牵制杆，第一端与所述飞行器的起落架连接，第二端与所述支撑平板固定连接，且所述牵制杆中部包括一张力销；

该方法包括：

所述作动筒沿试验方向移动，以压缩所述弹簧组件；

逐渐压缩的所述弹簧组件通过与所述弹簧组件的第二端固定连接的所述弹射梭和置于所述弹射梭中的凹槽的所述弹射杆向所述飞行器的所述起落架施加弹射荷载，同时所述牵制杆向所述飞行器的所述起落架施加与所述弹射荷载方向相反的牵制荷载；

在所述作动筒移动至使所述牵制荷载大于所述牵制杆中的张力销的极限荷载时，所述张力销断裂，所述作动筒停止移动；

所述弹簧组件的第二端沿着所述试验方向开始释放，释放中的所述弹簧组件通过所述弹射梭和置于所述弹射梭中的凹槽的所述弹射杆向所述飞行器的起落架施加沿所述试验方向的弹射荷载，并带动所述弹射梭、所述弹射杆和所述飞行器沿所述试验方向移动；

在所述弹簧组件完全释放后，所述弹射杆和所述弹射梭分离，所述飞行器继续沿所述试验方向移动。

2.根据权利要求1所述的地面试验模拟方法，其特征在于，所述飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟装置还包括阻尼器；所述方法还包括：

所述阻尼器控制沿所述试验方向移动的所述飞行器停止移动。

3.根据权利要求1所述的地面试验模拟方法，其特征在于，所述飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟装置还包括至少一个荷载传感器；所述方法还包括：

通过所述荷载传感器实时检测所述弹射梭和/或所述弹射杆和/或所述牵制杆上的荷载值。

4.根据权利要求1所述的地面试验模拟方法，其特征在于，所述飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟装置还包括应变片，所述方法还包括：

通过所述应变片实时检测所述飞行器在试验过程中的应变值。

5.根据权利要求1所述的地面试验模拟方法，其特征在于，所述飞行器弹射起飞荷载传递的地面试验模拟装置还包括加速度传感器，所述方法还包括：

通过所述加速度传感器实时检测所述飞行器在试验过程中的加速度。

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