CN116946387A - 一种飞机主起落架离舰模拟加载装置及模拟加载试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞机主起落架离舰模拟加载装置及模拟加载试验方法，装置包括主体支撑底座、安装在主体支撑底座顶部的承力支持机构，设在承力支持机构下方并用于对承力支持机构进行驱动的快速驱动机构、与承力支持机构连接并用于锁定和释放承力支持机构的同步锁定释放机构，安装在快速驱动机构与主体支撑底座之间并用于对承力支持机构进行缓冲吸能的组合式缓冲机构；承力支持机构包括一个起落架支撑板；快速驱动机构包括一根竖直延伸的气缸支撑筒；本发明的模拟加载装置能够稳定承载起落架载荷，可精确快速地实现承力平台对起落架的加载与撤离；该装置稳定可靠；通过顶升调节机构可满足不同起落架压缩量工况的离舰突伸试验安装需求。

Description

一种飞机主起落架离舰模拟加载装置及模拟加载试验方法

技术领域

本发明涉及飞机试验技术领域，具体为一种飞机主起落架离舰模拟加载装置及模拟加载试验方法。

背景技术

飞机在舰上起飞时，起落架滑跑超出甲板。起落架失去甲板支持后，发生突伸，此时起落架所受载荷主要为航向及垂向载荷。起落架离舰突伸时，侧向载荷与垂直载荷之间的关系、突伸载荷与缓冲器性能之间的关系都需要研究评估，并基于试验得到的数据对起落架进行优化。本专利即是提出一种飞机起落架离舰突伸试验装置及试验方法，通过试验得到有效数据，对起落架离舰突伸性能研究及优化提供必要的试验支撑。

国内目前尚无成熟的飞机主起落架离舰模拟加载装置及模拟加载试验方法。

发明内容

本发明的目的在于提供一种飞机主起落架离舰模拟加载装置及模拟加载试验方法，用于模拟飞机主起落架离舰时的受载以及运动情况，测量飞机主起落架离舰时的动态响应，为舰载机起落架研制提供试验依据。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

一种飞机主起落架离舰模拟加载装置，包括主体支撑底座、安装在主体支撑底座顶部的承力支持机构、设在承力支持机构下方并用于对承力支持机构进行驱动的快速驱动机构、与承力支持机构连接并用于锁定和释放承力支持机构的同步锁定释放机构、安装在快速驱动机构与主体支撑底座之间并用于对承力支持机构进行缓冲吸能的组合式缓冲机构；

主体支撑底座包括底座支撑板，底座支撑板顶部固定设有两个主体支撑架，两个主体支撑架之间形成安装空间；

承力支持机构包括一个起落架支撑板；

快速驱动机构包括设置在安装空间中的一根竖直延伸的气缸支撑筒，气缸支撑筒顶部具有内外贯通的气缸杆通孔，气缸杆通孔内滑动配合设有竖直延伸的气缸驱动杆，气缸支撑筒内滑动配合设有气缸驱动活塞，气缸驱动杆下端与气缸驱动活塞固定连接；

起落架支撑板固定连接在气缸驱动杆上端；

气缸支撑筒顶部固定设有气缸驱动连通环，气缸驱动连通环为环形且中空的壳体结构，气缸驱动连通环下端通过多个通孔与气缸支撑筒内部相连通；

气缸驱动连通环外侧壁固定设有多根与其内部相连通的气缸驱动输入管；

同步锁定释放机构包括一一对应固定在两个主体支撑架顶部的两个释放机构容纳壳，两个释放机构容纳壳相互靠近的侧面上具有内外贯通的释放连通槽；

释放机构容纳壳内底部固定设有多条左右延伸的释放约束滑轨，释放约束滑轨上滑动配合设有释放支撑滑块，多个释放支撑滑块顶部共同固定释放约束支撑板；

释放支撑滑块由伺服电机驱动沿释放约束滑轨移动；

起落架支撑板左右两侧各固定设有一个同步支撑配合板，同步支撑配合板下侧具有斜面结构，释放约束支撑板上侧具有斜面结构，同步支撑配合板的斜面结构支撑接触在释放约束支撑板的斜面结构上。

优选地，起落架支撑板下端固定设有两个导向支撑板，两个主体支撑架相互靠近的侧面上均具有多条竖直延伸的导向容纳槽，导向容纳槽内固定设有竖直延伸的导向滑轨，导向支撑板下端固定设有导向约束滑块，导向约束滑块沿竖直方向滑动配合连接在导向滑轨上。

说明：在导向约束滑块与导向滑轨的约束下，起落架支撑板下移过程中保持更加稳定的姿态。

优选地，气缸支撑筒自上而下分为驱动加速段、泄压排气段和缓冲吸能段；

泄压排气段侧壁上具有多个内外贯通的排气孔。

说明：泄压排气段侧壁上具有多个内外贯通的排气孔能够将气缸支撑筒内多余的高压气体及时排出进行泄压。

优选地，释放机构容纳壳相互远离的一侧内侧壁上固定设有左右延伸的导向约束杆，释放约束支撑板的侧面上具有左右延伸的导向约束孔，导向约束杆滑动配合连接在导向约束孔中。

说明：利用导向约束杆滑动配合导向约束孔中，能够对释放约束支撑板起到更加稳定的导向作用，避免释放约束支撑板沿释放约束滑轨移动时产生偏移误差。

优选地，释放机构容纳壳内转动配合连接有前后延伸的支撑板驱动转轴，支撑板驱动转轴上固定设有支撑板驱动齿轮，释放约束支撑板顶部固定设有左右延伸的支撑板驱动齿条，支撑板驱动齿轮与支撑板驱动齿条啮合连接；

释放机构容纳壳前端固定设有同步容纳壳体，支撑板驱动转轴前端延伸至同步容纳壳体内，支撑板驱动转轴延伸至同步容纳壳体内的一端固定设有同步驱动齿轮，两个同步容纳壳体之间连接有同步连通壳体，同步连通壳体为一个管状中空壳体，同步连通壳体与其中一个同步容纳壳体的上侧相连通，同步连通壳体与另一个同步容纳壳体的下侧相连通；

同步连通壳体内滑动配合设有齿条连接柱，齿条连接柱两端各固定有一根同步驱动齿条，两根同步驱动齿条分别一一对应与两个同步驱动齿轮啮合连接；

同步连通壳体一端固定设有同步气缸容纳壳，同步气缸容纳壳与同步连通壳体内部通过第一通孔相连通，第一通孔内滑动配合设有同步驱动杆，同步气缸容纳壳内固定设有同步驱动气缸，同步驱动杆一端与同步驱动齿条固定相连，同步驱动杆另一端与同步驱动气缸的内杆固定相连。

说明：机械锁紧式的同步结构，能够保证对起落架支撑板两侧进行误差极小的同步释放，避免支撑板不稳定偏移对试验结果产生偏差。

优选地，释放机构容纳壳通过顶升调节机构连接在主体支撑架顶部，主体支撑架顶部具有多个开口朝上的顶升调节容纳孔，顶升调节机构包括滑动配合在顶升调节容纳孔中且开口朝下的顶升调节滑动筒，顶升调节容纳孔内设有顶升驱动液压杆，顶升驱动液压杆的外杆端部与顶升调节容纳孔内底部固定相连，顶升驱动液压杆的内杆端部与顶升调节滑动筒内顶部固定相连，释放机构容纳壳固定连接在顶升调节滑动筒顶部。

说明：通过顶升调节机构对起落架支撑板进行位置高度的调节，可满足不同起落架压缩量工况的离舰突伸试验安装需求。

优选地，组合式缓冲机构上端与气缸支撑筒连接，下端与底座支撑板连接，组合式缓冲机构包括固定在底座支撑板顶部且开口朝上的缓冲支撑容纳筒，缓冲支撑容纳筒内滑动配合设有开口朝下的缓冲支撑滑动筒，缓冲支撑容纳筒内设有缓冲支撑液压杆，缓冲支撑液压杆的外杆端部与缓冲支撑容纳筒内底部固定连接，缓冲支撑液压杆的内杆端部与缓冲支撑滑动筒内顶部固定相连；

缓冲支撑滑动筒顶部固定设有缓冲支撑圆板，缓冲支撑圆板顶部与气缸支撑筒外侧壁之间通过缓冲支撑固定板进行固定相连；

缓冲吸能段内滑动配合设有缓冲吸能活塞，缓冲吸能活塞下端与气缸支撑筒内底部之间连接有液压缓冲杆；

气缸支撑筒内底部固定设有多根竖直贯通的电磁缓冲管，电磁缓冲管为纯铜材质的金属管，电磁缓冲管内滑动配合设有缓冲约束柱，缓冲约束柱内部镶嵌固定有强磁柱，缓冲约束柱上端与缓冲吸能活塞下端固定相连。

说明：组合式缓冲机构能够更好的吸收起落架支撑板、气缸驱动活塞和气缸驱动杆共同下移的动能，避免起落架支撑板回弹撞击飞机起落架。

优选地，主体支撑架后侧设有复位加载机构，复位加载机构包括固定在主体支撑架后侧且竖直延伸的复位加载支撑滑轨，复位加载支撑滑轨上滑动配合设有复位加载支撑滑块，复位加载支撑滑块上固定连接有一个复位加载支撑板，复位加载支撑板前侧固定设有两根复位加载支撑杆；

复位加载支撑滑块由伺服电机驱动沿复位加载支撑滑轨移动；

复位加载支撑板顶部固定设有一块水平放置的辅助支撑板。

说明：复位加载机构便于对下移释放的起落架支撑板进行重新举升锁定，进行下一次试验。

优选地，气缸驱动连通环连接有预充压驱动机构，预充压驱动机构包括一个预充压单向阀，预充压单向阀由单向阀筒体、在单向阀筒体内滑动的单向阀滑柱组成；

单向阀筒体两端分别固定连接有与其内部相连通的单向阀进气管和单向阀排气管，单向阀排气管另一端与气缸驱动连通环内部相连通；

单向阀滑柱的外侧面上具有多条轴向通气槽，轴向通气槽沿平行于单向阀滑柱的轴线延伸贯通，单向阀滑柱靠近单向阀排气管的一端具有多条径向通气槽，径向通气槽沿单向阀滑柱的径向延伸布置，径向通气槽一一对应与轴向通气槽相连通。

说明：预充压驱动机构中向气缸驱动连通环预充入高压空气，使同步支撑配合板与释放约束支撑板之间产生预应力，使得起落架支撑板下移释放能够获得更快的响应，使起落架支撑板下移获得更大的初始加速度。

优选地，应用上述的一种飞机主起落架离舰模拟加载装置进行飞机主起落架离舰模拟加载试验的方法，包括以下步骤：

S1、对飞机起落架进行稳固支撑：

初始状态下，飞机起落架支撑在起落架支撑板顶部，同步锁定释放机构中的两个释放约束支撑板对起落架支撑板两边的同步支撑配合板进行支撑；

S2、卸载起落架支撑板对飞机起落架的支撑，使飞机起落架完成突伸过程：

向单向阀进气管通入高压空气，高压空气进入单向阀筒体内并推动单向阀滑柱向靠近单向阀排气管滑动，高压空气通过单向阀滑柱表面的轴向通气槽和径向通气槽进入到单向阀排气管中，单向阀排气管中的高压空气再进入到气缸驱动连通环内部，使气缸驱动连通环内部得气压达到5MPa~10MPa；

气缸驱动连通环内的高压空气有驱动气缸驱动活塞下移的趋势，使同步支撑配合板与释放约束支撑板之间产生预应力；

在多个密封的罐体中装入高爆炸药，多个罐体通过管道与各个气缸驱动输入管相连通，远程控制启动引爆罐体中的高爆炸药，高爆炸药产生的高压气体通过管道涌入气缸驱动连通环内部；

同时高爆炸药产生的高压气体通过单向阀排气管反向进入单向阀筒体内，推动单向阀滑柱向靠近单向阀进气管移动，使单向阀滑柱端部与单向阀进气管之间进行密封；

气缸驱动连通环上单独接出一根管道与同步驱动气缸相连通，高压气体通过管道进入同步驱动气缸中推动其内杆伸出，同步驱动气缸的内杆伸出通过带动同步驱动杆移动，同步驱动杆带动两根同步驱动齿条一起移动，同步驱动齿条带动同步驱动齿轮转动，同步驱动齿轮带动支撑板驱动转轴转动，支撑板驱动转轴通过支撑板驱动齿轮带动支撑板驱动齿条移动，支撑板驱动齿条带动释放约束支撑板连同释放支撑滑块一起沿释放约束滑轨移动；

使两个释放约束支撑板相互远离移动，释放约束支撑板与同步支撑配合板脱离接触；

涌入气缸驱动连通环内部的高压气体通过多个通孔再进入到气缸支撑筒内部，利用高压气体推动气缸驱动活塞沿气缸支撑筒轴线快速下移；

气缸驱动活塞带动气缸驱动杆连同起落架支撑板一起下移；

此时起落架支撑板下移和飞机起落架脱离接触，起落架支撑板对飞机起落架的支撑进行卸载，飞机起落架失去支持后突伸，完成舰面快速释放过程的模拟；

S3、对气缸支撑筒内进行泄压：

高压气体推动气缸驱动活塞沿气缸支撑筒轴线继续下移的过程中，当气缸驱动活塞经过泄压排气段后，气缸驱动活塞上侧的高压气体将从泄压排气段侧壁的排气孔排出；

气缸驱动活塞继续下移进入缓冲吸能段，对气缸驱动活塞与缓冲吸能活塞之间的空气进行压缩，将气缸驱动活塞的动能转化为空气的内能，实现缓冲吸能的作用；

气缸驱动活塞与缓冲吸能活塞之间存在空气进行间隔，避免气缸驱动活塞与缓冲吸能活塞直接碰撞接触，气缸驱动活塞与缓冲吸能活塞之间的空气被压缩后，驱动缓冲吸能活塞继续下移，利用液压缓冲杆对缓冲吸能活塞下移产生的动能进行缓冲吸收；

同时缓冲吸能活塞下移过程中带动缓冲约束柱在电磁缓冲管内移动，缓冲约束柱内的强磁柱在纯金属铜制成的电磁缓冲管内移动时，也能起到缓冲吸能的作用。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

1、本发明的模拟加载装置能够稳定承载起落架载荷，可精确快速地实现承力平台对起落架的加载与撤离；

2、模拟加载装置可全程实时监控安全参数，具备开展性能试验和耐久性循环试验的能力；

3、模拟加载装置使用过程中稳定可靠，设备易维护寿命长；

4、通过顶升调节机构对起落架支撑板进行位置高度的调节，可满足不同起落架压缩量工况的离舰突伸试验安装需求；

5、爆炸式的高压气缸推动系统，能够产生更高的加速度和初速度，满足更多情况下的试验要求；

6、起落架支撑板通过同步锁定释放机构进行稳固支撑与支撑卸载，机械锁紧式的同步结构，能够保证对起落架支撑板两侧进行误差极小的同步释放，避免支撑板不稳定偏移对试验结果产生偏差。

附图说明

图1是本发明飞机主起落架离舰模拟加载装置的主视图；

图2是图1的左视图；

图3是图1的俯视图；

图4是本发明中预充压驱动机构的结构示意图；

图5是图4的左视图；

图6是本发明释放机构容纳壳的结构示意图；

图7是本发明同步容纳壳体的结构示意图；

图8是本发明缓冲吸能段的俯视图；

图9是本发明实施例2的飞机主起落架离舰模拟加载试验方法流程图。

图中，10-主体支撑底座、11-底座支撑板、12-主体支撑架、120-安装空间、121-导向容纳槽、20-承力支持机构、21-起落架支撑板、210-同步支撑配合板、211-导向支撑板、212-导向滑轨、213-导向约束滑块、30-快速驱动机构、31-气缸支撑筒、310-气缸杆通孔、311-驱动加速段、312-泄压排气段、313-缓冲吸能段、32-气缸驱动杆、33-气缸驱动活塞、34-气缸驱动连通环、341-气缸驱动输入管、35-预充压驱动机构、351-预充压单向阀、352-单向阀筒体、353-单向阀滑柱、354-单向阀进气管、355-单向阀排气管、356-轴向通气槽、357-径向通气槽、40-同步锁定释放机构、41-释放机构容纳壳、411-释放连通槽、42-释放约束支撑板、421-释放约束滑轨、422-释放支撑滑块、423-导向约束杆、424-导向约束孔、43-支撑板驱动转轴、431-支撑板驱动齿轮、432-支撑板驱动齿条、44-同步容纳壳体、441-同步驱动齿轮、442-同步连通壳体、443-齿条连接柱、444-同步驱动齿条、445-同步气缸容纳壳、446-第一通孔、447-同步驱动杆、448-同步驱动气缸、45-顶升调节机构、451-顶升调节容纳孔、452-顶升调节滑动筒、453-顶升驱动液压杆、50-组合式缓冲机构、511-缓冲支撑容纳筒、512-缓冲支撑滑动筒、513-缓冲支撑液压杆、514-缓冲支撑圆板、515-缓冲支撑固定板、52-缓冲吸能活塞、521-液压缓冲杆、531-电磁缓冲管、532-缓冲约束柱、533-强磁柱、60-复位加载机构、611-复位加载支撑滑轨、612-复位加载支撑滑块、613-复位加载支撑板、614-复位加载支撑杆、615-辅助支撑板。

具体实施方式

下面结合图1-图9对本发明进行详细说明，为叙述方便，现对下文所说的方位规定如下：下文所说的上下左右前后方向与各自主视图或结构示意图本身投影关系的上下左右前后方向一致。

实施例1：一种飞机主起落架离舰模拟加载装置，如图1所示，包括主体支撑底座10、安装在主体支撑底座10顶部的承力支持机构20、设在承力支持机构20下方并用于对承力支持机构20进行驱动的快速驱动机构30、与承力支持机构20连接并用于锁定和释放承力支持机构20的同步锁定释放机构40、安装在快速驱动机构30与主体支撑底座10之间并用于对承力支持机构20进行缓冲吸能的组合式缓冲机构50；

如图1所示，主体支撑底座10包括底座支撑板11，底座支撑板11顶部固定设有两个主体支撑架12，两个主体支撑架12之间形成安装空间120；

承力支持机构20包括一个起落架支撑板21；

如图1所示，起落架支撑板21下端固定设有两个导向支撑板211，两个主体支撑架12相互靠近的侧面上均具有多条竖直延伸的导向容纳槽121，导向容纳槽121内固定设有竖直延伸的导向滑轨212，导向支撑板211下端固定设有导向约束滑块213，导向约束滑块213沿竖直方向滑动配合连接在导向滑轨212上。

如图1所示，快速驱动机构30包括设置在安装空间120中的一根竖直延伸的气缸支撑筒31，气缸支撑筒31顶部具有内外贯通的气缸杆通孔310，气缸杆通孔310内滑动配合设有竖直延伸的气缸驱动杆32，气缸支撑筒31内滑动配合设有气缸驱动活塞33，气缸驱动杆32下端与气缸驱动活塞33固定连接；

起落架支撑板21固定连接在气缸驱动杆32上端；

气缸支撑筒31自上而下分为驱动加速段311、泄压排气段312和缓冲吸能段313；

泄压排气段312侧壁上具有多个内外贯通的排气孔。

气缸支撑筒31顶部固定设有气缸驱动连通环34，气缸驱动连通环34为环形且中空的壳体结构，气缸驱动连通环34下端通过多个通孔与气缸支撑筒31内部相连通；

气缸驱动连通环34外侧壁固定设有多根与其内部相连通的气缸驱动输入管341；

如图1所示，气缸驱动连通环34连接有预充压驱动机构35，如图4所示，预充压驱动机构35包括一个预充压单向阀351，预充压单向阀351由单向阀筒体352、在单向阀筒体352内滑动的单向阀滑柱353组成；

单向阀筒体352两端分别固定连接有与其内部相连通的单向阀进气管354和单向阀排气管355，单向阀排气管355另一端与气缸驱动连通环34内部相连通；

如图5所示，单向阀滑柱353的外侧面上具有多条轴向通气槽356，轴向通气槽356沿平行于单向阀滑柱353的轴线延伸贯通，单向阀滑柱353靠近单向阀排气管355的一端具有多条径向通气槽357，径向通气槽357沿单向阀滑柱353的径向延伸布置，径向通气槽357一一对应与轴向通气槽356相连通。

如图6所示，同步锁定释放机构40包括一一对应固定在两个主体支撑架12顶部的两个释放机构容纳壳41，两个释放机构容纳壳41相互靠近的侧面上具有内外贯通的释放连通槽411；

释放机构容纳壳41内底部固定设有多条左右延伸的释放约束滑轨421，释放约束滑轨421上滑动配合设有释放支撑滑块422，多个释放支撑滑块422顶部共同固定连接有释放约束支撑板42；

释放支撑滑块422由伺服电机驱动沿释放约束滑轨421移动；

起落架支撑板21左右两侧各固定设有一个同步支撑配合板210，同步支撑配合板210下侧具有斜面结构，释放约束支撑板42上侧具有斜面结构，同步支撑配合板210的斜面结构支撑接触在释放约束支撑板42的斜面结构上。

如图6所示，释放机构容纳壳41相互远离的一侧内侧壁上固定设有左右延伸的导向约束杆423，释放约束支撑板42的侧面上具有左右延伸的导向约束孔424，导向约束杆423滑动配合连接在导向约束孔424中。

释放机构容纳壳41内转动配合连接有前后延伸的支撑板驱动转轴43，支撑板驱动转轴43上固定设有支撑板驱动齿轮431，释放约束支撑板42顶部固定设有左右延伸的支撑板驱动齿条432，支撑板驱动齿轮431与支撑板驱动齿条432啮合连接；

如图7所示，释放机构容纳壳41前端固定设有同步容纳壳体44，支撑板驱动转轴43前端延伸至同步容纳壳体44内，支撑板驱动转轴43延伸至同步容纳壳体44内的一端固定设有同步驱动齿轮441，两个同步容纳壳体44之间连接有同步连通壳体442，同步连通壳体442为一个管状中空壳体，同步连通壳体442与其中一个同步容纳壳体44的上侧相连通，同步连通壳体442与另一个同步容纳壳体44的下侧相连通；

同步连通壳体442内滑动配合设有齿条连接柱443，齿条连接柱443两端各固定有一根同步驱动齿条444，两根同步驱动齿条444分别一一对应与两个同步驱动齿轮441啮合连接；

同步连通壳体442一端固定设有同步气缸容纳壳445，同步气缸容纳壳445与同步连通壳体442内部通过第一通孔446相连通，第一通孔446内滑动配合设有同步驱动杆447，同步气缸容纳壳445内固定设有同步驱动气缸448，同步驱动杆447一端与同步驱动齿条444固定相连，同步驱动杆447另一端与同步驱动气缸448的内杆固定相连。

如图1所示，组合式缓冲机构50上端与气缸支撑筒31连接，下端与底座支撑板11连接，组合式缓冲机构50包括固定在底座支撑板11顶部且开口朝上的缓冲支撑容纳筒511，缓冲支撑容纳筒511内滑动配合设有开口朝下的缓冲支撑滑动筒512，缓冲支撑容纳筒511内设有缓冲支撑液压杆513，缓冲支撑液压杆513的外杆端部与缓冲支撑容纳筒511内底部固定连接，缓冲支撑液压杆513的内杆端部与缓冲支撑滑动筒512内顶部固定相连；

缓冲支撑滑动筒512顶部固定设有缓冲支撑圆板514，缓冲支撑圆板514顶部与气缸支撑筒31外侧壁之间通过缓冲支撑固定板515进行固定相连；

缓冲吸能段313内滑动配合设有缓冲吸能活塞52，缓冲吸能活塞52下端与气缸支撑筒31内底部之间连接有液压缓冲杆521；

如图2、图8所示，气缸支撑筒31内底部固定设有多根竖直贯通的电磁缓冲管531，电磁缓冲管531为纯铜材质的金属管，电磁缓冲管531内滑动配合设有缓冲约束柱532，缓冲约束柱532内部镶嵌固定有强磁柱533，缓冲约束柱532上端与缓冲吸能活塞52下端固定相连。

实施例2：本实施例记载的是应用上述实施例1的一种飞机主起落架离舰模拟加载装置进行机主起落架离舰模拟加载试验的方法，如图9所示，包括以下步骤：

S1、对飞机起落架进行稳固支撑：

初始状态下，飞机起落架支撑在起落架支撑板21顶部，同步锁定释放机构40中的两个释放约束支撑板42对起落架支撑板21两边的同步支撑配合板210进行支撑；

S2、卸载起落架支撑板21对飞机起落架的支撑，使飞机起落架完成突伸过程：

向单向阀进气管354通入高压空气，高压空气进入单向阀筒体352内并推动单向阀滑柱353向靠近单向阀排气管355滑动，高压空气通过单向阀滑柱353表面的轴向通气槽356和径向通气槽357进入到单向阀排气管355中，单向阀排气管355中的高压空气再进入到气缸驱动连通环34内部，使气缸驱动连通环34内部得气压达到10MPa；

气缸驱动连通环34内的高压空气有驱动气缸驱动活塞33下移的趋势，使同步支撑配合板210与释放约束支撑板42之间产生预应力；

在多个密封的罐体中装入高爆炸药，多个罐体通过管道与各个气缸驱动输入管341相连通，远程控制启动引爆罐体中的高爆炸药，高爆炸药产生的高压气体通过管道涌入气缸驱动连通环34内部；

同时高爆炸药产生的高压气体通过单向阀排气管355反向进入单向阀筒体352内，推动单向阀滑柱353向靠近单向阀进气管354移动，使单向阀滑柱353端部与单向阀进气管354之间进行密封；

气缸驱动连通环34上单独接出一根管道与同步驱动气缸448相连通，高压气体通过管道进入同步驱动气缸448中推动其内杆伸出，同步驱动气缸448的内杆伸出通过带动同步驱动杆447移动，同步驱动杆447带动两根同步驱动齿条444一起移动，同步驱动齿条444带动同步驱动齿轮441转动，同步驱动齿轮441带动支撑板驱动转轴43转动，支撑板驱动转轴43通过支撑板驱动齿轮431带动支撑板驱动齿条432移动，支撑板驱动齿条432带动释放约束支撑板42连同释放支撑滑块422一起沿释放约束滑轨421移动；

使两个释放约束支撑板42相互远离移动，释放约束支撑板42与同步支撑配合板210脱离接触；

涌入气缸驱动连通环34内部的高压气体通过多个通孔再进入到气缸支撑筒31内部，利用高压气体推动气缸驱动活塞33沿气缸支撑筒31轴线快速下移；

气缸驱动活塞33带动气缸驱动杆32连同起落架支撑板21一起下移；

此时起落架支撑板21下移和飞机起落架脱离接触，起落架支撑板21对飞机起落架的支撑进行卸载，飞机起落架失去支持后突伸，完成舰面快速释放过程的模拟；

S3、对气缸支撑筒31内进行泄压：

高压气体推动气缸驱动活塞33沿气缸支撑筒31轴线继续下移的过程中，当气缸驱动活塞33经过泄压排气段312后，气缸驱动活塞33上侧的高压气体将从泄压排气段312侧壁的排气孔排出；

气缸驱动活塞33继续下移进入缓冲吸能段313，对气缸驱动活塞33与缓冲吸能活塞52之间的空气进行压缩，将气缸驱动活塞33的动能转化为空气的内能，实现缓冲吸能的作用；

气缸驱动活塞33与缓冲吸能活塞52之间存在空气进行间隔，避免气缸驱动活塞33与缓冲吸能活塞52直接碰撞接触，气缸驱动活塞33与缓冲吸能活塞52之间的空气被压缩后，驱动缓冲吸能活塞52继续下移，利用液压缓冲杆521对缓冲吸能活塞52下移产生的动能进行缓冲吸收；

同时缓冲吸能活塞52下移过程中带动缓冲约束柱532在电磁缓冲管531内移动，缓冲约束柱532内的强磁柱533在纯金属铜制成的电磁缓冲管531内移动时，也能起到缓冲吸能的作用。

实施例3：本实施例与实施例1不同之处在于，如图2、图3所示，主体支撑架12后侧设有复位加载机构60，复位加载机构60包括固定在主体支撑架12后侧且竖直延伸的复位加载支撑滑轨611，复位加载支撑滑轨611上滑动配合设有复位加载支撑滑块612，复位加载支撑滑块612上固定连接有一个复位加载支撑板613，复位加载支撑板613前侧固定设有两根复位加载支撑杆614；

复位加载支撑滑块612由伺服电机驱动沿复位加载支撑滑轨611移动；

复位加载支撑板613顶部固定设有一块水平放置的辅助支撑板615。

实施例4：本实施例记载的是基于应用上述实施例3的一种飞机主起落架离舰模拟加载装置进行机主起落架离舰模拟加载试验的方法，与实施例2不同之处在于，还包括步骤S4，

S4、对起落架支撑板21进行重新复位锁定：

由电机驱动复位加载支撑滑块612沿复位加载支撑滑轨611上移，复位加载支撑滑块612带动复位加载支撑板613连同辅助支撑板615一起上移，复位加载支撑板613的侧面上的复位加载支撑杆614在上移过程中支撑在起落架支撑板21下侧，带动起落架支撑板21一起上移；

当起落架支撑板21到达释放约束支撑板42位置时，由电机驱动释放支撑滑块422沿释放约束滑轨421移动，释放支撑滑块422带动释放约束支撑板42向着靠近起落架支撑板21的方向移动，使同步支撑配合板210的斜面结构支撑接触在释放约束支撑板42的斜面结构上；

然后复位加载支撑板613再下移回归到初始位置，即复位加载支撑滑块612沿复位加载支撑滑轨611下移到下极限位置即可。

实施例5：本实施例与实施例4不同之处在于，如图1所示，释放机构容纳壳41通过顶升调节机构45连接在主体支撑架12顶部，主体支撑架12顶部具有多个开口朝上的顶升调节容纳孔451，顶升调节机构45包括滑动配合在顶升调节容纳孔451中且开口朝下的顶升调节滑动筒452，顶升调节容纳孔451内设有顶升驱动液压杆453，顶升驱动液压杆453的外杆端部与顶升调节容纳孔451内底部固定相连，顶升驱动液压杆453的内杆端部与顶升调节滑动筒452内顶部固定相连，释放机构容纳壳41固定连接在顶升调节滑动筒452顶部。

实施例6：本实施例记载的是基于应用上述实施例5的一种飞机主起落架离舰模拟加载装置进行机主起落架离舰模拟加载试验的方法，与实施例4不同之处在于，还包括步骤S5，

S5、对起落架支撑板21的初始位置进行调整，以便进行下一次试验：

顶升驱动液压杆453的内杆伸出带动顶升调节滑动筒452沿顶升调节容纳孔451的轴线上移，顶升调节滑动筒452上移调节释放机构容纳壳41的位置高度，进而调节释放约束支撑板42对起落架支撑板21支撑的初始位置高度，以实现对飞机起落架支撑压缩量的调整。

实施例7：与实施例2不同之处在于，使气缸驱动连通环34内部得气压达到5MPa。

实施例8：与实施例2不同之处在于，使气缸驱动连通环34内部得气压达到7MPa。

Claims (10)

1.一种飞机主起落架离舰模拟加载装置，其特征在于，包括主体支撑底座（10）、安装在所述主体支撑底座（10）顶部的承力支持机构（20）、设在所述承力支持机构（20）下方并用于对承力支持机构（20）进行驱动的快速驱动机构（30）、与所述承力支持机构（20）连接并用于锁定和释放承力支持机构（20）的同步锁定释放机构（40）、安装在所述快速驱动机构（30）与主体支撑底座（10）之间并用于对承力支持机构（20）进行缓冲吸能的组合式缓冲机构（50）；

所述主体支撑底座（10）包括底座支撑板（11），所述底座支撑板（11）顶部固定设有两个主体支撑架（12），两个所述主体支撑架（12）之间形成安装空间（120）；

所述承力支持机构（20）包括一个起落架支撑板（21）；

所述快速驱动机构（30）包括设置在安装空间（120）中的一根竖直延伸的气缸支撑筒（31），气缸支撑筒（31）顶部具有内外贯通的气缸杆通孔（310），所述气缸杆通孔（310）内滑动配合设有竖直延伸的气缸驱动杆（32），所述气缸支撑筒（31）内滑动配合设有气缸驱动活塞（33），所述气缸驱动杆（32）下端与所述气缸驱动活塞（33）固定连接；

所述起落架支撑板（21）固定连接在所述气缸驱动杆（32）上端；

所述气缸支撑筒（31）顶部固定设有气缸驱动连通环（34），所述气缸驱动连通环（34）为环形且中空的壳体结构，所述气缸驱动连通环（34）下端通过多个通孔与所述气缸支撑筒（31）内部相连通；

所述气缸驱动连通环（34）外侧壁固定设有多根与其内部相连通的气缸驱动输入管（341）；

所述同步锁定释放机构（40）包括一一对应固定在两个所述主体支撑架（12）顶部的两个释放机构容纳壳（41），两个所述释放机构容纳壳（41）相互靠近的侧面上具有内外贯通的释放连通槽（411）；

所述释放机构容纳壳（41）内底部固定设有多条左右延伸的释放约束滑轨（421），所述释放约束滑轨（421）上滑动配合设有释放支撑滑块（422），多个所述释放支撑滑块（422）顶部共同固定连接有释放约束支撑板（42）；

所述释放支撑滑块（422）由伺服电机驱动沿所述释放约束滑轨（421）移动；

所述起落架支撑板（21）左右两侧各固定设有一个同步支撑配合板（210），所述同步支撑配合板（210）下侧具有斜面结构，所述释放约束支撑板（42）上侧具有斜面结构，所述同步支撑配合板（210）的斜面结构支撑接触在所述释放约束支撑板（42）的斜面结构上。

2.根据权利要求1所述的一种飞机主起落架离舰模拟加载装置，其特征在于：所述起落架支撑板（21）下端固定设有两个导向支撑板（211），两个所述主体支撑架（12）相互靠近的侧面上均具有多条竖直延伸的导向容纳槽（121），所述导向容纳槽（121）内固定设有竖直延伸的导向滑轨（212），所述导向支撑板（211）下端固定设有导向约束滑块（213），所述导向约束滑块（213）沿竖直方向滑动配合连接在所述导向滑轨（212）上。

3.根据权利要求1所述的一种飞机主起落架离舰模拟加载装置，其特征在于：所述气缸支撑筒（31）自上而下分为驱动加速段（311）、泄压排气段（312）和缓冲吸能段（313）；

所述泄压排气段（312）侧壁上具有多个内外贯通的排气孔。

4.根据权利要求1所述的一种飞机主起落架离舰模拟加载装置，其特征在于：两个所述释放机构容纳壳（41）相互远离的内壁上固定设有左右延伸的导向约束杆（423），所述释放约束支撑板（42）的侧面上具有左右延伸的导向约束孔（424），所述导向约束杆（423）滑动配合连接在所述导向约束孔（424）中。

5.根据权利要求1所述的一种飞机主起落架离舰模拟加载装置，其特征在于：所述释放机构容纳壳（41）内转动配合连接有前后延伸的支撑板驱动转轴（43），所述支撑板驱动转轴（43）上固定设有支撑板驱动齿轮（431），所述释放约束支撑板（42）顶部固定设有左右延伸的支撑板驱动齿条（432），所述支撑板驱动齿轮（431）与所述支撑板驱动齿条（432）啮合连接；

所述释放机构容纳壳（41）前端固定设有同步容纳壳体（44），所述支撑板驱动转轴（43）前端延伸至同步容纳壳体（44）内，支撑板驱动转轴（43）延伸至同步容纳壳体（44）内的一端固定设有同步驱动齿轮（441），两个所述同步容纳壳体（44）之间连接有同步连通壳体（442），所述同步连通壳体（442）为一个管状中空壳体，所述同步连通壳体（442）与其中一个所述同步容纳壳体（44）的上侧相连通，所述同步连通壳体（442）与另一个所述同步容纳壳体（44）的下侧相连通；

所述同步连通壳体（442）内滑动配合设有齿条连接柱（443），所述齿条连接柱（443）两端各固定有一根同步驱动齿条（444），两根所述同步驱动齿条（444）分别一一对应与两个所述同步驱动齿轮（441）啮合连接；

所述同步连通壳体（442）一端固定设有同步气缸容纳壳（445），所述同步气缸容纳壳（445）与所述同步连通壳体（442）内部通过第一通孔（446）相连通，所述第一通孔（446）内滑动配合设有同步驱动杆（447），所述同步气缸容纳壳（445）内固定设有同步驱动气缸（448），所述同步驱动杆（447）一端与所述同步驱动齿条（444）固定相连，所述同步驱动杆（447）另一端与所述同步驱动气缸（448）的内杆固定相连。

6.根据权利要求4所述的一种飞机主起落架离舰模拟加载装置，其特征在于：所述释放机构容纳壳（41）通过顶升调节机构（45）连接在所述主体支撑架（12）顶部，所述主体支撑架（12）顶部具有多个开口朝上的顶升调节容纳孔（451），所述顶升调节机构（45）包括滑动配合在所述顶升调节容纳孔（451）中且开口朝下的顶升调节滑动筒（452），所述顶升调节容纳孔（451）内设有顶升驱动液压杆（453），所述顶升驱动液压杆（453）的外杆端部与所述顶升调节容纳孔（451）内底部固定相连，所述顶升驱动液压杆（453）的内杆端部与所述顶升调节滑动筒（452）内顶部固定相连，所述释放机构容纳壳（41）固定连接在所述顶升调节滑动筒（452）顶部。

7.根据权利要求3所述的一种飞机主起落架离舰模拟加载装置，其特征在于：所述组合式缓冲机构（50）上端与所述气缸支撑筒（31）连接，下端与所述底座支撑板（11）连接，组合式缓冲机构（50）包括固定在所述底座支撑板（11）顶部且开口朝上的缓冲支撑容纳筒（511），所述缓冲支撑容纳筒（511）内滑动配合设有开口朝下的缓冲支撑滑动筒（512），所述缓冲支撑容纳筒（511）内设有缓冲支撑液压杆（513），所述缓冲支撑液压杆（513）的外杆端部与所述缓冲支撑容纳筒（511）内底部固定连接，所述缓冲支撑液压杆（513）的内杆端部与所述缓冲支撑滑动筒（512）内顶部固定相连；

所述缓冲支撑滑动筒（512）顶部固定设有缓冲支撑圆板（514），所述缓冲支撑圆板（514）顶部与所述气缸支撑筒（31）外侧壁之间通过缓冲支撑固定板（515）进行固定相连；

所述缓冲吸能段（313）内滑动配合设有缓冲吸能活塞（52），所述缓冲吸能活塞（52）下端与所述气缸支撑筒（31）内底部之间连接有液压缓冲杆（521）；

所述气缸支撑筒（31）内底部固定设有多根竖直贯通的电磁缓冲管（531），所述电磁缓冲管（531）为纯铜材质的金属管，所述电磁缓冲管（531）内滑动配合设有缓冲约束柱（532），所述缓冲约束柱（532）内部镶嵌固定有强磁柱（533），所述缓冲约束柱（532）上端与所述缓冲吸能活塞（52）下端固定相连。

8.根据权利要求1所述的一种飞机主起落架离舰模拟加载装置，其特征在于：所述主体支撑架（12）后侧设有复位加载机构（60），所述复位加载机构（60）包括固定在所述主体支撑架（12）后侧且竖直延伸的复位加载支撑滑轨（611），所述复位加载支撑滑轨（611）上滑动配合设有复位加载支撑滑块（612），所述复位加载支撑滑块（612）上固定连接有一个复位加载支撑板（613），所述复位加载支撑板（613）前侧固定设有两根复位加载支撑杆（614）；

所述复位加载支撑滑块（612）由伺服电机驱动沿所述复位加载支撑滑轨（611）移动；

所述复位加载支撑板（613）顶部固定设有一块水平放置的辅助支撑板（615）。

9.根据权利要求1所述的一种飞机主起落架离舰模拟加载装置，其特征在于：所述气缸驱动连通环（34）连接有预充压驱动机构（35），所述预充压驱动机构（35）包括一个预充压单向阀（351），所述预充压单向阀（351）由单向阀筒体（352）、在所述单向阀筒体（352）内滑动的单向阀滑柱（353）组成；

所述单向阀筒体（352）两端分别固定连接有与其内部相连通的单向阀进气管（354）和单向阀排气管（355），所述单向阀排气管（355）另一端与所述气缸驱动连通环（34）内部相连通；

所述单向阀滑柱（353）的外侧面上具有多条轴向通气槽（356），轴向通气槽（356）沿平行于所述单向阀滑柱（353）的轴线延伸贯通，所述单向阀滑柱（353）靠近单向阀排气管（355）的一端具有多条径向通气槽（357），所述径向通气槽（357）沿单向阀滑柱（353）的径向延伸布置，所述径向通气槽（357）一一对应与所述轴向通气槽（356）相连通。

10.应用权利要求1~9任意一项所述的一种飞机主起落架离舰模拟加载装置进行飞机主起落架离舰模拟加载试验的方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1、对飞机起落架进行稳固支撑：

初始状态下，飞机起落架支撑在起落架支撑板（21）顶部，同步锁定释放机构（40）中的两个释放约束支撑板（42）对起落架支撑板（21）两边的同步支撑配合板（210）进行支撑；

S2、卸载起落架支撑板（21）对飞机起落架的支撑，使飞机起落架完成突伸过程：

在多个密封的罐体中装入高爆炸药，多个罐体通过管道与各个气缸驱动输入管（341）相连通，远程控制启动引爆罐体中的高爆炸药，高爆炸药产生的高压气体通过管道涌入气缸驱动连通环（34）内部；

使两个释放约束支撑板（42）相互远离移动，释放约束支撑板（42）与同步支撑配合板（210）脱离接触；

涌入气缸驱动连通环（34）内部的高压气体通过多个通孔再进入到气缸支撑筒（31）内部，利用高压气体推动气缸驱动活塞（33）沿气缸支撑筒（31）轴线快速下移；

气缸驱动活塞（33）带动气缸驱动杆（32）连同起落架支撑板（21）一起下移；

此时起落架支撑板（21）下移和飞机起落架脱离接触，起落架支撑板（21）对飞机起落架的支撑进行卸载，飞机起落架失去支持后突伸，完成舰面快速释放过程的模拟；

S3、对气缸支撑筒（31）内进行泄压：

高压气体推动气缸驱动活塞（33）沿气缸支撑筒（31）轴线继续下移的过程中，当气缸驱动活塞（33）经过泄压排气段（312）后，气缸驱动活塞（33）上侧的高压气体将从泄压排气段（312）侧壁的排气孔排出。