CN114233153B - 飞机试验变轨系统及其变轨方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了飞机试验变轨系统及其变轨方法，属于飞机测试技术领域，变轨系统包括两组结构相同且通过导向轮沿两条平行直轨分别向两侧门库内移动的门体，其中一组门体包括一号门体、与一号门体内部滑动连接的二号门体，一号门体与二号门体之间设置有横向驱动装置，通过横向驱动装置驱动横向驱动装置二号门体能够收缩进入一号门体内；还包括有与门库前端连接的用于变轨的变轨库，本发明还涉及该变轨系统的变轨方法，本发明能够有效解决现有技术中用于飞机测试的实验室门扇之间因相互固定连接的方式导致门扇向门库运动的过程中容易失去平衡而使得门扇导向轮脱轨的问题。

Description

飞机试验变轨系统及其变轨方法

技术领域

本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及飞机试验变轨系统及其变轨方法。

背景技术

飞机测试是飞机研制过程中用以验证和辅助设计、鉴定性能和检验工艺质量的实践手段。飞机测试中的各个工序都会对各种试验技术和设备来进行科学实验、数学和物理的模拟试验以及各种工程试验的验证，验证各工序中所选取的方案和设计参数是否正确，检查各个分系统的协调性、可靠性和工艺质量，鉴定飞机的性能并为改进飞机提供依据。而飞机测试实验室是一种为飞机的研发、验证、辅助设计、鉴定性能和检验工艺质量、动态测试、环境测试等大型设备提供实验场所的区域。

通常飞机测试实验室需要进出各种航空器材、实验器材等大型设备，因此，该实验室的门通常设计为72m×22m使得上述大型设备能够顺利通过。但是现有技术中飞机测试实验室门结构设计往往采用直轨收放的方式进行门体控制且门扇通常采用多扇相互固定连接的方式，当需要开门收起门扇时，需要通过控制门控器将多门扇向一侧通过轨道滑行到门库内，而上述门结构往往占地面积大，当多扇门中的一扇无法移动时会牵连其他门扇，导致多扇门扇都有可能失效而无法将门开启。同时，由于多扇门在运行过程中是联动的，因此当一扇门在运行过程中失去平衡导致该门扇导向轮脱轨，有可能将会导致其他门扇的导向轮接连脱轨，从而无法保证飞机测试实验室门的稳定性。

发明内容

针对上述问题，本发明提供飞机试验变轨系统及其变轨方法，能够有效解决现有技术中飞机试验用实验室门扇之间因相互固定连接的方式导致向门库运动的过程中容易失去平衡而使得门扇导向轮脱轨的问题。

本发明的技术方案是飞机试验变轨系统，包括：

两组结构相同且通过导向轮沿两条平行直轨分别向两侧门库内移动的门体，其中一组门体包括一号门体、与一号门体内部滑动连接的二号门体，一号门体上下内壁设置有导向轨，二号门体一端上下两侧设置有导向轮A，导向轮A沿导向轨方向能够移动，使得二号门体套接在一号门体上能够沿导向轨方向移动，二号门体靠近导向轮A的一侧上固定连接有横向驱动装置，用以驱动二号门体沿导向轨运动；

还包括变轨库，变轨库与门库固定连接，门体能够移动到变轨库内，变轨库包括与门库外直轨连接的第一直轨段、变轨段、弯曲段、与门库内直轨连接的第二直轨段，第一直轨段、变轨段、弯曲段、第二直轨段均铺设在变轨库内部底座上且各段之间预留有能够使得导向轮B和导向轮C通过的轨道间隙，轨道间隙间距小于导向轮B和导向轮C的圆截面直径，变轨段包括一端均与底座转动连接的第一变轨件和第二变轨件，第一变轨件和第二变轨件的非转动端之间铰接有联动杆，第一变轨件和第二变轨件位于第一直轨段的两直轨之间，第一变轨件的转动端与弯曲段的上轨道在同一曲率上，第二变轨件的转动端与第二直轨段的下轨道处于同一直线上，第一直轨段的上轨道外侧设置有液压驱动装置，液压驱动装置的液压杆穿过第一直轨段的上轨道与第一变轨件的非转动端固定连接。

进一步地，第一变轨件和第二变轨件的铰接端均为扁平状。该扁平状的结构能够使得变轨段在发生变轨时贴紧第一直轨段的两直轨内侧面，使得导向轮B和导向轮C能够平稳通过该区段。

进一步地，横向驱动装置包括与二号门体靠近导向轮A固定连接的弹性收缩装置、弹性收缩装置背离导向轮A的一端固定连接的平衡板，平衡板上固定连接有液压顶升装置，平衡板与导向轨之间、弹性收缩装置与导向轨之间均预留有活动间隙，一号门体上下两侧均设置有导向轮B，二号门体上与导向轮A的对称端设置有导向轮C，导向轮B、导向轮C、导向轮A的圆截面直径大小顺次减小。飞机测试实验室门的导向轮B、导向轮C、导向轮A的圆截面直径大小顺次减小，以适配安装过程中导向轨与导向轮A之间、导向轮B与直轨之间、导向轮C与直轨之间的设计需求，防止导向轨与导向轮A的尺寸过大而使得导向轮A脱离导向轨，导向轮B大于导向轮C确保二号门体在运动过程中不会干扰到一号门体。

进一步地，弹性收缩装置包括若干组铰接在一起且沿导向轨方向排列的X型活动件，X型活动件包括第一连接杆以及第二连接杆，第一连接杆、第二连接杆的中部铰接在一起，一号门体内对应铰接点的位置设置有铰接柱，铰接点套接在铰接柱上，首尾X型活动件分别与二号门体、平衡板铰接。一号门体上的铰接柱能够将第一连接杆以及第二连接杆固定在一号门体内防止它们随意摆动，同时又满足第一连接杆、第二连接杆通过铰接柱相对移动，进而确保在液压顶升装置的作用下能够让二号门体在一号门体内横向运动，而若干交叉结构相互叠加的设计能够缓冲液压顶升装置在瞬间启动时对于二号门体的冲击力，进而防止二号门体上的导向轮A在强大的冲击力的作用下脱离一号门体。

进一步地，导向轮B和导向轮C包括一体锻造而成的轮缘和踏面，轮缘直径大于踏面，门体沿两条平行直轨分别向两侧时，踏面与轨面接触滑动，两个轮缘相对设置且位于两条平行直轨之间，踏面能够通过轨道间隙，轮缘能够避让轨道间隙边沿各部件。飞机测试实验室门的导向轮B和导向轮C采用一体锻造而成的轮缘和踏面设计能够满足两条平行轨道的需求，同时在两条轨道的作用下容易实现导轨与入轨。

进一步地，还包括转向装置，转向装置包括固定件和转向件，固定件的一端套接在转向件上，转向件的套接端设置有接触球，固定件的套接端设置有容纳槽，接触球位于容纳槽内并相对于容纳槽能够转动，转向件的非套接端与导向轮B、导向轮C转动连接，每一个导向轮B、导向轮C均连接一个转向件，固定件的另一端固定连接在一号门体、二号门体对应于导向轮B、导向轮C的安装基座上。飞机测试实验室门的轨道如果使用时间过长而导致轨道的过弯曲率半径发生变化，由于没有及时调整过弯曲率半径则会影响门体过弯进入变轨库，因此设置转向装置将会使得导向轮在通过弯道时导向轮与门体产生侧向转动以及滑动，而这种侧向转动和滑动将会调整门体转弯过程中的角度，确保门体能够顺利通过弯道部分。

进一步地，门库前端延伸至变轨库内部且门库延伸端与变轨库内部之间预留有门体变轨避让空间，延伸端上下两侧均设置有转向辅助装置，当门体运动到变轨库与门库之间时，能够辅助门体顺利通过避让空间。飞机测试实验室门增加转向辅助装置将会进一步提高门体的过弯道能力，确保门体在过弯道时不会与门库延伸端发生剐蹭。

进一步地，门库延伸端上预留有避让槽，转向辅助装置设置在避让槽内，转向辅助装置包括转动杆和转动体，转动杆一端插接在避让槽上，转动杆的另一端与转动体转动连接，转动体面向门体的一面设置有曲面，门体通过变轨避让空间时门体与曲面接触，推动转动体沿门体运动的方向转动，辅助门体通过变轨避让空间。曲面的设计能够消除门体与转向辅助装置接触时的内应力，将内应力转化为推动，门体转向的推动力，确保门体及时过弯道。

本发明还提供了上述飞机试验变轨系统的变轨方法，包括以下步骤：

S1、将门体由第一直轨段10-1经变轨段10-2变轨至第二直轨段10-4，具体包括：

S1-1、启动液压驱动装置，液压驱动装置随即开始工作，液压驱动装置的液压杆带动第一变轨件向下运动，第二变轨件在联动杆的带动下随即向下运动；

S1-2、当第一变轨件与第一直轨段上轨道分离且第二变轨件与第一直轨段下轨道搭接上时，关闭液压驱动装置，此时变轨结束；

S2、将门体由第二直轨段经变轨段变轨至第一直轨段，具体包括：

S2-1、启动液压驱动装置，液压驱动装置随即开始工作，液压驱动装置的液压杆带动第一变轨件向上运动，第二变轨件在联动杆的带动下随即向上运动；

S2-2、当第二变轨件与第一直轨段下轨道分离且第一变轨件与第一直轨段上轨道搭接上时，关闭液压驱动装置，此时变轨结束。

与现有技术相比，本发明的有益效果为：本发明的飞机测试实验室门通过横向驱动装置即液压顶升装置产生的推力推动平衡板向前运动，进而通过弹性收缩装置使得二号门体在导向轨与导向轮A的作用下从一号门体推出，反之则二号门体被拉入一号门体内，通过四扇门两两叠加的方式，实现四扇门体分别向两端移动的目的。本发明改变现有设计飞机测试实验室门中多门扇固定连接的方式，将门体两两配合，防止门扇联动过多而丧失稳定性，导致门扇导向轮出轨的事情发生，其中，弹性收缩装置确保两个门体在收缩过程中吸收由于液压顶升装置瞬间的推力造成的瞬间压迫力，保护了第二门体的结构。导向轮B、导向轮C、导向轮A的圆截面直径大小顺次减小，以适配安装过程中导向轨与导向轮A之间、导向轮B与直轨之间、导向轮C与直轨之间的设计需求，防止导向轨与导向轮A的尺寸过大而使得导向轮A脱离导向轨，导向轮B大于导向轮C确保二号门体在运动过程中不会干扰到一号门体；同时，飞机测试实验室门设置变轨库满足现场安装需求，当现场空间有限不能满足门库占地时，可以采取直接变轨的方式将门体直接引入变轨库内，避免因现场空间不足倒是门库占地缩小导致的门体无法完全进入门库的事情发生。

附图说明

图1为本发明变轨方法流程图；

图2为本发明变轨系统的装配图；

图3为本发明其中一组门体的结构示意图；

图4为门体进入门库时变轨库内各段的配合示意图；

图5为门体进入变轨库时变轨库内各段的配合示意图；

图6为导向轮B或者导向轮C的左视图；

图7为转向装置与导向轮B或者导向轮C的装配示意图；

图8为门库的结构示意图；

图9为转向辅助装置的结构示意图。

其中，1.一号门体，2.二号门体，3.导向轨，4.导向轮A，5.弹性收缩装置，X型活动件5-1.，第一连接杆5-1-1.，第二连接杆5-1-2.，6.平衡板，7.液压顶升装置，8.导向轮B，9.导向轮C，10.变轨库，10-1.第一直轨段，10-2.变轨段，10-2-1.第一变轨件，10-2-2.第二变轨件，10-3.弯曲段，10-4.第二直轨段，11.液压驱动装置，12.轮缘，13.踏面，14.转向装置，14-1.固定件，14-2.转向件，15.接触球，16.转向辅助装置，16-1.转动杆，16-2.转动体，17.避让槽，18.门库，19.联动杆，20.安装基座。

具体实施方式

下面结合附图，对本发明的具体实施方式进行详细描述，但应当理解本发明的保护范围并不受具体实施方式的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“横向”、“纵向”、“垂向”、“边缘”、“侧端”、“上”、“下”、“表面”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“轴向”、“径向”、“周向”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的技术方案和简化描述，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的限制。

实施例1

如图2-3所示，飞机试验变轨系统，包括两组结构相同且通过导向轮沿两条平行直轨分别向两侧门库内移动的门体，其中一组门体包括一号门体1、与一号门体1内部滑动连接的二号门体2，一号门体1上下内壁设置有导向轨3，二号门体2一端上下两侧设置有导向轮A4，导向轮A4沿导向轨3方向能够移动，使得二号门体2套接在一号门体1上能够沿导向轨3方向移动，二号门体2靠近导向轮A4的一侧上固定连接有横向驱动装置，用以驱动二号门体2沿导向轨3运动，横向驱动装置包括二号门体2靠近导向轮A4的一侧上下对称设置的弹性收缩装置5，弹性收缩装置5背离导向轮A4的一端固定连接有平衡板6，平衡板6上固定连接有液压顶升装置7，平衡板6与导向轨3之间、弹性收缩装置5与导向轨3之间均预留有活动间隙，一号门体1上下两侧均设置有导向轮B8，二号门体2上与导向轮A4的对称端设置有导向轮C9，导向轮B8、导向轮C9、导向轮A4的圆截面直径大小顺次减小。例如：导向轮B8的圆截面直径为6cm、导向轮C9的圆截面直径为4cm、导向轮A4的圆截面直径为2cm；飞机测试实验室门的导向轮B8、导向轮C9、导向轮A4的圆截面直径大小顺次减小，以适配安装过程中导向轨3与导向轮A4之间、导向轮B8与直轨之间、导向轮C9与直轨之间的设计需求，防止导向轨3与导向轮A4的尺寸过大而使得导向轮A4脱离导向轨，导向轮B8大于导向轮C9确保二号门体在运动过程中不会干扰到一号门体1。其中，液压顶升装置7包括液压杆、液压缸、操作台等机械设备，上述液压顶升装置7的机械设备以及各机械部件的连接关系、位置关系均可采用现有技术，本领域技术人员可以根据需要进行选择，本申请不再赘述。

其中，参考图3，弹性收缩装置5包括若干组铰接在一起且沿导向轨3方向排列的X型活动件5-1，X型活动件5-1包括第一连接杆5-1-1以及第二连接杆5-1-2，第一连接杆5-1-1、第二连接杆5-1-2的中部铰接在一起，一号门体1内对应铰接点的位置设置有铰接柱，铰接点套接在铰接柱上，首尾X型活动件5-1分别与二号门体2、平衡板6铰接。一号门体1上的铰接柱能够将第一连接杆5-1-1以及第二连接杆5-1-2固定在一号门体1内防止它们随意摆动，同时又满足第一连接杆5-1-1、第二连接杆5-1-2通过铰接柱相对移动，进而确保在液压顶升装置7的作用下能够让二号门体2在一号门体1内横向运动，而若干交叉结构相互叠加的设计能够缓冲液压顶升装置7在瞬间启动时对于二号门体2的冲击力，进而防止二号门体2上的导向轮A4在强大的冲击力的作用下脱离一号门体1。

参考图4、图5，还包括变轨库10，变轨库10与门库18固定连接，门体能够移动到变轨库10内，变轨库10包括与门库外直轨连接的第一直轨段10-1、变轨段10-2、弯曲段10-3、与门库内直轨连接的第二直轨段10-4，第一直轨段10-1、变轨段10-2、弯曲段10-3、第二直轨段10-4均铺设在变轨库10内部底座上且各段之间预留有能够使得导向轮B8和导向轮C9通过的轨道间隙，轨道间隙间距小于导向轮B8和导向轮C9的圆截面直径，变轨段10-2包括一端均与底座转动连接的第一变轨件10-2-1和第二变轨件10-2-2，第一变轨件10-2-1和第二变轨件10-2-2的非转动端之间铰接有联动杆19，第一变轨件10-2-1和第二变轨件10-2-2的铰接端均为扁平状且位于第一直轨段10-1的两直轨之间，该扁平状的结构能够使得变轨段10-2在发生变轨时贴紧第一直轨段10-1的两直轨内侧面，使得导向轮B8和导向轮C9能够平稳通过该区段，第一变轨件10-2-1的转动端与弯曲段10-3的上轨道在同一曲率上，第二变轨件10-2-2的转动端与第二直轨段10-4的下轨道处于同一直线上，第一直轨段10-1的上轨道外侧设置有包括液压杆的液压驱动装置11，液压驱动装置11的液压杆穿过第一直轨段10-1的上轨道与第一变轨件10-2-1的非转动端固定连接。飞机测试实验室门设置变轨库10满足现场安装需求，当现场空间有限不能满足门库18占地时，可以采取直接变轨的方式将门体直接引入变轨库10内，避免因现场空间不足、门库18占地缩小导致的门体无法完全进入门库18的事情发生。当需要门体进入门库18时，则操作液压驱动装置11使得变轨段10-2处于图4的位置；当需要门体进入变轨库10时，则操作液压驱动装置11使得变轨段10-2处于图5的位置。其中，液压驱动装置11包括液压杆、液压缸、操作台等机械设备，上述液压顶升装置7的机械设备以及各机械部件的连接关系、位置关系均采用现有技术，本领域技术人员可以根据需要进行选择，本申请不再赘述。

其中，参考图6，飞机测试实验室门的导向轮B8和导向轮C9包括一体锻造而成的轮缘12和踏面13，轮缘12直径大于踏面13，门体沿两条平行直轨分别向两侧移动时，踏面13与轨面接触滑动，两个轮缘12相对设置且位于两条平行直轨之间，踏面13能够通过轨道间隙，轮缘12能够避让轨道间隙边沿各部件。导向轮B8和导向轮C9采用一体锻造而成的轮缘和踏面设计能够满足两条平行轨道的需求，同时在两条轨道的作用下容易实现导轨与入轨。

实施例2

在实施例1的基础上，参考图3、图7，飞机测试实验室门还包括转向装置14，转向装置14包括固定件14-1和转向件14-2，固定件14-1的一端套接在转向件14-2上，转向件14-2的套接端设置有接触球15，固定件14-1的套接端设置有容纳槽，接触球15位于容纳槽内并相对于容纳槽能够转动，转向件14-2的非套接端与导向轮B8、导向轮C9转动连接，每一个导向轮B8、导向轮C9均连接一个转向件14-2，固定件14-1的另一端固定连接在一号门体1、二号门体2对应于导向轮B8、导向轮C9的安装基座20上。如果轨道使用时间过长而导致轨道的过弯曲率半径发生变化，由于没有及时调整过弯曲率半径则会影响门体过弯进入变轨库，因此设置转向装置14将会使得导向轮B8和导向轮C9在通过弯道时，导向轮B8和导向轮C9与门体产生侧向转动以及滑动，而这种侧向转动和滑动将会调整门体转弯过程中的角度，确保门体能够顺利通过弯道部分。

实施例3

在实施例2的基础上，参考图2、图8、图9，飞机测试实验室门的门库前端延伸至变轨库10内部且门库延伸端与变轨库10内部之间预留有门体变轨避让空间，延伸端上下两侧均设置有转向辅助装置16，当门体运动到变轨库10与门库18之间时，能够辅助门体顺利通过避让空间。增加转向辅助装置将会进一步提高门体的过弯道能力，确保门体在过弯道时不会与门库18延伸端发生剐蹭。门库18延伸端上预留有避让槽17，转向辅助装置16设置在避让槽17内，转向辅助装置16包括转动杆16-1和转动体16-2，转动杆16-1一端插接在避让槽17上，转动杆16-1的另一端与转动体16-2转动连接，转动体16-2面向门体的一面设置有曲面，门体通过变轨避让空间时门体与曲面接触，推动转动体16-2沿门体运动的方向转动，辅助门体通过变轨避让空间。曲面的设计能够消除门体与转向辅助装置16接触时的内应力，将内应力转化为推动门体转向的推动力，确保门体及时过弯道。

综上，变轨方法包括以下步骤：

S1、将门体由第一直轨段10-1经变轨段10-2变轨至第二直轨段10-4，具体包括：

S1-1、启动液压驱动装置11，液压驱动装置11随即开始工作，液压驱动装置11的液压杆带动第一变轨件10-2-1向下运动，第二变轨件10-2-2在联动杆19的带动下随即向下运动；

S1-2、当第一变轨件10-2-1与第一直轨段10-1上轨道分离且第二变轨件10-2-2与第一直轨段10-1下轨道搭接上时，关闭液压驱动装置11，此时变轨结束；

变轨结束后，门体将会先后通过第一直轨段10-1、第二直轨段10-4到达门库18的相应的位置，继而使得两端门体进入到门库18。

S2、将门体由第二直轨段10-4经变轨段10-2变轨至第一直轨段10-1，具体包括：

S2-1、启动液压驱动装置11，液压驱动装置11随即开始工作，液压驱动装置11的液压杆带动第一变轨件10-2-1向上运动，第二变轨件10-2-2在联动杆19的带动下随即向上运动；

S2-2、当第二变轨件10-2-2与第一直轨段10-1下轨道分离且第一变轨件10-2-1与第一直轨段10-1上轨道搭接上时，关闭液压驱动装置11，此时变轨结束。

变轨结束后，门体将会先后通过第一直轨段10-1、弯曲段10-3到达变轨库10的相应的位置，继而使得两端门体进入到变轨库10。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明实施例技术方案的精神和范围。

Claims (9)

1.飞机试验变轨系统，其特征在于，包括：

两组结构相同且通过导向轮沿两条平行直轨分别向两侧门库内移动的门体，其中一组门体包括一号门体(1)、与一号门体(1)内部滑动连接的二号门体(2)，所述一号门体(1)上下内壁设置有导向轨(3)，所述二号门体(2)一端上下两侧设置有导向轮A(4)，所述导向轮A(4)沿导向轨(3)方向能够移动，使得二号门体(2)套接在一号门体(1)上能够沿导向轨(3)方向移动，所述二号门体(2)靠近导向轮A(4)的一侧上固定连接有横向驱动装置，用以驱动二号门体(2)沿导向轨(3)运动；

还包括变轨库(10)，所述变轨库(10)与门库固定连接，所述门体能够移动到变轨库(10)内，所述变轨库(10)包括与门库外直轨连接的第一直轨段(10-1)、变轨段(10-2)、弯曲段(10-3)、与门库内直轨连接的第二直轨段(10-4)，所述第一直轨段(10-1)、变轨段(10-2)、弯曲段(10-3)、第二直轨段(10-4)均铺设在变轨库(10)内部底座上且各段之间预留有能够使得导向轮B(8)和导向轮C(9)通过的轨道间隙，所述轨道间隙间距小于导向轮B(8)和导向轮C(9)的圆截面直径，所述变轨段(10-2)包括一端均与底座连接的第一变轨件(10-2-1)和第二变轨件(10-2-2)，所述第一变轨件(10-2-1)和第二变轨件(10-2-2)的非转动端之间设置有联动杆(19)，第一变轨件(10-2-1)和第二变轨件(10-2-2)位于第一直轨段(10-1)的两直轨之间，所述第一变轨件(10-2-1)的转动端与弯曲段(10-3)的上轨道在同一曲率上，所述第二变轨件(10-2-2)的转动端与所述第二直轨段(10-4)的下轨道处于同一直线上，所述第一直轨段(10-1)的上轨道外侧设置有液压驱动装置(11)，所述液压驱动装置(11)的液压杆穿过第一直轨段(10-1)的上轨道与所述第一变轨件(10-2-1)的非转动端固定连接。

2.根据权利要求1所述的飞机试验变轨系统，其特征在于，第一变轨件(10-2-1)和第二变轨件(10-2-2)的铰接端均为扁平状。

3.根据权利要求1所述的飞机试验变轨系统，其特征在于，所述横向驱动装置包括与二号门体(2)靠近导向轮A(4)固定连接的弹性收缩装置(5)、弹性收缩装置(5)背离导向轮A(4)的一端固定连接的平衡板(6)，所述平衡板(6)上固定连接有液压顶升装置(7)，所述平衡板(6)与导向轨(3)之间、弹性收缩装置(5)与导向轨(3)之间均预留有活动间隙，所述一号门体(1)上下两侧均设置有导向轮B(8)，所述二号门体(2)上与导向轮A(4)的对称端设置有导向轮C(9)，所述导向轮B(8)、导向轮C(9)、导向轮A(4)的圆截面直径大小顺次减小。

4.根据权利要求3所述的飞机试验变轨系统，其特征在于，所述弹性收缩装置(5)包括若干组铰接在一起且沿导向轨(3)方向排列的X型活动件(5-1)，所述X型活动件(5-1)包括第一连接杆(5-1-1)以及第二连接杆(5-1-2)，所述第一连接杆(5-1-1)、第二连接杆(5-1-2)的中部铰接在一起，所述一号门体(1)内对应铰接点的位置设置有铰接柱，所述铰接点套接在铰接柱上，首尾X型活动件(5-1)分别与二号门体(2)、平衡板(6)铰接。

5.根据权利要求1所述的飞机试验变轨系统，其特征在于，所述导向轮B(8)和导向轮C(9)包括一体锻造而成的轮缘(12)和踏面(13)，所述轮缘(12)直径大于踏面(13)，门体沿两条平行直轨分别向两侧移动时，踏面(13)与轨面接触滑动，两个轮缘(12)相对设置且位于两条平行直轨之间，所述踏面(13)能够通过轨道间隙，轮缘(12)能够避让轨道间隙边沿各部件。

6.根据权利要求1所述的飞机试验变轨系统，其特征在于，还包括转向装置(14)，所述转向装置(14)包括固定件(14-1)和转向件(14-2)，所述固定件(14-1)的一端套接在转向件(14-2)上，所述转向件(14-2)的套接端设置有接触球(15)，所述固定件(14-1)的套接端设置有容纳槽，所述接触球(15)位于容纳槽内并相对于容纳槽能够转动，所述转向件(14-2)的非套接端与导向轮B(8)、导向轮C(9)转动连接，每一个所述导向轮B(8)、导向轮C(9)均连接一个转向件(14-2)，所述固定件(14-1)的另一端固定连接在一号门体(1)、二号门体(2)对应于导向轮B(8)、导向轮C(9)的安装基座(20)上。

7.根据权利要求1所述的飞机试验变轨系统，其特征在于，所述门库前端延伸至变轨库(10)内部且门库延伸端与变轨库(10)内部之间预留有门体变轨避让空间，所述延伸端上下两侧均设置有转向辅助装置(16)，当门体运动到变轨库(10)与门库之间时，能够辅助门体顺利通过避让空间。

8.根据权利要求7所述的飞机试验变轨系统，其特征在于，所述门库延伸端上预留有避让槽(17)，所述转向辅助装置(16)设置在避让槽(17)内，所述转向辅助装置(16)包括转动杆(16-1)和转动体(16-2)，所述转动杆(16-1)一端插接在避让槽(17)上，所述转动杆(16-1)的另一端与所述转动体(16-2)转动连接，所述转动体(16-2)面向门体的一面设置有曲面，所述门体通过变轨避让空间时门体与曲面接触，推动转动体(16-2)沿门体运动的方向转动，辅助门体通过变轨避让空间。

9.根据权利要求1-8任意一项所述的飞机试验变轨系统的变轨方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1、将门体由第一直轨段(10-1)经变轨段(10-2)变轨至第二直轨段(10-4)，具体包括：

S1-1、启动液压驱动装置(11)，液压驱动装置(11)随即开始工作，液压驱动装置(11)的液压杆带动第一变轨件(10-2-1)向下运动，第二变轨件(10-2-2)在联动杆(19)的带动下随即向下运动；

S1-2、当第一变轨件(10-2-1)与第一直轨段(10-1)上轨道分离且第二变轨件(10-2-2)与第一直轨段(10-1)下轨道搭接上时，关闭液压驱动装置(11)，此时变轨结束；

S2、将门体由第二直轨段(10-4)经变轨段(10-2)变轨至第一直轨段(10-1)，具体包括：

S2-1、启动液压驱动装置(11)，液压驱动装置(11)随即开始工作，液压驱动装置(11)的液压杆带动第一变轨件(10-2-1)向上运动，第二变轨件(10-2-2)在联动杆(19)的带动下随即向上运动；

S2-2、当第二变轨件(10-2-2)与第一直轨段(10-1)下轨道分离且第一变轨件(10-2-1)与第一直轨段(10-1)上轨道搭接上时，关闭液压驱动装置(11)，此时变轨结束。

Images