CN114348293A - 一种基于无人弹射装置的水上迫降试验系统及试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明实施例公开了一种基于无人弹射装置的水上迫降试验系统及试验方法，其中，安装支座分别与地面和试验池底固定连接；吊挂底梁固定连接在安装支座顶部的内侧端面，一端铰接在吊挂底梁中部的吊架与无人弹射装置的顶端铰接，各油缸的一端与吊挂底梁铰接，另一端与无人弹射装置的顶端铰接，通过多个油缸调整无人弹射装置的安装角度；安装飞机模型模型挂架可以调整飞机模型的初始姿态角；模型挂架固定在滑车底端，滑车安装在无人弹射装置底部的轨道上，在轨道上运行的滑车缓冲停止时，使得飞机模型从模型挂架上脱离而发射出去。本发明的技术方案解决了现有水上迫降试验装置，仅能在拖曳水池进行试验，不能真实反应飞行器实机着水情况等问题。

Description

一种基于无人弹射装置的水上迫降试验系统及试验方法

技术领域

本申请涉及但不限于固定翼飞机水上迫降试验技术领域，尤指一种基于无人弹射装置的水上迫降试验系统及试验方法。

背景技术

目前随着水面飞行器使用范围要求的提高，水面飞行器在海洋或湖泊中的着水降落要求逐渐增多，从而对水面飞行器结构设计和强度校核也提出更高的要求，因此需要通过模型试验得到较为精确的水面飞行器着水降落载荷，以用于对水面飞行器的结构设计和强度校核提供理论依据。

目前采用的试验方法是在拖曳水池通过拖车在轨道上运动，从而带动模型运动；现有试验方法的试验装置通常包括垂向运动机构、脱钩机构、模型连接结构等组件。在试验过程中拖车先运动，当达到给定的水平速度时，触发垂向运动机构，对模型产生下沉速度；下沉速度达到预定的数值时触发脱钩装置，从而实现飞机模型与拖车的脱离，模拟出飞机入水时的状态。

上述针对飞行器的现有水上迫降试验系统和试验方法，受拖车运行限制，仅能在拖曳水池进行试验，着水迫降方式不能真实反应飞行器实机着水情况，且由于飞机模型入水后不能偏航，从而导致难以进行飞机带侧滑角的试验方式。

发明内容

本发明的目的：为了解决上述技术问题，本发明实施例提供了一种基于无人弹射装置的水上迫降试验系统及试验方法，以解决现有水上迫降试验装置，仅能在拖曳水池进行试验，着水迫降方式不能真实反应飞行器实机着水情况，且由于飞机模型入水后不能偏航，从而导致难以进行飞机带侧滑角的试验方式等问题。

本发明的技术方案：本发明实施例提供一种基于无人弹射装置的水上迫降试验系统，包括：无人弹射装置1、安装支座2、顶棚3、吊挂底梁4、吊架5、多个油缸、模型挂架9、飞机模型10和滑车11；

其中，所述安装支座2包括底面支座部和水下支座部，分别与地面和试验池底固定连接，安装支座2的上方架设有顶棚3；所述吊挂底梁4螺栓固定连接在安装支座2顶部的内侧端面，一端铰接在吊挂底梁4中部的吊架5的另一端与无人弹射装置1的顶端铰接，各油缸的一端与吊挂底梁4铰接，另一端与无人弹射装置1的顶端铰接，用于通过多个油缸调整无人弹射装置1的安装角度；

所述模型挂架9中通过多个连接杆分别与飞机模型10的机翼和机尾吊挂连接，并用于通过各连接杆的安装位置调整飞机模型10的初始姿态角；模型挂架9通过其顶部连接架固定在滑车11底端，滑车11通过滑轮限位安装在无人弹射装置1底部的轨道上，使得滑车11仅能沿无人弹射装置1的轨道1-2进行运动，并通过在轨道1-2上运行的滑车11的缓冲停止，使得飞机模型10基于其惯性运动从模型挂架9上脱离而发射出去，从而实现飞机模型10的水上迫降。

可选地，如上所述的基于无人弹射装置的水上迫降试验系统中，所述油缸包括：主油缸6、副油缸7和两个稳定油缸8；

其中，所述主油缸6和副油缸7的一端与吊挂底梁4铰接，主油缸6的另一端铰接在无人弹射装置1顶部端面的后端，且其铰接点与吊架5和无人弹射装置1的铰接点设置为同一铰接点，副油缸7的另一端铰接在无人弹射装置1顶部端面的前端，用于通过对主油缸6和副油缸7伸长量的控制调整无人弹射装置1的安装角度；

设置于副油缸7两侧的两个稳定油缸8的一端铰接在吊挂底梁4上，另一端与无人弹射装置1铰接，用于在试验过程中起到的横向稳定作用。

可选地，如上所述的基于无人弹射装置的水上迫降试验系统中，

所述无人弹射装置1包括：轨道1-2，轨道1-2的后端设置为轨道发射端1-1、轨道1-2的后端设置为轨道缓冲端1-3，轨道1-2中部设置有液压气缸，以及与液压气缸电连接或无线连接的发射控制盒；

所述无人弹射装置1，用于在其轨道发射端1-1安装滑车11，通过发射控制盒控制液压气缸的气压，以在轨道1-2上高速运行滑车11，并且在轨道缓冲端1-3实现短距离缓冲，以使得滑车11和模型挂架9安全停止后，模型挂架9上吊挂的飞机模型10以预设飞行速度弹射出模型挂架9。

可选地，如上所述的基于无人弹射装置的水上迫降试验系统中，

所述无人弹射装置1，还有用于通过发射控制盒对液压气缸设置不同的气缸压力，以使得滑车11在无人弹射装置1上以与气缸压力相应的速度运行，从而使得弹射出的飞机模型10具有相应的飞行速度。

可选地，如上所述的基于无人弹射装置的水上迫降试验系统中，

所述无人弹射装置1中还设置有各种传感器，滑车11中安装的编码器用于测量滑车11运行过程中的实时速度；

所述发射控制盒，还通过其操作界面中用于显示无人弹射装置1的轨道1-2的俯仰角度、横滚角度、轨道缓冲端1-3距水面高度、以及滑车11运动到轨道缓冲端1-3处的实时速度，以及用于滑车发射的气缸压力和用于滑车回撤的气缸压力。

可选地，如上所述的基于无人弹射装置的水上迫降试验系统中，

所述模型挂架9包括：顶部连接架、横向铰接在顶部连接架前端的两个前连接杆9-1，铰接在顶部连接架后端的后连接杆9-3，以及通过螺栓螺接在前连接杆9-1端部的前挂钩9-2，通过插销连接在后连接杆9-3端部的后顶杆9-4；其中，前连接杆9-1的上、下位置可通过前连接杆9-1上的螺纹孔调节，后顶杆9-4的上、下位置可通过后连接杆9-3上的插销孔调节；

所述模型挂架9，用于通过调整两个前连接杆9-1的横向间距与不同长度机翼的飞机模型10中的横向机翼进行连接，通过后连接杆9-3与飞机模型10的尾端连接；以及通过调整前连接杆9-1和后连接杆9-3的铰接角度，以及调整前挂钩9-2和后顶杆9-4的上、下位置，以调整水上迫降试验对飞机模型10不同初始姿态角的要求。

可选地，如上所述的基于无人弹射装置的水上迫降试验系统中，所述试验件连接件15的一端设置为螺纹端，另一端设置为球形连接部，后顶杆9-4的端部设置为与球形连接部配合连接的半球凹槽；

所述试验件连接件15通过其螺纹端螺接在飞机模型10的尾端，并通过球形连接部与模型挂架9的后顶杆9-4实现快速对接；

所述模型挂架9，具体用于通过前连接杆9-1调整飞机模型10前端的上、下位置，并限制飞机模型10向后运动，并且通过后连接杆9-3调整飞机模型10尾端的上、下位置，并限制飞机模型10向后运动；以及用于在滑车11缓冲停止时，使得飞机模型10通过惯性在前挂钩9-2和后顶杆9-4上运行预设距离后，分别与前挂钩9-2和后顶杆9-4脱离，从而使得飞机模型10从固定连接在滑车11底部的模型挂架9中弹射出去，以执行水上迫降。

本发明实施例还提供一种基于无人弹射装置的水上迫降试验方法，采用如上述任一项所述的基于无人弹射装置的水上迫降试验系统执行所述水上迫降试验方法，所述水上迫降试验方法，包括：

步骤11，将飞机模型10安装到该水上迫降试验系统的模型挂架9上，并根据试验要求调整飞机模型10的初始姿态角；

步骤12，通过速度分解方法，根据试验规定的水平速度和垂直速度，换算出无人弹射装置1的轨道1-2安装角度θ和飞机模型10在轨道上的发射速度V；如图10所示，为本发明实施例中对飞机飞行速度的分解示意图；

步骤13，通过滑车11将飞机模型10缓慢运动到轨道缓冲端结1-3处，根据试验要求通过调整液压控制手柄控制主油缸6、副油缸7、稳定油缸8的伸出长度，以调整无人弹射装置1的俯仰角度和飞机模型10距离水面的高度；

步骤14，飞机模型10的初始姿态角及无人弹射装置1的俯仰角度调整好后，将飞机模型10缓慢运动到轨道发射端1-1处，并检查各连接位置是否可靠；

步骤15，检查飞机模型10中加速度传感器、陀螺仪这些测量传感器的运行状态是否正常，开启测试和采集系统电源，使采集系统处于待机状态；

步骤15a，在波浪水试验中，输入试验所需的波谱，启动造波机，造出所需模拟海况的波浪，待波浪到达预定位置；

步骤16，在发射控制盒的控制界面上设定好试验中飞机模型10的发射速度对应的气压值，开启采集系统触发开关，采集系统开始工作，启动滑车11运动至轨道缓冲端1-3刹车减速；

步骤17，飞机模型10与模型挂架9在轨道1-2上运动到轨道缓冲端1-3减速时，飞机模型10基于其惯性运动与模型挂架9分离，飞机模型10继续向前运动，直至触水后滑行减速到静止；

步骤18，打捞飞机模型10，并将飞机模型10内的采集系统所采集的数据传输到地面设备；

步骤19，对采集到的试验数据进行有效性分析，并检查飞机模型10，重复执行步骤11到步骤18。

可选地，如上所述的基于无人弹射装置的水上迫降试验方法中，执行所述水上迫降试验方法之前，实施对水上迫降试验的安装方法，包括：

步骤21，将吊挂底梁4安装在安装支座2顶部的内侧端面上，并通过螺栓固定连接；

步骤22，采用吊架5、主油缸6、副油缸7将无人弹射装置1与吊挂底梁4进行铰接；

步骤23，将两个稳定油缸8铰接安装在副油缸7两侧，保证试验缓冲过程中的横向稳定性；

步骤24，将滑车11安装在轨道发射端1-1处，并保证滑车11能够在轨道1-2上滑动顺畅；

步骤25，将模型挂架9与滑车11底部固定连接，可通过滑车带动模型挂架9沿轨道1-2高速运动；

步骤26，将飞机模型10中机翼上的吊挂点安放在前挂钩9-2上，飞机模型10尾端的试验件连接件15与后顶杆9-4相连；通过调节前连接杆9-1的螺纹长度和后连接杆9-3上的插销位置，使飞机模型10在高度位置上进行调整，以满足水上迫降试验对飞机模型10的不同初始姿态角的要求；

步骤27，通过液压控制手柄控制主油缸6、副油缸7、稳定油缸8的伸缩长度，调整无人弹射装置1的俯仰姿态角度，横滚角度，以满足试验要求；

步骤28，采用滑车11带动模型挂架9和飞机模型10慢速运行到轨道缓冲端1-3，通过液压控制手柄同时调整主油缸6、副油缸7、稳定油缸8的伸缩长度，使飞机模型10距离水面的距离达到试验要求。

本发明的有益效果：本发明实施例提供的基于无人弹射装置的水上迫降试验系统及试验方法，具体具有以下有益效果：

第一，水上迫降试验系统中，无人弹射装置1与安装支座2是通过螺栓连接，因此容易拆卸，可根据不同的水面条件或使用环境，设计不同结构的安装支座2后进行安装，从而实现不同水域或陆地环境的试验；

第二，水上迫降试验系统中，无人弹射装置1的轨道缓存端1-3的缓冲距离短，在滑车11缓冲时，飞机模型10可依据惯性，按原有的速度和角度继续运动后入水，滑车11相对来说静止，不会对飞机模型10后续的运动产生干扰；

第三，飞机模型可以开展带侧滑角的降落试验；

基于安装支座2和无人弹射装置1的具体结构特征，该无人弹射装置1可安放在开阔的水域环境中，飞机模型10与模型挂架9脱离后，该试验系统前部没有对飞机模型10航向运动的干扰，因此该试验系统可以实现带侧滑角的降落试验。

第四，该试验系统可以模拟飞机航迹对着水载荷的影响；

该水上迫降试验系统中，通过调节无人弹射装置1的俯仰角度即可模拟飞机降落时的航迹角，可以真实模拟飞机着水时的各种姿态角及飞行轨迹，试验所得的着水载荷更能真实反映飞机降落载荷，试验数据精度更高；

第五，现有试验装置或系统只能单独模拟模型水平速度和模型下降速度，本发明的技术方案中通过合成模拟飞机真实速度，该试验系统真实模拟了飞机降落过程中的速度、运动方向、姿态等，模拟的更加真实、准确。

附图说明

附图用来提供对本发明技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本申请的实施例一起用于解释本发明的技术方案，并不构成对本发明技术方案的限制。

图1为本发明实施例提供的一种基于无人弹射装置的水上迫降试验系统的整体结构示意图；

图2为图1所示实施例提供的水上迫降试验系统中局部部件的安装结构示意图；

图3为图1所示实施例提供的水上迫降试验系统中模型挂架的主视图；

图4为图1所示实施例提供的水上迫降试验系统中模型挂架的立体结构示意图；

图5为采用本发明实施例中的模型挂架吊挂安装飞机模型并实现不同初始姿态角的原理示意图；

图6为图1所示实施例提供的水上迫降试验系统中试验件连接件的结构示意图；

图7为图1所示实施例提供的水上迫降试验系统中滑车的结构示意图；

图8为采用本发明提供的水上迫降试验系统实现对无人弹射装置的安装倾角的应用示意图；

图9为采用本发明提供的水上迫降试验系统实现对飞机模型的初始姿态角的应用示意图；

图10为本发明实施例中对飞机飞行速度的分解示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本发明的实施例进行详细说明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。

上述背景技术中已经说明，现有水上迫降试验系统的组成结构和试验方式。飞行器的现有水上迫降试验系统具体具有如下缺点：

第一、该水上迫降试验系统是安装在拖车底部，与拖车一起运动；为保证拖车速度和精度，需要修建长距离可调整的两条轨道，根据钢的摩擦系数可以推算出轨道长度需要500米左右，因此该水上迫降试验系统只能在拖曳水池进行试验，不具备改换场地的可行性；

第二、该水上迫降试验系统将飞机的着水速度分解为水平和垂直两个速度，分别由两套没有关联的、独立的机构(即拖车和垂向运动机构)提供，无法模拟飞机航迹对着水运动的影响，从而使得模型着水状态模拟不能真实反应实机着水情况；

第三、受到拖曳水池池壁宽度(6m左右)的影响，飞机模型在入水后如果发生偏航运动，模型会撞击到池壁，对模型产生破坏；另外，由于飞机模型入水后不能偏航，因此采用该现有水上迫降试验系统的试验条件也不能进行飞机带侧滑角的试验。

针对上述现有水上迫降试验系统存在的各方面问题，本领域的技术人员致力于开发一种基于无人弹射装置的水面飞行器降落试验装置及方法，以此提升水面飞行器水面降落的试验能力，获取更全面、更系统的试验数据，满足水面飞行器水上降落载荷的设计需求。

本发明提供以下几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。

图1为本发明实施例提供的一种基于无人弹射装置的水上迫降试验系统的整体结构示意图，图2为图1所示实施例提供的水上迫降试验系统中局部部件的安装结构示意图。本发明实施例提供的基于无人弹射装置的水上迫降试验系统的主体结构包括：无人弹射装置1、安装支座2、顶棚3、吊挂底梁4、吊架5、多个油缸、模型挂架9、飞机模型10和滑车11。

如图1和图2所示水上迫降试验系统的结构和安装结构中，以下分别对本发实施例中的各部件的结构和安装方式进行说明：

(1)安装支座2：

安装支座2包括底面支座部和水下支座部，分别与地面和试验池底固定连接，以保证整个试验系统在试验过程中不发生位移；另外，安装支座2的上方架设有顶棚3。

(2)吊挂底梁4：

吊挂底梁4螺栓固定连接在安装支座2顶部的内侧端面，通过吊架5与无人弹射装置1的顶端铰接，具体的，吊架5的一端铰接在吊挂底梁4中部，其另一端与无人弹射装置1的顶端铰接；另外，各油缸的一端与吊挂底梁4铰接，另一端与无人弹射装置1的顶端铰接，用于通过多个油缸调整无人弹射装置1的安装角度。

在本发明实施例的一种实现方式中，如图2所示，油缸具体可以包括：主油缸6、副油缸7和两个稳定油缸8。

该实现方式中，主油缸6和副油缸7的一端与吊挂底梁4铰接，主油缸6的另一端铰接在无人弹射装置1顶部端面的后端，且其铰接点与吊架5和无人弹射装置1的铰接点设置为同一铰接点，副油缸7的另一端铰接在无人弹射装置1顶部端面的前端；可以通过对主油缸6和副油缸7伸长量的控制调整无人弹射装置1的安装角度，具体可以为无人弹射装置1的入水倾角。

另外，设置于副油缸7两侧的两个稳定油缸8的一端铰接在吊挂底梁4上，另一端与无人弹射装置1铰接，用于在试验过程中实现横向稳定作用。

(3)模型挂架9：

飞机模型10安装在模型挂架9上，模型挂架9中通过多个连接杆分别与飞机模型10的机翼和机尾吊挂连接，并用于通过各连接杆的安装位置调整飞机模型10的初始姿态角。

在本发明实施例的一种实现方式中，图3为图1所示实施例提供的水上迫降试验系统中模型挂架的主视图，图4为图1所示实施例提供的水上迫降试验系统中模型挂架的立体结构示意图。参照图3和图4所示，该实现方式中，模型挂架9包括：顶部连接架、横向铰接在顶部连接架前端的两个前连接杆9-1，铰接在顶部连接架后端的后连接杆9-3，以及通过螺栓螺接在前连接杆9-1端部的前挂钩9-2，通过插销连接在后连接杆9-3端部的后顶杆9-4；其中，前连接杆9-1的上、下位置可通过前连接杆9-1上的螺纹孔调节，后顶杆9-4的上、下位置可通过后连接杆9-3上的插销孔调节。

该实现方式中模型挂架9的两个前连接杆9-1与飞机模型10机翼中的横向铝型材进行连接，并可沿机翼长度方向在铝型材上进行移动，实现不同长度机翼的安装调节；通过调整前连接杆9-1和后连接杆9-3的铰接角度，以及调整前挂钩9-2和后顶杆9-4的上、下位置，以调整水上迫降试验对飞机模型10不同初始姿态角的要求。

在具体实施中，后连接杆9-3可通过铰接转动实现与飞机模型10长度方向(纵向方向)的距离调节；前连接杆9-1和前挂钩9-2通过螺栓螺纹连接，并可实现前挂钩9-2的上、下位置的调节，后连接杆9-3和后顶杆9-4通过插销连接，实现后顶杆9-4的上、下位置调节；通过前连接杆9-1的螺纹调节和后连接杆9-3的铰接及插销调节，实现飞机模型10的不同初始姿态角要求。如图5所示，为采用本发明实施例中的模型挂架吊挂安装飞机模型并实现不同初始姿态角的原理示意图。

进一步地，本发明实施例中的模型挂架还可以包括：试验件连接件15，如图6所示，为图1所示实施例提供的水上迫降试验系统中试验件连接件的结构示意图。该试验件连接件15的一端设置为螺纹端，另一端设置为球形连接部，后顶杆9-4的端部设置为与球形连接部配合连接的半球凹槽；验件连接件15通过其螺纹端螺接在飞机模型10的尾端，并通过球形连接部与模型挂架9的后顶杆9-4实现快速对接。

采用安装在飞机模型10尾端的试验件连接件15，用于和后顶杆9-4的对接，能够保证试验件连接件15对接方便且可以顺畅的从后顶杆9-4的对接点脱离。

本发明实施例实际应用中，一方面，模型挂架9与飞机模型10的机翼吊挂相连，前连接杆9-1用于调整飞机模型10机翼的上、下位置，以及只限制飞机模型10的向后运动，可在滑车11缓冲停止时，飞机模型10通过惯性可在前挂钩9-2上运行10mm后脱离。

另一方面，后顶杆9-4与飞机模型10的尾部通过试验件连接件15行连接，试验件连接件15通过飞机模型10中的内置内螺纹进行螺纹连接，试验件连接件15与后顶杆9-4通过半球体进行连接，可以调整飞机模型10尾端的上、下位置，以及只限制飞机模型10的向后运动，向前运动需在后顶杆9-4上运行10mm后与试验件连接件15脱离。

需要说明的是，本发明实施例在滑车11缓冲停止时，使得飞机模型10通过惯性在前挂钩9-2和后顶杆9-4上运行预设距离后，分别与前挂钩9-2和后顶杆9-4脱离，从而使得飞机模型10从固定连接在滑车11底部的模型挂架9中弹射出去，以执行水上迫降。

(4)滑车11和无人弹射装置1：

如图2所示，模型挂架9通过其顶部连接架固定在滑车11底端，滑车11通过滑轮限位安装在无人弹射装置1底部的轨道上，使得滑车11仅能沿无人弹射装置1的轨道1-2进行运动，并通过在轨道1-2上运行的滑车11的缓冲停止，使得飞机模型10基于其惯性运动从模型挂架9上脱离而发射出去，从而实现飞机模型10的水上迫降。

如图2所示，无人弹射装置1可以包括：轨道1-2，轨道1-2的后端设置为轨道发射端1-1、轨道1-2的后端设置为轨道缓冲端1-3，轨道1-2中部设置有液压气缸，以及与液压气缸电连接或无线连接的发射控制盒。

该无人弹射装置1，用于在其轨道发射端1-1安装滑车11，通过发射控制盒控制液压气缸的气压，以在轨道1-2上高速运行滑车11，并且在轨道缓冲端1-3实现短距离缓冲，以保障滑车11和模型挂架9安全停止后，模型挂架9上吊挂的飞机模型10以预设飞行速度弹射出模型挂架9。

本发明实施例中的发射控制盒用于控制无人弹射装置1上液压气缸12，通过对液压气缸设置不同的气缸压力，实现滑车11在无人弹射装置1上的不同运行速度，具体为与气缸压力相应的速度运行，从而使得弹射出的飞机模型10具有相应的飞行速度。

在本发明实施例的一种实现方式中，无人弹射装置1中还设置有各种传感器，滑车11中安装的编码器用于测量滑车11运行过程中的实时速度，如图7所示，为图1所示实施例提供的水上迫降试验系统中滑车的结构示意图，该滑车11具有连接梁，以及设置于连接梁前端的前滚动轮和设置于连接梁后端的后滚动轮，还具有限位轮，其具体通过限位轮与无人弹射装置1的轨道1-2限位连接。

发射控制盒，还通过其操作界面中用于显示无人弹射装置1的轨道1-2的俯仰角度、横滚角度、轨道缓冲端1-3距水面高度、以及滑车11运动到轨道缓冲端1-3处的实时速度，以及用于滑车发射的气缸压力和用于滑车回撤的气缸压力。

如图8所示，为采用本发明提供的水上迫降试验系统实现对无人弹射装置的安装倾角的应用示意图，具体通过液压油泵作用于主油缸6、副油缸7的动力，液压控制手柄用于主油缸6、副油缸7、稳定油缸8的长度调节，用以实现无人弹射装置1的安装角度的调节。如图9所示，为采用本发明提供的水上迫降试验系统实现对飞机模型的初始姿态角的应用示意图。

基于本发明上述实施例提供的基于无人弹射装置的水上迫降试验系统，本发明实施例还提供一种基于无人弹射装置的水上迫降试验方法，具体包括：水上迫降试验系统的安装方法，采用水上迫降试验系统实现的水上迫降试验方法，以及水上迫降试验结果的处理及分析方法。

(1)本发明实施例提供的水上迫降试验系统的安装方法，可以包括如下安装步骤：

步骤1，将吊挂底梁4安装在安装支座2顶部的内侧端面上，并通过螺栓固定连接；

步骤2，采用吊架5、主油缸6、副油缸7将无人弹射装置1与吊挂底梁4进行铰接；

步骤3，将两个稳定油缸8铰接安装在副油缸7两侧，保证试验缓冲过程中的横向稳定性；

步骤4，将滑车11安装在轨道发射端1-1处，并保证滑车11能够在轨道1-2上滑动顺畅；

步骤5，将模型挂架9与滑车11底部固定连接，可通过滑车带动模型挂架9沿轨道1-2高速运动；

步骤6，将飞机模型10中机翼上的吊挂点安放在前挂钩9-2上，飞机模型10尾端的试验件连接件15与后顶杆9-4相连；通过调节前连接杆9-1的螺纹长度和后连接杆9-3上的插销位置，使飞机模型10在高度位置上进行调整，以满足水上迫降试验对飞机模型10的不同初始姿态角的要求；如图5所示，示意出不同初始姿态角；

步骤7，通过液压控制手柄控制主油缸6、副油缸7、稳定油缸8的伸缩长度，调整无人弹射装置1的俯仰姿态角度，横滚角度，以满足试验要求；

步骤28，采用滑车11带动模型挂架9和飞机模型10慢速运行到轨道缓冲端1-3，通过液压控制手柄同时调整主油缸6、副油缸7、稳定油缸8的伸缩长度，使飞机模型10距离水面的距离达到试验要求。

(2)本发明实施例提供的采用水上迫降试验系统实现的水上迫降试验方法，可以包括如下步骤：

步骤1，首先按照上述安装方法将飞机模型10安装到该水上迫降试验系统的模型挂架9上；

该步骤中用水平仪测量试验件1初始俯仰姿态角度，并根据试验大纲要求调整飞机模型10的初始姿态角，以达到试验要求的范围；

步骤2，通过速度分解方法，根据试验大纲规定的水平速度和垂直速度，换算出无人弹射装置1的轨道1-2安装角度θ和飞机模型10在轨道上的发射速度V，具体为试验大纲规定的水平速度和垂直速度叠加的矢量速度；

步骤3，通过滑车11将飞机模型10缓慢运动到轨道缓冲端结1-3处，以此为基准，根据试验大纲要求，通过调整液压控制手柄控制主油缸6、副油缸7、稳定油缸8的伸出长度，来调整无人弹射装置1的俯仰角度和飞机模型10距离水面的高度；以满足试验要求；无人弹射装置1的俯仰角度和缓冲端距水面的高度可以在发射控制盒13上显示；需要说明的是，静水时的离水高度与波浪环境时的离水高度不一致；

步骤4，飞机模型10的初始姿态角及无人弹射装置1的俯仰角度调整好后，将飞机模型10缓慢运动到轨道发射端1-1处，并检查各连接位置是否可靠；

步骤5，检查飞机模型10中加速度传感器、陀螺仪这些测量传感器的运行状态是否正常，开启测试和采集系统电源，使采集系统处于待机状态；同时开启录像及照相设备，并将录像设备和照相设备的基准时间调成一致；

可选地，步骤5a，输入试验所需的波谱，启动造波机，造出所需模拟海况的波浪，待波浪到达预定位置；需要说明的是，静水试验不需要执行此步骤；

步骤6，在发射控制盒的控制界面上设定好试验中飞机模型10的发射速度对应的气压值，开启采集系统触发开关，采集系统开始工作，启动滑车11运动至轨道缓冲端1-3刹车减速；

步骤7，飞机模型10与模型挂架9在轨道1-2上运动到轨道缓冲端1-3减速时，飞机模型10基于其惯性运动与模型挂架9分离，飞机模型10继续向前运动，直至触水后滑行减速到静止；采用发射控制盒上的开关控制滑车11和模型挂架9回撤到轨道发射端1-1处；

步骤8，试验人员采用专用的打捞工具将飞机模型10打捞回来，并将飞机模型10内的采集系统所采集的数据传输到地面设备；同时收集录像及照相资料；

步骤9，对采集到的试验数据进行有效性分析，并检查飞机模型10，如果一切正常则重复执行步骤11到步骤18；通过调整无人弹射装置1的俯仰角度、飞机模型10的初始姿态角、设置不同气缸压力等参数，在改变参数的情况下重复执行水上迫降试验。

(3)本发明实施例提供的水上迫降试验结果的处理及分析方法为：

对采集的数据进行前期分析，检查试验数据是否完整、是否符合水面飞行器降落后观察到的运动情况，符合则为有效数据，不符合则为无效数据。

对有效数据的处理：针对测试的不同数据，采用专业软件进行频域分析，选择信号输出的特征频率范围，确定滤波频率，对数据进行滤波处理。将滤波处理好的数据绘制时域曲线，将不同数据曲线放入相同坐标轴内，对比观察测试数据的真实性及可靠性。

本发明实施例提供的基于无人弹射装置的水上迫降试验系统和试验方法，具体具有以下有益效果：

第一，水上迫降试验系统中，无人弹射装置1与安装支座2是通过螺栓连接，因此容易拆卸，可根据不同的水面条件或使用环境，设计不同结构的安装支座2后进行安装，从而实现不同水域或陆地环境的试验；

第二，水上迫降试验系统中，无人弹射装置1的轨道缓存端1-3的缓冲距离短，在滑车11缓冲时，飞机模型10可依据惯性，按原有的速度和角度继续运动后入水，滑车11相对来说静止，不会对飞机模型10后续的运动产生干扰；

第三，飞机模型可以开展带侧滑角的降落试验；

基于安装支座2和无人弹射装置1的具体结构特征，该无人弹射装置1可安放在开阔的水域环境中，飞机模型10与模型挂架9脱离后，该试验系统前部没有对飞机模型10航向运动的干扰，因此该试验系统可以实现带侧滑角的降落试验。

第四，该试验系统可以模拟飞机航迹对着水载荷的影响；

该水上迫降试验系统中，通过调节无人弹射装置1的俯仰角度即可模拟飞机降落时的航迹角，可以真实模拟飞机着水时的各种姿态角及飞行轨迹，试验所得的着水载荷更能真实反映飞机降落载荷，试验数据精度更高；

第五，现有试验装置或系统只能单独模拟模型水平速度和模型下降速度，本发明的技术方案中通过合成模拟飞机真实速度，该试验系统真实模拟了飞机降落过程中的速度、运动方向、姿态等，模拟的更加真实、准确。

虽然本发明所揭露的实施方式如上，但所述的内容仅为便于理解本发明而采用的实施方式，并非用以限定本发明。任何本发明所属领域内的技术人员，在不脱离本发明所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式及细节上进行任何的修改与变化，但本发明的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。

Claims (9)

1.一种基于无人弹射装置的水上迫降试验系统，其特征在于，包括：无人弹射装置(1)、安装支座(2)、顶棚(3)、吊挂底梁(4)、吊架(5)、多个油缸、模型挂架(9)、飞机模型(10)和滑车(11)；

其中，所述安装支座(2)包括底面支座部和水下支座部，分别与地面和试验池底固定连接，安装支座(2)的上方架设有顶棚(3)；所述吊挂底梁(4)螺栓固定连接在安装支座(2)顶部的内侧端面，一端铰接在吊挂底梁(4)中部的吊架(5)的另一端与无人弹射装置(1)的顶端铰接，各油缸的一端与吊挂底梁(4)铰接，另一端与无人弹射装置(1)的顶端铰接，用于通过多个油缸调整无人弹射装置(1)的安装角度；

所述模型挂架(9)中通过多个连接杆分别与飞机模型(10)的机翼和机尾吊挂连接，并用于通过各连接杆的安装位置调整飞机模型(10)的初始姿态角；模型挂架(9)通过其顶部连接架固定在滑车(11)底端，滑车(11)通过滑轮限位安装在无人弹射装置(1)底部的轨道上，使得滑车(11)仅能沿无人弹射装置(1)的轨道(1-2)进行运动，并通过在轨道(1-2)上运行的滑车(11)的缓冲停止，使得飞机模型(10)基于其惯性运动从模型挂架(9)上脱离而发射出去，从而实现飞机模型(10)的水上迫降。

2.根据权利要求1所述的基于无人弹射装置的水上迫降试验系统，其特征在于，所述油缸包括：主油缸(6)、副油缸(7)和两个稳定油缸(8)；

其中，所述主油缸(6)和副油缸(7)的一端与吊挂底梁(4)铰接，主油缸(6)的另一端铰接在无人弹射装置(1)顶部端面的后端，且其铰接点与吊架(5)和无人弹射装置(1)的铰接点设置为同一铰接点，副油缸(7)的另一端铰接在无人弹射装置(1)顶部端面的前端，用于通过对主油缸(6)和副油缸(7)伸长量的控制调整无人弹射装置(1)的安装角度；

设置于副油缸(7)两侧的两个稳定油缸(8)的一端铰接在吊挂底梁(4)上，另一端与无人弹射装置(1)铰接，用于在试验过程中起到的横向稳定作用。

3.根据权利要求2所述的基于无人弹射装置的水上迫降试验系统，其特征在于，

所述无人弹射装置(1)包括：轨道(1-2)，轨道(1-2)的后端设置为轨道发射端(1-1)、轨道(1-2)的后端设置为轨道缓冲端(1-3)，轨道(1-2)中部设置有液压气缸，以及与液压气缸电连接或无线连接的发射控制盒；

所述无人弹射装置(1)，用于在其轨道发射端(1-1)安装滑车(11)，通过发射控制盒控制液压气缸的气压，以在轨道(1-2)上高速运行滑车(11)，并且在轨道缓冲端(1-3)实现短距离缓冲，以使得滑车(11)和模型挂架(9)安全停止后，模型挂架(9)上吊挂的飞机模型(10)以预设飞行速度弹射出模型挂架(9)。

4.根据权利要求3所述的基于无人弹射装置的水上迫降试验系统，其特征在于，

所述无人弹射装置(1)，还有用于通过发射控制盒对液压气缸设置不同的气缸压力，以使得滑车(11)在无人弹射装置(1)上以与气缸压力相应的速度运行，从而使得弹射出的飞机模型(10)具有相应的飞行速度。

5.根据权利要求4所述的基于无人弹射装置的水上迫降试验系统，其特征在于，

所述无人弹射装置(1)中还设置有各种传感器，滑车(11)中安装的编码器用于测量滑车(11)运行过程中的实时速度；

所述发射控制盒，还通过其操作界面中用于显示无人弹射装置(1)的轨道(1-2)的俯仰角度、横滚角度、轨道缓冲端(1-3)距水面高度、以及滑车(11)运动到轨道缓冲端(1-3)处的实时速度，以及用于滑车发射的气缸压力和用于滑车回撤的气缸压力。

6.根据权利要求1～5中任一项所述的基于无人弹射装置的水上迫降试验系统，其特征在于，

所述模型挂架(9)包括：顶部连接架、横向铰接在顶部连接架前端的两个前连接杆(9-1)，铰接在顶部连接架后端的后连接杆(9-3)，以及通过螺栓螺接在前连接杆(9-1)端部的前挂钩(9-2)，通过插销连接在后连接杆(9-3)端部的后顶杆(9-4)；其中，前连接杆(9-1)的上、下位置可通过前连接杆(9-1)上的螺纹孔调节，后顶杆(9-4)的上、下位置可通过后连接杆(9-3)上的插销孔调节；

所述模型挂架(9)，用于通过调整两个前连接杆(9-1)的横向间距与不同长度机翼的飞机模型(10)中的横向机翼进行连接，通过后连接杆(9-3)与飞机模型(10)的尾端连接；以及通过调整前连接杆(9-1)和后连接杆(9-3)的铰接角度，以及调整前挂钩(9-2)和后顶杆(9-4)的上、下位置，以调整水上迫降试验对飞机模型(10)不同初始姿态角的要求。

7.根据权利要求1～5中任一项所述的基于无人弹射装置的水上迫降试验系统，其特征在于，所述试验件连接件(15)的一端设置为螺纹端，另一端设置为球形连接部，后顶杆(9-4)的端部设置为与球形连接部配合连接的半球凹槽；

所述试验件连接件(15)通过其螺纹端螺接在飞机模型(10)的尾端，并通过球形连接部与模型挂架(9)的后顶杆(9-4)实现快速对接；

所述模型挂架(9)，具体用于通过前连接杆(9-1)调整飞机模型(10)前端的上、下位置，并限制飞机模型(10)向后运动，并且通过后连接杆(9-3)调整飞机模型(10)尾端的上、下位置，并限制飞机模型(10)向后运动；以及用于在滑车(11)缓冲停止时，使得飞机模型(10)通过惯性在前挂钩(9-2)和后顶杆(9-4)上运行预设距离后，分别与前挂钩(9-2)和后顶杆(9-4)脱离，从而使得飞机模型(10)从固定连接在滑车(11)底部的模型挂架(9)中弹射出去，以执行水上迫降。

8.一种基于无人弹射装置的水上迫降试验方法，其特征在于，采用如权利要求1～7中任一项所述的基于无人弹射装置的水上迫降试验系统执行所述水上迫降试验方法，所述水上迫降试验方法，包括：

步骤11，将飞机模型(10)安装到该水上迫降试验系统的模型挂架(9)上，并根据试验要求调整飞机模型(10)的初始姿态角；

步骤12，通过速度分解方法，根据试验规定的水平速度和垂直速度，换算出无人弹射装置1的轨道(1-2)安装角度θ和飞机模型(10)在轨道上的发射速度V；

步骤13，通过滑车(11)将飞机模型(10)缓慢运动到轨道缓冲端(1-3)处，根据试验要求通过调整液压控制手柄控制主油缸(6)、副油缸(7)、稳定油缸(8)的伸出长度，以调整无人弹射装置(1)的俯仰角度和飞机模型(10)距离水面的高度；

步骤14，飞机模型(10)的初始姿态角及无人弹射装置(1)的俯仰角度调整好后，将飞机模型(10)缓慢运动到轨道发射端(1-1)处，并检查各连接位置是否可靠；

步骤15，检查飞机模型(10)中加速度传感器、陀螺仪这些测量传感器的运行状态是否正常，开启测试和采集系统电源，使采集系统处于待机状态；

步骤15a，在波浪水试验中，输入试验所需的波谱，启动造波机，造出所需模拟海况的波浪，待波浪到达预定位置；

步骤16，在发射控制盒的控制界面上设定好试验中飞机模型(10)的发射速度对应的气压值，开启采集系统触发开关，采集系统开始工作，启动滑车(11)运动至轨道缓冲端(1-3)刹车减速；

步骤17，飞机模型(10)与模型挂架(9)在轨道(1-2)上运动到轨道缓冲端(1-3)减速时，飞机模型(10)基于其惯性运动与模型挂架(9)分离，飞机模型(10)继续向前运动，直至触水后滑行减速到静止；

步骤18，打捞飞机模型(10)，并将飞机模型(10)内的采集系统所采集的数据传输到地面设备；

步骤19，对采集到的试验数据进行有效性分析，并检查飞机模型(10)，重复执行步骤11到步骤18。

9.根据权利要求8所述的基于无人弹射装置的水上迫降试验方法，其特征在于，执行所述水上迫降试验方法之前，实施对水上迫降试验的安装方法，包括：

步骤21，将吊挂底梁(4)安装在安装支座(2)顶部的内侧端面上，并通过螺栓固定连接；

步骤22，采用吊架(5)、主油缸(6)、副油缸(7)将无人弹射装置(1)与吊挂底梁(4)进行铰接；

步骤23，将两个稳定油缸(8)铰接安装在副油缸(7)两侧，保证试验缓冲过程中的横向稳定性；

步骤24，将滑车(11)安装在轨道发射端(1-1)处，并保证滑车(11)能够在轨道(1-2)上滑动顺畅；

步骤25，将模型挂架(9)与滑车(11)底部固定连接，可通过滑车带动模型挂架(9)沿轨道(1-2)高速运动；

步骤26，将飞机模型(10)中机翼上的吊挂点安放在前挂钩(9-2)上，飞机模型(10)尾端的试验件连接件(15)与后顶杆(9-4)相连；通过调节前连接杆(9-1)的螺纹长度和后连接杆(9-3)上的插销位置，使飞机模型(10)在高度位置上进行调整，以满足水上迫降试验对飞机模型(10)的不同初始姿态角的要求；

步骤27，通过液压控制手柄控制主油缸(6)、副油缸(7)、稳定油缸(8)的伸缩长度，调整无人弹射装置(1)的俯仰姿态角度，横滚角度，以满足试验要求；

步骤28，采用滑车(11)带动模型挂架(9)和飞机模型(10)慢速运行到轨道缓冲端(1-3)，通过液压控制手柄同时调整主油缸(6)、副油缸(7)、稳定油缸(8)的伸缩长度，使飞机模型(10)距离水面的距离达到试验要求。

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