CN116986014B - 一种全机落震试验中飞机姿态调节、保持装置及方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种全机落震试验中飞机姿态调节、保持装置及方法，属于飞机试验技术领域，装置包括设置在地坪上的试验台架、设置在试验台架内部上端的调节组件、依次设置在试验台架内部且位于调节组件下方的仿升动力组件、试验件和设置在地坪上且位于试验件下方的测力平台；本发明的装置能够在试验环境下模拟试验件着陆过程中的俯仰角度和滚转角度，准确调节试验件姿态，并保证试验件在全机落震试验中保持姿态不变，从而考核在真实的着陆姿态工况下试验件各部位的着陆性能，为试验件起落装置及其他关键部位的研制提供了试验依据。

Description

一种全机落震试验中飞机姿态调节、保持装置及方法

技术领域

本发明涉及飞机试验技术领域，具体涉及一种全机落震试验中飞机姿态调节、保持装置及方法。

背景技术

飞机着陆时，其起落装置会与地面产生碰撞冲击，在此过程中，起落装置会承受巨大的航向载荷和垂向载荷，对起落装置的各项性能有较高的要求，因此必须对起落装置的着陆过程进行模拟，考核起落装置的各项性能，目前国内起落架落震的试验方法已经比较成熟。除此之外，在起落装置受到冲击的同时，还会将载荷传递给机身以及飞机的其他部位，造成结构变形或损坏，因此飞机全机的所有部位均需进行着陆碰撞性能的考核，需要进行全机落震试验；相比于起落装置落震试验，全机落震试验具有投放能量大、姿态调整困难等特点，为了真实地模拟飞机着陆时的姿态，在全机落震试验中必须对飞机的姿态进行调节，并在投放过程中保持飞机姿态不发生变化。

然而，国内目前在试验室环境下进行全机落震试验时，飞机的姿态调节、保持的研究较少，因此研究一种全机落震试验中飞机姿态调节、保持装置及方法显得极为重要和迫切。

发明内容

针对上述存在的技术问题，本发明提供了一种全机落震试验中飞机姿态调节、保持装置及方法。

本发明的技术方案为：一种全机落震试验中飞机姿态调节、保持装置，包括设置在地坪上的试验台架、设置在试验台架内部上端的调节组件、依次设置在试验台架内部且位于调节组件下方的仿升动力组件、试验件和设置在地坪上且位于试验件下方的测力平台；

调节组件包括滑动卡接在试验台架内部的滑台、设置在滑台上的俯仰角调节构件和滚转角调节构件、设置在试验台架内顶部的主电机和4个等距分布在俯仰角调节构件上的吊带；试验台架的内壁上设置有位于滑台下方的限位撑杆；主电机的输出轴上设置有卷筒，卷筒上缠绕设置有与滑台上端面连接的主拉索；

仿升动力组件包括固定设置在试验台架内部且位于滑台下方的支撑横梁和两个分别通过第一拉索与支撑横梁下底面连接的仿升筒；两个仿升筒内部均滑动卡接有活塞，两个活塞下底面均设置有贯穿仿升筒的第二拉索；地坪上设置有分别与两个仿升筒内部且位于活塞下部的空间导通的充气装置；

试验件下底面呈等腰三角形分布有3个通过起落架与试验件转动卡接的机轮；试验件上端面四角位置分别与各个吊带下端连接，且试验件上端面与两个第二拉索的下端连接；

测力平台设置有3个，且各个测力平台分别与各个机轮上下位置一一对应；各个测力平台均内部中空设置，且各个测力平台内顶部均设置有轮辐式力传感器。

进一步地，俯仰角调节构件包括设置在滑台下底面的限位套、分别滑动卡接在限位套内部前后两端的两个提升板和分别设置在滑台上端面前后两端的提升电机；4个吊带的上端分别一一对应与两个提升板的左右两端活动连接；两个提升电机的输出轴上均设置有贯穿滑台且与对应位置处的提升板螺纹连接的提升丝杠；

说明：使用时，调节各个吊带分别处于张紧状态，然后分别启动两个提升电机，利用提升电机带动对应的提升丝杠旋转，从而使得对应的提升板在限位套内部移动，通过吊带拉动试验件的前端或后端，以此实现试验件在落震试验中俯仰角的调节。

进一步地，滚转角调节构件设置有两个，两个滚转角调节构件分别设置在限位套内部左右两侧；滚转角调节构件包括两个分别转动卡接在限位套内部前后两端的摆动臂、转动卡接在限位套内壁上的转轴和设置在限位套内壁上的微型电机；两个摆动臂与限位套连接处均设置有摆动齿盘；转轴两端分别套设有与两个摆动齿盘一一对应啮合连接的第一齿轮，转轴中部套设有第二齿轮；微型电机的输出轴上设置有与第二齿轮啮合连接的驱动齿轮；

说明：通过微型电机带动驱动齿轮旋转，利用驱动齿轮与第二齿轮的啮合作用实现转轴旋转；转轴旋转过程中利用第一齿轮带动对应位置处的摆动齿盘旋转；并最终使得同一个滚转角调节构件上的两个摆动臂偏移，对试验件左侧或者右侧的两个吊带进行挤压抬升，从而实现试验件在落震试验中滚转角的调节。

进一步地，各个摆动臂远离对应位置处的摆动齿盘的一端均转动卡接有对接转轮，各个对接转轮的周向均设置有对接槽；

说明：通过设置对接转轮，能够有效降低摆动臂偏移过程中对吊带的磨损，从而提高吊带的使用寿命：通过在对接转轮上设置对接槽，有利于提高对接转轮与吊带之间的连接稳定性；从而提高滚转角调节构件的可靠性。

进一步地，调节组件还包括设置在试验台架内顶部且能够与卷筒连接锁止的投放锁构件；投放锁构件包括通过立板滑动卡接在试验台架内顶部的移动座、设置在试验台架内顶部且与移动座远离卷筒一侧连接的第一电动推杆和设置在移动座靠近卷筒一侧的锁头；锁头为六棱柱结构，卷筒端部设置有与锁头配合使用的锁止槽；

说明：利用主电机带动卷筒旋转并收卷主拉索，利用主拉索拉动滑台至设定高度；利用第一电动推杆推动移动座在立板上滑动，锁头插入卷筒上的锁止槽内部，此时关闭主电机，使得滑台始终处于设定位置，有利于提高试验件保持某一姿态时的稳定性。

进一步地，锁头的各个侧面上均转动卡接有滚珠：

说明：通过在锁头上设置滚珠，使得锁头与卷筒之间脱离时，动作更加迅速，有利于提高全机落震试验的真实性。

进一步地，吊带与试验件连接处设置有卡扣组件；卡扣组件包括设置在试验件上端面且内部中空的卡扣座、两个上下对称设置在卡扣座内部的挤压座和设置在卡扣座内底部的第二电动推杆；卡扣座的侧壁上贯穿设置有安装孔；两个挤压座相对的一侧均设置有咬合块，两个挤压座相对的一侧两端均设置有两个齿条；卡扣座内部两侧分别通过齿轮轴转动卡接有连接齿轮，两个连接齿轮分别与对应位置处的两个齿条第一对应啮合连接，两个齿轮轴上均套设有辅助齿轮；卡扣座内部滑动卡接有驱动架，驱动架下底面与第二电动推杆连接，驱动架的两侧分别通过齿牙与两个辅助齿轮一一对应啮合连接；吊带与提升板连接处、主拉索与滑台连接处、第一拉索与支撑横梁连接处、第二拉索与试验件连接处均设置有卡扣组件；

说明：使用时，将吊带穿过卡扣座上的安装孔，利用第二电动推杆推动驱动架在卡扣座内部向上移动，并推动辅助齿轮和连接齿轮旋转，连接齿轮旋转过程中，两个挤压座同侧的齿条相互靠近，并使得两个挤压座带动对应的咬合块相互靠近，对吊带进行咬合固定，有利于提高吊带长度调节以及更换时的便利性。

进一步地，两个咬合块相互靠近的一侧均设置有咬合齿；

说明：通过在咬合块上设置咬合齿，有利于提高咬合块与吊带之间的连接可靠性。

进一步地，限位撑杆上端面设置有缓冲垫；

说明：通过在限位撑杆上设置缓冲垫，有利于减缓滑台下落时对试验台架产生的冲击作用。

本发明还提供了一种全机落震试验中飞机姿态调节、保持方法，基于上述全机落震试验中飞机姿态调节、保持装置，包括以下步骤：

S1、连接外设：

分别将俯仰角调节构件、滚转角调节构件、主电机、充气装置与外部电源设备连接；将轮辐式力传感器与外部数据采集设备连接；

S2、调试装置：

调整各个吊带以及第二拉索的长度，使得试验件的各个机轮分别与各个测力平台接触；然后通过充气装置分别为两个仿升筒充气，使得仿升筒内部气压满足试验要求；

S3、调整姿态：

利用主电机带动卷筒旋转，卷筒旋转过程中收卷主拉索，此时滑台沿试验台架内壁向上滑动，并通过4个吊带拉动试验件在试验台架内部上升至设定高度；利用俯仰角调节构件调整试验件前后两端的俯仰角至设定值，利用滚转角调节构件调整试验件左右两端的滚转角至设定值；

S4、采集数据：

关闭主电机，使得滑台沿试验台架内壁向下滑动后与限位撑杆接触，试验件的各个机轮分别接触对应的测力平台；利用测力平台内部的轮辐式力传感器感测试验件下落时的垂向力、航向力、侧向力，并将信号传递至外部数据采集设备进行数据采集。

与现有技术相比，本发明的有益效果体现在以下几点：

第一、本发明的装置能够在试验环境下模拟试验件着陆过程中的俯仰角度和滚转角度，准确调节试验件姿态，并保证试验件在全机落震试验中保持姿态不变，从而考核在真实的着陆姿态工况下试验件各部位的着陆性能，为试验件起落装置及其他关键部位的研制提供了试验依据；

第二、本发明的装置将试验机的提升系统和姿态调节系统相结合，可有效避免两系统配合不当带来的试验故障或试验误差；

第三、本发明的装置通过四根吊带实现试验件的姿态调节，成本低，且不易发生故障，排查和维修难度低，吊带维修和更换便利；本发明投放锁构件能够满足不同试验阶段的需求；同时本发明通过设置卡扣组件，便于对吊带的有效长度进行快速调节。

附图说明

图1是本发明实施例2的方法流程图；

图2是本发明的装置的纵剖图；

图3是本发明的装置的主视图；

图4是本发明的俯仰角调节构件与滑台的连接示意图；

图5是本发明的俯仰角调节构件、滚转角调节构件在滑台上的分布图；

图6是本发明的滚转角调节构件与限位套的连接示意图；

图7是本发明的投放锁构件与主电机的连接示意图；

图8是本发明的移动座与立板的连接示意图；

图9是本发明的卡扣组件的结构示意图；

图10是本发明的卡扣座的内部结构示意图；

其中，1-试验台架、10-限位撑杆、2-调节组件、20-滑台、21-俯仰角调节构件、210-限位套、211-提升板、212-提升电机、213-提升丝杠、22-滚转角调节构件、220-摆动臂、221-转轴、2210-第一齿轮、2211-第二齿轮、222-微型电机、2220-驱动齿轮、223-摆动齿盘、224-对接转轮、23-主电机、230-卷筒、231-主拉索、24-吊带、25-投放锁构件、250-立板、251-移动座、252-第一电动推杆、253-锁头、2530-滚珠、26-卡扣组件、260-卡扣座、2600-安装孔、261-挤压座、262-第二电动推杆、263-咬合块、264-齿条、265-连接齿轮、266-辅助齿轮、267-驱动架、3-仿升动力组件、30-支撑横梁、31-仿升筒、310-第一拉索、32-活塞、320-第二拉索、33-充气装置、4-试验件、40-起落架、41-机轮、5-测力平台。

具体实施方式

实施例1：如图2所示的一种全机落震试验中飞机姿态调节、保持装置，包括设置在地坪上的试验台架1、设置在试验台架1内部上端的调节组件2、依次设置在试验台架1内部且位于调节组件2下方的仿升动力组件3、试验件4和设置在地坪上且位于试验件4下方的测力平台5；

如图2、图3、图4、图7所示，调节组件2包括滑动卡接在试验台架1内部的滑台20、设置在滑台20上的俯仰角调节构件21和滚转角调节构件22、设置在试验台架1内顶部的主电机23和4个等距分布在俯仰角调节构件21上的吊带24；试验台架1的内壁上设置有位于滑台20下方的限位撑杆10；主电机23的输出轴上设置有卷筒230，卷筒230上缠绕设置有与滑台20上端面连接的主拉索231；俯仰角调节构件21和滚转角调节构件22均为市售产品；

如图2、图3所示，仿升动力组件3包括固定设置在试验台架1内部且位于滑台20下方的支撑横梁30和两个分别通过第一拉索310与支撑横梁30下底面连接的仿升筒31；两个仿升筒31内部均滑动卡接有活塞32，两个活塞32下底面均设置有贯穿仿升筒31的第二拉索320；地坪上设置有分别与两个仿升筒31内部且位于活塞32下部的空间导通的充气装置33；

如图2所示，试验件4下底面呈等腰三角形分布有3个通过起落架40与试验件4转动卡接的机轮41；试验件4上端面四角位置分别与各个吊带24下端连接，且试验件4上端面与两个第二拉索320的下端连接；

如图2所示，测力平台5设置有3个，且各个测力平台5分别与各个机轮41上下位置一一对应；各个测力平台5均内部中空设置，且各个测力平台5内顶部均设置有轮辐式力传感器。

实施例2：本实施例记载的是应用实施例1的装置进行全机落震试验中飞机姿态调节、保持的方法，如图1所示，包括以下步骤：

S1、连接外设：

分别将俯仰角调节构件21、滚转角调节构件22、主电机23、充气装置33与外部电源设备连接；将轮辐式力传感器与外部数据采集设备连接；

S2、调试装置：

调整各个吊带24以及第二拉索320的长度，使得试验件4的各个机轮41分别与各个测力平台5接触；然后通过充气装置33分别为两个仿升筒31充气，使得仿升筒31内部气压满足试验要求；

S3、调整姿态：

利用主电机23带动卷筒230旋转，卷筒230旋转过程中收卷主拉索231，此时滑台20沿试验台架1内壁向上滑动，并通过4个吊带24拉动试验件4在试验台架1内部上升至设定高度；利用俯仰角调节构件21调整试验件4前后两端的俯仰角至设定值；利用滚转角调节构件22调整试验件4左右两端的滚转角至设定值；

S4、采集数据：

关闭主电机23，使得滑台20沿试验台架1内壁向下滑动后与限位撑杆10接触，试验件4的各个机轮41分别接触对应的测力平台5；利用测力平台5内部的轮辐式力传感器感测试验件4下落时的垂向力、航向力、侧向力，并将信号传递至外部数据采集设备进行数据采集。

实施例3：本实施例与实施例1不同之处在于：

如图4、图5所示，俯仰角调节构件21包括设置在滑台20下底面的限位套210、分别滑动卡接在限位套210内部前后两端的两个提升板211和分别设置在滑台20上端面前后两端的提升电机212；4个吊带24的上端分别一一对应与两个提升板211的左右两端活动连接；两个提升电机212的输出轴上均设置有贯穿滑台20且与对应位置处的提升板211螺纹连接的提升丝杠213；

如图5、图6所示，滚转角调节构件22设置有两个，两个滚转角调节构件22分别设置在限位套210内部左右两侧；滚转角调节构件22包括两个分别转动卡接在限位套210内部前后两端的摆动臂220、转动卡接在限位套210内壁上的转轴221和设置在限位套210内壁上的微型电机222；两个摆动臂220与限位套210连接处均设置有摆动齿盘223；转轴221两端分别套设有与两个摆动齿盘223一一对应啮合连接的第一齿轮2210，转轴221中部套设有第二齿轮2211；微型电机222的输出轴上设置有与第二齿轮2211啮合连接的驱动齿轮2220；各个摆动臂220远离对应位置处的摆动齿盘223的一端均转动卡接有对接转轮224，各个对接转轮224的周向均设置有对接槽。

实施例4：本实施例记载的是应用实施例3的装置进行全机落震试验中飞机姿态调节、保持的方法，与实施例2不同之处在于：

步骤S1中，分别将提升电机212和微型电机222与外部电源设备连接；

步骤S3中，分别启动两个提升电机212，利用提升电机212带动对应的提升丝杠213旋转，从而使得对应的提升板211在限位套210内部移动，通过吊带24拉动试验件4的前端或后端，对试验件4在落震试验中的俯仰角进行调节；分别开启两个微型电机222，通过微型电机222带动驱动齿轮2220旋转，利用驱动齿轮2220与第二齿轮2211的啮合作用实现转轴221旋转；转轴221旋转过程中利用第一齿轮2210带动对应位置处的摆动齿盘223旋转；并最终使得同一个滚转角调节构件22上的两个摆动臂220偏移，利用摆动臂220上的对接转轮224对试验件4左侧或者右侧的两个吊带24进行挤压抬升，实现试验件4在落震试验中滚转角的调节。

实施例5：本实施例与实施例3不同之处在于：

如图3、图7、图8所示，调节组件2还包括设置在试验台架1内顶部且能够与卷筒230连接锁止的投放锁构件25；投放锁构件25包括通过立板250滑动卡接在试验台架1内顶部的移动座251、设置在试验台架1内顶部且与移动座251远离卷筒230一侧连接的第一电动推杆252和设置在移动座251靠近卷筒230一侧的锁头253；锁头253为六棱柱结构，卷筒230端部设置有与锁头253配合使用的锁止槽；锁头253的各个侧面上均转动卡接有滚珠2530。

实施例6：本实施例记载的是应用实施例5的装置进行全机落震试验中飞机姿态调节、保持的方法，与实施例4不同之处在于：

步骤S1中，将第一电动推杆252与外部电源设备连接；

步骤S3中，当主电机23拉动试验件4在试验台架1内部上升至设定高度时，利用第一电动推杆252推动移动座251在立板250上滑动，锁头253插入卷筒230上的锁止槽内部，此时关闭主电机23，卷筒230在锁头253的作用下锁止；

步骤S4中，利用第一电动推杆252拉动移动座251在立板250上滑动，锁头253与卷筒230上的锁止槽脱离；此时滑台20沿试验台架1内壁向下滑动，并最终使试验件4的各个机轮41分别接触对应的测力平台5。

实施例7：本实施与实施例5不同之处在于：

如图6、图9、图10所示，吊带24与试验件4连接处设置有卡扣组件26；卡扣组件26包括设置在试验件4上端面且内部中空的卡扣座260、两个上下对称设置在卡扣座260内部的挤压座261和设置在卡扣座260内底部的第二电动推杆262；卡扣座260的侧壁上贯穿设置有安装孔2600；两个挤压座261相对的一侧均设置有咬合块263，两个挤压座261相对的一侧两端均设置有两个齿条264；卡扣座260内部两侧分别通过齿轮轴转动卡接有连接齿轮265，两个连接齿轮265分别与对应位置处的两个齿条264一一对应啮合连接，两个齿轮轴上均套设有辅助齿轮266；卡扣座260内部滑动卡接有驱动架267，驱动架267下底面与第二电动推杆262连接，驱动架267的两侧分别通过齿牙与两个辅助齿轮266一一对应啮合连接；两个咬合块263相互靠近的一侧均设置有咬合齿；吊带24与提升板211连接处、主拉索231与滑台20连接处、第一拉索310与支撑横梁30连接处、第二拉索320与试验件4连接处均设置有卡扣组件26。

实施例8：本实施例记载的是应用实施例7的装置进行全机落震试验中飞机姿态调节、保持的方法，与实施例6不同之处在于：

步骤S1中，将第二电动推杆262与外部电源连接；

步骤S2中，将吊带24的两端分别穿过对应位置处的两个卡扣座260上的安装孔2600，利用第二电动推杆262推动驱动架267在卡扣座260内部向上移动，并推动辅助齿轮266和连接齿轮265旋转，连接齿轮265旋转过程中，两个挤压座261同侧的齿条264相互靠近，并使得两个挤压座261带动对应的咬合块263相互靠近，对吊带24进行咬合固定。

实施例9：本实施例与实施例7不同之处在于：

如图2所示，限位撑杆10上端面设置有缓冲垫。

需要说明的是，本发明所用的主电机23、充气装置33、轮辐式力传感器、提升电机212、微型电机222、第一电动推杆252和第二电动推杆262均采用现有技术，在此不做特殊限定，可根据实际需要选择相应的产品。

Claims (10)

1.一种全机落震试验中飞机姿态调节、保持装置，其特征在于，包括设置在地坪上的试验台架（1）、设置在所述试验台架（1）内部上端的调节组件（2）、依次设置在试验台架（1）内部且位于调节组件（2）下方的仿升动力组件（3）、试验件（4）和设置在地坪上且位于所述试验件（4）下方的测力平台（5）；

所述调节组件（2）包括滑动卡接在试验台架（1）内部的滑台（20）、设置在所述滑台（20）上的俯仰角调节构件（21）和滚转角调节构件（22）、设置在试验台架（1）内顶部的主电机（23）和4个等距分布在所述俯仰角调节构件（21）上的吊带（24）；试验台架（1）的内壁上设置有位于所述滑台（20）下方的限位撑杆（10）；所述主电机（23）的输出轴上设置有卷筒（230），所述卷筒（230）上缠绕设置有与滑台（20）上端面连接的主拉索（231）；

所述仿升动力组件（3）包括固定设置在试验台架（1）内部且位于滑台（20）下方的支撑横梁（30）和两个分别通过第一拉索（310）与支撑横梁（30）下底面连接的仿升筒（31）；两个所述仿升筒（31）内部均滑动卡接有活塞（32），两个所述活塞（32）下底面均设置有贯穿仿升筒（31）的第二拉索（320）；地坪上设置有分别与两个所述仿升筒（31）内部且位于活塞（32）下部的空间导通的充气装置（33）；

所述试验件（4）下底面呈等腰三角形分布有3个通过起落架（40）与试验件（4）转动卡接的机轮（41）；所述试验件（4）上端面四角位置分别与各个吊带（24）下端连接，且试验件（4）上端面与两个第二拉索（320）的下端连接；

所述测力平台（5）设置有3个，且各个所述测力平台（5）分别与各个机轮（41）上下位置一一对应；各个测力平台（5）均内部中空设置，且各个测力平台（5）内顶部均设置有轮辐式力传感器。

2.根据权利要求1所述的一种全机落震试验中飞机姿态调节、保持装置，其特征在于，所述俯仰角调节构件（21）包括设置在滑台（20）下底面的限位套（210）、分别滑动卡接在所述限位套（210）内部前后两端的两个提升板（211）和分别设置在滑台（20）上端面前后两端的提升电机（212）；4个所述吊带（24）的上端分别一一对应与两个提升板（211）的左右两端活动连接；两个所述提升电机（212）的输出轴上均设置有贯穿滑台（20）且与对应位置处的提升板（211）螺纹连接的提升丝杠（213）。

3.根据权利要求2所述的一种全机落震试验中飞机姿态调节、保持装置，其特征在于，所述滚转角调节构件（22）设置有两个，两个所述滚转角调节构件（22）分别设置在限位套（210）内部左右两侧；滚转角调节构件（22）包括两个分别转动卡接在限位套（210）内部前后两端的摆动臂（220）、转动卡接在限位套（210）内壁上的转轴（221）和设置在限位套（210）内壁上的微型电机（222）；两个所述摆动臂（220）与限位套（210）连接处均设置有摆动齿盘（223）；所述转轴（221）两端分别套设有与两个摆动齿盘（223）一一对应啮合连接的第一齿轮（2210），转轴（221）中部套设有第二齿轮（2211）；所述微型电机（222）的输出轴上设置有与第二齿轮（2211）啮合连接的驱动齿轮（2220）。

4.根据权利要求3所述的一种全机落震试验中飞机姿态调节、保持装置，其特征在于，各个所述摆动臂（220）远离对应位置处的摆动齿盘（223）的一端均转动卡接有对接转轮（224），各个所述对接转轮（224）的周向均设置有对接槽。

5.根据权利要求1所述的一种全机落震试验中飞机姿态调节、保持装置，其特征在于，所述调节组件（2）还包括设置在试验台架（1）内顶部且能够与所述卷筒（230）连接锁止的投放锁构件（25）；所述投放锁构件（25）包括通过立板（250）滑动卡接在试验台架（1）内顶部的移动座（251）、设置在试验台架（1）内顶部且与移动座（251）远离卷筒（230）一侧连接的第一电动推杆（252）和设置在移动座（251）靠近卷筒（230）一侧的锁头（253）；所述锁头（253）为六棱柱结构，卷筒（230）端部设置有与所述锁头（253）配合使用的锁止槽。

6.根据权利要求5所述的一种全机落震试验中飞机姿态调节、保持装置，其特征在于，所述锁头（253）的各个侧面上均转动卡接有滚珠（2530）。

7.根据权利要求2所述的一种全机落震试验中飞机姿态调节、保持装置，其特征在于，所述吊带（24）与试验件（4）连接处设置有卡扣组件（26）；所述卡扣组件（26）包括设置在试验件（4）上端面且内部中空的卡扣座（260）、两个上下对称设置在所述卡扣座（260）内部的挤压座（261）和设置在卡扣座（260）内底部的第二电动推杆（262）；卡扣座（260）的侧壁上贯穿设置有安装孔（2600）；两个所述挤压座（261）相对的一侧均设置有咬合块（263），两个挤压座（261）相对的一侧两端均设置有两个齿条（264）；卡扣座（260）内部两侧分别通过齿轮轴转动卡接有连接齿轮（265），两个所述连接齿轮（265）分别与对应位置处的两个齿条（264）一一对应啮合连接，两个所述齿轮轴上均套设有辅助齿轮（266）；卡扣座（260）内部滑动卡接有驱动架（267），所述驱动架（267）下底面与第二电动推杆（262）连接，驱动架（267）的两侧分别通过齿牙与两个辅助齿轮（266）一一对应啮合连接；吊带（24）与提升板（211）连接处、主拉索（231）与滑台（20）连接处、第一拉索（310）与支撑横梁（30）连接处、第二拉索（320）与试验件（4）连接处均设置有所述卡扣组件（26）。

8.根据权利要求7所述的一种全机落震试验中飞机姿态调节、保持装置，其特征在于，两个所述咬合块（263）相互靠近的一侧均设置有咬合齿。

9.根据权利要求1所述的一种全机落震试验中飞机姿态调节、保持装置，其特征在于，所述限位撑杆（10）上端面设置有缓冲垫。

10.一种全机落震试验中飞机姿态调节、保持方法，基于权利要求1-9任一所述的一种全机落震试验中飞机姿态调节、保持装置，其特征在于，包括以下步骤：

S1、连接外设：

分别将俯仰角调节构件（21）、滚转角调节构件（22）、主电机（23）、充气装置（33）与外部电源设备连接；将轮辐式力传感器与外部数据采集设备连接；

S2、调试装置：

调整各个吊带（24）以及第二拉索（320）的长度，使得试验件（4）的各个机轮（41）分别与各个测力平台（5）接触；然后通过充气装置（33）分别为两个仿升筒（31）充气，使得仿升筒（31）内部气压满足试验要求；

S3、调整姿态：

利用主电机（23）带动卷筒（230）旋转，卷筒（230）旋转过程中收卷主拉索（231），此时滑台（20）沿试验台架（1）内壁向上滑动，并通过4个吊带（24）拉动试验件（4）在试验台架（1）内部上升至设定高度；利用俯仰角调节构件（21）调整试验件（4）前后两端的俯仰角至设定值，利用滚转角调节构件（22）调整试验件（4）左右两端的滚转角至设定值；

S4、采集数据：

关闭主电机（23），使得滑台（20）沿试验台架（1）内壁向下滑动后与限位撑杆（10）接触，试验件（4）的各个机轮（41）分别接触对应的测力平台（5）；利用测力平台（5）内部的轮辐式力传感器感测试验件（4）下落时的垂向力、航向力、侧向力，并将信号传递至外部数据采集设备进行数据采集。