CN117048846B - 一种全机落震试验中防止飞机过度下沉的装置及方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种全机落震试验中防止飞机过度下沉的装置及方法，装置包括主体支撑结构，连接在主体支撑结构上的悬吊式吸能机构；主体支撑结构包括主体支撑底座，主体支撑底座顶部固定设有多根主体支撑立柱和主体支撑顶板；悬吊式吸能机构包括多根固定在主体支撑顶板下侧的悬吊支撑缆绳，悬吊支撑缆绳下端固定设有开口朝下的吸能机构容纳筒，吸能机构容纳筒内滑动配合设有吸能支撑滑柱，吸能支撑滑柱上连接有多根悬吊机构减震器；该装置解决了舰载机全机落震试验的保护装置安装问题，该装置能够有效吸收耗散飞机过度下沉的冲击能量，避免了传统钢索延展性差，容易拉断的问题，有效地保证了舰载机全机落震试验安全可靠进行。

Description

一种全机落震试验中防止飞机过度下沉的装置及方法

技术领域

本发明涉及航空飞机试验技术领域，具体为一种全机落震试验中防止飞机过度下沉的装置及方法。

背景技术

在起落架落震试验中，为了防止起落架过度下沉对起落架结构造成破坏，通常在地面上安装一个固定高度的保护支托，当起落架下沉量超过设计最大值时，吊篮底部撞击在保护支托上，保障了试验件安全。在舰载机全机落震试验中，由于飞机下沉姿态较多、下沉速度较大，极易发生飞机过度下沉或者由于弹跳引起的飞机某些部位过度下沉，对飞机结构产生极大威胁，但飞机上没有类似吊篮的受载点，无法采用安装地面保护支托的方式，目前一般在机身上部与承载框架之间加装保护钢索。但由于钢索延展性差，不具备缓冲作用，在大载荷下钢索容易拉断，同时也对机身及钢索连接处受力产生极大威胁，因此，急需一种防止飞机过度下沉的气液吸能装置。

目前国内刚开展全机落震试验，许多技术尚在探索之中，试验过程中试验件保护方面的研究甚少，因此寻求一种防止飞机过度下沉的气液吸能方法与装置显得尤为迫切。

发明内容

本发明的目的在于提供一种全机落震试验中防止飞机过度下沉的装置及方法，可在舰载机全机落震试验中对飞机提供保护作用，在意外情况下，避免飞机过度下沉造成的机身结构破坏。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

一种全机落震试验中防止飞机过度下沉的装置，包括主体支撑结构，以及连接在主体支撑结构上的悬吊式吸能机构；

主体支撑结构包括主体支撑底座，主体支撑底座顶部固定设有多根竖直延伸的主体支撑立柱，多根主体支撑立柱顶部共同固定连接有主体支撑顶板；

悬吊式吸能机构包括多根固定在主体支撑顶板下侧的悬吊支撑缆绳，悬吊支撑缆绳下端固定设有开口朝下的吸能机构容纳筒，吸能机构容纳筒内滑动配合设有吸能支撑滑柱，吸能机构容纳筒内下端固定设有吸能支撑固定环，吸能支撑固定环上侧与吸能支撑滑柱下侧之间连接有多根悬吊机构减震器；

悬吊机构减震器的外杆端部以固定铰链的形式与吸能支撑固定环上侧相连，悬吊机构减震器的内杆端部以固定铰链的形式与吸能支撑滑柱下侧相连；

吸能支撑滑柱下端固定连接有机体固定缆绳。

优选地，主体支撑顶板通过顶板升降机构与主体支撑立柱相连，主体支撑立柱为顶部开口且内部中空的圆柱形结构，顶板升降机构包括滑动配合在主体支撑立柱内且开口朝下的主体升降立柱，主体支撑立柱内设有立柱升降驱动杆，立柱升降驱动杆为液压驱动杆，立柱升降驱动杆的外杆端部与主体支撑立柱内底部固定相连，立柱升降驱动杆的内杆端部与主体升降立柱内顶部固定相连。

说明：利用顶板升降机构对主体支撑顶板的高度进行调节，以满足多种试验工况下的要求。

优选地，机体固定缆绳为碳纤维材料制成的缆绳。

说明：碳纤维材料制成的缆绳具有更高的强度，较低的延展率，多次使用后仍能够保持良好的尺寸精度。

优选地，主体支撑顶板上设有吊篮减震系统，主体支撑顶板上具有多个竖直贯通的吊篮系统通孔，吊篮减震系统包括固定在吊篮系统通孔顶部且开口朝下的吊篮系统支撑壳；

吊篮系统支撑壳内滑动配合设有减震滑动吊篮，减震滑动吊篮侧壁上具有多个内外相通的滑动连通槽；

减震滑动吊篮内滑动配合设有吊篮减震支撑板，吊篮减震支撑板下侧与吊篮系统支撑壳内侧壁之间连接有多根吊篮系统减震器，吊篮系统减震器的外杆端部穿过滑动连通槽以固定铰链的形式与吊篮系统支撑壳内侧壁相连，吊篮系统减震器的内杆端部以固定铰链的形式与吊篮减震支撑板下侧相连；

悬吊支撑缆绳上端固定连接在减震滑动吊篮下端。

优选地，吊篮减震支撑板下侧设有径向调节机构，径向调节机构包括开设在吊篮减震支撑板底部的多个径向调节容纳槽，径向调节容纳槽沿吊篮减震支撑板的径向延伸布置，径向调节容纳槽内滑动配合设有径向调节滑块，径向调节滑块上具有调节驱动螺纹孔，调节驱动螺纹孔内螺纹传动配合设有调节驱动螺纹杆，径向调节容纳槽内固定设有用于驱动调节驱动螺纹杆转动的径向调节电机；

吊篮系统减震器的内杆端部以固定铰链的形式与径向调节滑块相连。

说明：多根金字塔式排列的吊篮系统减震器，通过调节吊篮系统减震器与减震滑动吊篮的竖直轴线之间的倾角，进而调节改变整个吊篮减震系统的减震吸能性能。

优选地，吊篮减震支撑板上侧与吊篮系统支撑壳内顶部之间设有预压缩调节机构，预压缩调节机构包括多根连接在吊篮减震支撑板顶部的预压缩调节驱动杆，预压缩调节驱动杆为电控伸缩杆，预压缩调节驱动杆的外杆端部与吊篮减震支撑板顶部固定相连，预压缩调节驱动杆的内杆端部与减震滑动吊篮内顶部固定相连。

说明：预压缩调节驱动杆驱动吊篮减震支撑板对多根吊篮系统减震器进行预压缩，进而调节改变整个吊篮减震系统的减震吸能性能。

优选地，减震滑动吊篮下端连接有螺旋式辅助减震系统，螺旋式辅助减震系统包括内部中空的辅助减震容纳壳，辅助减震容纳壳固定在减震滑动吊篮下端，辅助减震容纳壳内顶部固定设有多个吸能容纳壳，且多个吸能容纳壳沿辅助减震容纳壳的径向延伸；

吸能容纳壳内滑动配合设有辅助减震滑块，吸能容纳壳下侧具有内外相通的径向滑动槽，辅助减震滑块与吸能容纳壳内靠近辅助减震容纳壳的轴线一端之间设有辅助减震器，辅助减震器的外杆端部与吸能容纳壳固定相连，辅助减震器的内杆端部与辅助减震滑块固定相连；

辅助减震滑块下侧连接有减震收缩定滑轮，减震收缩定滑轮的盘面沿水平面布置，减震收缩定滑轮的转轴与辅助减震滑块固定相连；

辅助减震容纳壳下端具有内外相通的缆绳通孔，缆绳通孔内固定设有缆绳导向定滑轮；

悬吊支撑缆绳上端先绕过缆绳导向定滑轮再依次绕过各个减震收缩定滑轮然后与辅助减震容纳壳内侧壁固定相连。

说明：悬吊支撑缆绳被收紧后通过各个减震收缩定滑轮带动辅助减震滑块在相应的吸能容纳壳中移动，对各个辅助减震器进行压缩，利用多个辅助减震器对整个飞机的冲击载荷进行缓冲吸能。

优选地，吸能支撑滑柱上设有防弹跳预紧机构，防弹跳预紧机构包括固定在吸能支撑滑柱顶部且开口朝下的预紧容纳筒，预紧容纳筒内滑动配合设有预紧驱动柱，预紧驱动柱上具有预紧驱动螺纹孔，预紧驱动螺纹孔内螺纹传动配合设有预紧驱动螺纹杆，预紧容纳筒内顶部固定设有用于驱动预紧驱动螺纹杆转动的预紧驱动电机；

吸能支撑滑柱上具有竖直贯通的用于安装预紧驱动柱的预紧驱动柱连通孔；

预紧驱动柱下端固定设有开口朝上的缆绳连接筒，机体固定缆绳上端与缆绳连接筒固定相连。

说明：为避免落震试验后的飞机在试验台上多次弹跳对试验台进行撞击，利用防弹跳预紧机构将试验后的飞机进行约束收紧提升。

本发明中悬吊机构减震器、吊篮系统减震器和辅助减震器均为阻尼可调的气液减震器。

本发明还提供了一种全机落震试验中防止飞机过度下沉的方法，基于上述的一种全机落震试验中防止飞机过度下沉的装置，包括以下步骤：

S1、将飞机进行悬吊提升：

将钢丝绳通过电磁锁与飞机固定相连，利用钢丝绳将飞机吊起，使飞机提升至预定的离地高度，并等待飞机姿态平稳；

将多根机体固定缆绳与待测试的飞机进行固定相连，此时机体固定缆绳处于松弛状态；

S2、将飞机进行释放落震：

当飞机姿态稳定后，将吊起飞机的钢丝绳上的电磁锁进行释放，使飞机自由下落进行落震试验，飞机自由下落撞击试验台后，利用测力平台对飞机落震过程中的各项参数进行测量记录；

S3、对落震后的飞机进行缓冲牵引：

飞机自由下落撞击试验台后，当起落架结构、功能发生损坏或者飞机发生故障时，飞机在落震过程中下沉量超过设计最大值，整个飞机会继续下沉；

此时机体固定缆绳与悬吊支撑缆绳被绷紧，机体固定缆绳牵引带动吸能支撑滑柱在吸能机构容纳筒内下移，吸能支撑滑柱下移对多个悬吊机构减震器进行压缩，利用多个悬吊机构减震器对整个飞机的冲击载荷进行缓冲吸能。

与现有技术相比，本发明的有益效果体现在以下几个方面：

1、本发明解决了舰载机全机落震试验的保护装置安装问题，该装置能够有效吸收耗散飞机过度下沉的冲击能量，避免了传统钢索延展性差、容易拉断的问题，有效地保证了舰载机全机落震试验安全可靠进行；

2、该装置在试验中上采用多点悬吊布置方式，可有效改善由于弹跳引起的飞机某些部位过度下沉；

3、多根金字塔式排列的吊篮系统减震器，通过调节吊篮系统减震器与减震滑动吊篮的竖直轴线之间的倾角，进而调节改变整个吊篮减震系统的减震吸能性能；且独立的吊篮减震系统，能够单独调节减震吸能性能，且预压缩调节机构能够起到一定的升降调节的作用；

4、该装置中利用防弹跳预紧机构将试验后的飞机进行约束收紧提升，避免落震试验后的飞机在试验台上多次弹跳对试验台进行撞击。

附图说明

图1是本发明装置的主视图；

图2是图1的俯视图；

图3是悬吊式吸能机构的结构示意图；

图4是吊篮减震系统的俯视图；

图5是吊篮减震系统的仰视图；

图6是螺旋式辅助减震系统的结构示意图；

图7是图6的俯视图；

图8是图6的仰视图；

图9是实施例2方法的流程图；

图中，10-主体支撑结构、11-主体支撑底座、12-主体支撑立柱、13-主体支撑顶板、14-顶板升降机构、141-主体升降立柱、142-立柱升降驱动杆、20-悬吊式吸能机构、201-悬吊支撑缆绳、202-机体固定缆绳、21-吸能机构容纳筒、22-吸能支撑滑柱、23-悬吊机构减震器、231-吸能支撑固定环、29-防弹跳预紧机构、290-预紧驱动柱连通孔、291-预紧容纳筒、292-预紧驱动柱、293-预紧驱动螺纹孔、294-预紧驱动螺纹杆、295-预紧驱动电机、296-缆绳连接筒、30-吊篮减震系统、301-吊篮系统通孔、31-吊篮系统支撑壳、32-减震滑动吊篮、320-滑动连通槽、321-吊篮减震支撑板、33-吊篮系统减震器、34-径向调节机构、341-径向调节容纳槽、342-径向调节滑块、343-调节驱动螺纹孔、344-调节驱动螺纹杆、345-径向调节电机、35-预压缩调节机构、351-预压缩调节驱动杆、40-螺旋式辅助减震系统、41-辅助减震容纳壳、410-缆绳通孔、411-缆绳导向定滑轮、42-吸能容纳壳、420-径向滑动槽、421-辅助减震滑块、422-辅助减震器、423-减震收缩定滑轮。

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1：一种全机落震试验中防止飞机过度下沉的装置，如图1所示，包括主体支撑结构10，以及连接在主体支撑结构10上的悬吊式吸能机构20；

主体支撑结构10包括主体支撑底座11，主体支撑底座11顶部固定设有多根竖直延伸的主体支撑立柱12，多根主体支撑立柱12顶部共同连接有主体支撑顶板13；

如图1所示，主体支撑顶板13通过顶板升降机构14与主体支撑立柱12相连，主体支撑立柱12为顶部开口且内部中空的圆柱形结构，顶板升降机构14包括滑动配合在主体支撑立柱12内且开口朝下的主体升降立柱141，主体支撑立柱12内设有立柱升降驱动杆142，立柱升降驱动杆142为液压驱动杆，立柱升降驱动杆142的外杆端部与主体支撑立柱12内底部固定相连，立柱升降驱动杆142的内杆端部与主体升降立柱141内顶部固定相连，主体支撑顶板13共同固定连接在多根主体升降立柱141顶部；

悬吊式吸能机构20包括多根固定在主体支撑顶板13下侧的悬吊支撑缆绳201，悬吊支撑缆绳201下端固定设有开口朝下的吸能机构容纳筒21，如图3所示，吸能机构容纳筒21内滑动配合设有吸能支撑滑柱22，吸能机构容纳筒21内下端固定设有吸能支撑固定环231，吸能支撑固定环231上侧与吸能支撑滑柱22下侧之间连接有多根悬吊机构减震器23，悬吊机构减震器23为一种气液减震器；

如图3所示，悬吊机构减震器23的外杆端部以固定铰链的形式与吸能支撑固定环231上侧相连，悬吊机构减震器23的内杆端部以固定铰链的形式与吸能支撑滑柱22下侧相连；

吸能支撑滑柱22下端固定连接有机体固定缆绳202，机体固定缆绳202为碳纤维材料制成的缆绳。

实施例2：本实施例记载的是一种全机落震试验中防止飞机过度下沉的方法，基于上述实施例1的一种全机落震试验中防止飞机过度下沉的装置，如图9所示，包括以下步骤：

S1、将飞机进行悬吊提升：

将钢丝绳通过电磁锁与飞机固定相连，利用钢丝绳将飞机吊起，使飞机提升至预定的离地高度，并等待飞机姿态平稳；

将多根机体固定缆绳202与待测试的飞机进行固定相连，此时机体固定缆绳202处于松弛状态；

S2、将飞机进行释放落震：

当飞机姿态稳定后，将吊起飞机的钢丝绳上的电磁锁进行释放，使飞机自由下落进行落震试验，飞机自由下落撞击试验台后，利用测力平台对飞机落震过程中的各项参数进行测量记录；

S3、对落震后的飞机进行缓冲牵引：

飞机自由下落撞击试验台后，当起落架结构、功能发生损坏或者飞机发生故障时，飞机在落震过程中下沉量超过设计最大值，整个飞机会继续下沉；

此时机体固定缆绳202与悬吊支撑缆绳201被绷紧，机体固定缆绳202牵引带动吸能支撑滑柱22在吸能机构容纳筒21内下移，吸能支撑滑柱22下移对多个悬吊机构减震器23进行压缩，利用多个悬吊机构减震器23对整个飞机的冲击载荷进行缓冲吸能。

实施例3：一种全机落震试验中防止飞机过度下沉的装置，与实施例1不同之处在于，如图1、图4所示，主体支撑顶板13上设有吊篮减震系统30，主体支撑顶板13上具有多个竖直贯通的吊篮系统通孔301，吊篮减震系统30包括固定在吊篮系统通孔301顶部且开口朝下的吊篮系统支撑壳31；

吊篮系统支撑壳31内滑动配合设有减震滑动吊篮32，减震滑动吊篮32侧壁上具有多个内外相通的滑动连通槽320；

减震滑动吊篮32内滑动配合设有吊篮减震支撑板321，吊篮减震支撑板321下侧与吊篮系统支撑壳31内侧壁之间连接有多根吊篮系统减震器33，吊篮系统减震器33为一种气液减震器，吊篮系统减震器33的外杆端部穿过滑动连通槽320以固定铰链的形式与吊篮系统支撑壳31内侧壁相连，吊篮系统减震器33的内杆端部以固定铰链的形式与吊篮减震支撑板321下侧相连；

悬吊支撑缆绳201上端固定连接在减震滑动吊篮32下端；

吊篮减震支撑板321下侧设有径向调节机构34，如图5所示，径向调节机构34包括开设在吊篮减震支撑板321底部的多个径向调节容纳槽341，径向调节容纳槽341沿吊篮减震支撑板321的径向延伸布置，径向调节容纳槽341内滑动配合设有径向调节滑块342，径向调节滑块342上具有调节驱动螺纹孔343，调节驱动螺纹孔343内螺纹传动配合设有调节驱动螺纹杆344，径向调节容纳槽341内固定设有用于驱动调节驱动螺纹杆344转动的径向调节电机345，径向调节电机345为伺服电机；

吊篮系统减震器33的内杆端部以固定铰链的形式与径向调节滑块342相连；

如图1所示，吊篮减震支撑板321上侧与吊篮系统支撑壳31内顶部之间设有预压缩调节机构35，预压缩调节机构35包括多根连接在吊篮减震支撑板321顶部的预压缩调节驱动杆351，预压缩调节驱动杆351为电控伸缩杆，预压缩调节驱动杆351的外杆端部与吊篮减震支撑板321顶部固定相连，预压缩调节驱动杆351的内杆端部与减震滑动吊篮32内顶部固定相连；

如图1所示，减震滑动吊篮32下端连接有螺旋式辅助减震系统40，如图6、图7所示，螺旋式辅助减震系统40包括内部中空的辅助减震容纳壳41，辅助减震容纳壳41固定在减震滑动吊篮32下端，辅助减震容纳壳41内顶部固定设有多个吸能容纳壳42，且多个吸能容纳壳42沿辅助减震容纳壳41的径向延伸；

吸能容纳壳42内滑动配合设有辅助减震滑块421，吸能容纳壳42下侧具有内外相通的径向滑动槽420，辅助减震滑块421与吸能容纳壳42内靠近辅助减震容纳壳41的轴线一端之间设有辅助减震器422，辅助减震器422为一种气液减震器，辅助减震器422的外杆端部与吸能容纳壳42固定相连，辅助减震器422的内杆端部与辅助减震滑块421固定相连；

辅助减震滑块421下侧连接有减震收缩定滑轮423，减震收缩定滑轮423的盘面沿水平面布置，减震收缩定滑轮423的转轴与辅助减震滑块421固定相连；

辅助减震容纳壳41下端具有内外相通的缆绳通孔410，缆绳通孔410内固定设有缆绳导向定滑轮411；

如图8所示，悬吊支撑缆绳201上端先绕过缆绳导向定滑轮411再依次绕过各个减震收缩定滑轮423然后与辅助减震容纳壳41内侧壁固定相连。

实施例4：本实施例记载的是一种全机落震试验中防止飞机过度下沉的方法，基于上述实施例3的一种全机落震试验中防止飞机过度下沉的装置，与实施例2不同之处在于，包括以下步骤：

S1、将飞机进行悬吊提升：

将钢丝绳通过电磁锁与飞机固定相连，利用钢丝绳将飞机吊起，使飞机提升至预定的离地高度，并等待飞机姿态平稳；

将多根机体固定缆绳202与待测试的飞机进行固定相连，此时机体固定缆绳202处于松弛状态；

利用顶板升降机构14对主体支撑顶板13的高度进行调节，以满足多种试验工况下的要求，多根立柱升降驱动杆142的内杆同步伸出驱动主体升降立柱141沿主体支撑立柱12的轴线上移，多个主体升降立柱141同步带动主体支撑顶板13整体升高，并配合使用多种长度规格的机体固定缆绳202，以适应主体支撑顶板13的高度变化；

S2、将飞机进行释放落震：

当飞机姿态稳定后，将吊起飞机的钢丝绳上的电磁锁进行释放，使飞机自由下落进行落震试验，飞机自由下落撞击试验台后，利用测力平台对飞机落震过程中的各项参数进行测量记录；

S3、对落震后的飞机进行缓冲牵引：

飞机自由下落撞击试验台后，当起落架结构、功能发生损坏或者飞机发生故障时，飞机在落震过程中下沉量超过设计最大值，整个飞机会继续下沉；

此时机体固定缆绳202与悬吊支撑缆绳201被绷紧，机体固定缆绳202牵引带动吸能支撑滑柱22在吸能机构容纳筒21内下移，吸能支撑滑柱22下移对多个悬吊机构减震器23进行压缩，利用多个悬吊机构减震器23对整个飞机的冲击载荷进行缓冲吸能；

机体固定缆绳202与悬吊支撑缆绳201被绷紧后，由于飞机自由下落的惯性，飞机将带动机体固定缆绳202与悬吊支撑缆绳201继续下沉；

此时悬吊支撑缆绳201带动减震滑动吊篮32在吊篮系统支撑壳31中下移，减震滑动吊篮32带动吊篮减震支撑板321一起下移并对多个吊篮系统减震器33进行压缩，利用多个吊篮系统减震器33对整个飞机的冲击载荷进行缓冲吸能；

同时悬吊支撑缆绳201的收紧通过各个减震收缩定滑轮423带动辅助减震滑块421在相应的吸能容纳壳42中移动，各个辅助减震滑块421向着靠近辅助减震容纳壳41的轴线方向移动，各个辅助减震滑块421对辅助减震器422进行压缩，利用多个辅助减震器422对整个飞机的冲击载荷进行缓冲吸能。

实施例5：一种全机落震试验中防止飞机过度下沉的装置，与实施例3不同之处在于，如图3所示，吸能支撑滑柱22上设有防弹跳预紧机构29，防弹跳预紧机构29包括固定在吸能支撑滑柱22顶部且开口朝下的预紧容纳筒291，预紧容纳筒291内滑动配合设有预紧驱动柱292，预紧驱动柱292上具有预紧驱动螺纹孔293，预紧驱动螺纹孔293内螺纹传动配合设有预紧驱动螺纹杆294，预紧容纳筒291内顶部固定设有用于驱动预紧驱动螺纹杆294转动的预紧驱动电机295，预紧驱动电机295为伺服电机；

吸能支撑滑柱22上具有竖直贯通的用于安装预紧驱动柱292的预紧驱动柱连通孔290；

预紧驱动柱292下端固定设有开口朝上的缆绳连接筒296，机体固定缆绳202上端与缆绳连接筒296固定相连。

实施例6：本实施例记载的是一种全机落震试验中防止飞机过度下沉的方法，基于上述实施例5的一种全机落震试验中防止飞机过度下沉的装置，与实施例4不同之处在于，步骤S3中，为避免落震试验后的飞机在试验台上多次弹跳对试验台进行撞击，利用防弹跳预紧机构29将试验后的飞机进行约束收紧提升；

当飞机利用悬吊式吸能机构20进行缓冲吸能后并到达下止点，飞机整体开始反弹升高，此时预紧驱动电机295驱动预紧驱动螺纹杆294转动，预紧驱动螺纹杆294带动预紧驱动柱292沿预紧容纳筒291的轴线上移，预紧驱动柱292带动缆绳连接筒296一起上移，缆绳连接筒296最后通过机体固定缆绳202带动整个飞机提升一定的高度，对飞机进行预紧提升避免飞机多次弹跳撞击试验台。

Claims (5)

1.一种全机落震试验中防止飞机过度下沉的装置，其特征在于，包括主体支撑结构（10），以及连接在所述主体支撑结构（10）上的悬吊式吸能机构（20）；

所述主体支撑结构（10）包括主体支撑底座（11），所述主体支撑底座（11）顶部固定设有多根竖直延伸的主体支撑立柱（12），多根所述主体支撑立柱（12）顶部共同固定连接有主体支撑顶板（13）；

所述悬吊式吸能机构（20）包括多根固定在所述主体支撑顶板（13）下侧的悬吊支撑缆绳（201），所述悬吊支撑缆绳（201）下端固定设有开口朝下的吸能机构容纳筒（21），所述吸能机构容纳筒（21）内滑动配合设有吸能支撑滑柱（22），所述吸能机构容纳筒（21）内下端固定设有吸能支撑固定环（231），所述吸能支撑固定环（231）上侧与所述吸能支撑滑柱（22）下侧之间连接有多根悬吊机构减震器（23）；

所述悬吊机构减震器（23）的外杆端部以固定铰链的形式与所述吸能支撑固定环（231）上侧相连，所述悬吊机构减震器（23）的内杆端部以固定铰链的形式与所述吸能支撑滑柱（22）下侧相连；

所述吸能支撑滑柱（22）下端固定连接有机体固定缆绳（202）；

所述主体支撑顶板（13）上设有吊篮减震系统（30），所述主体支撑顶板（13）上具有多个竖直贯通的吊篮系统通孔（301），所述吊篮减震系统（30）包括固定在所述吊篮系统通孔（301）顶部且开口朝下的吊篮系统支撑壳（31）；

所述吊篮系统支撑壳（31）内滑动配合设有减震滑动吊篮（32），所述减震滑动吊篮（32）侧壁上具有多个内外相通的滑动连通槽（320）；

所述减震滑动吊篮（32）内滑动配合设有吊篮减震支撑板（321），所述吊篮减震支撑板（321）下侧与所述吊篮系统支撑壳（31）内侧壁之间连接有多根吊篮系统减震器（33），所述吊篮系统减震器（33）的外杆端部穿过所述滑动连通槽（320）以固定铰链的形式与所述吊篮系统支撑壳（31）内侧壁相连，所述吊篮系统减震器（33）的内杆端部以固定铰链的形式与所述吊篮减震支撑板（321）下侧相连；

所述悬吊支撑缆绳（201）上端固定连接在所述减震滑动吊篮（32）下端；

所述吊篮减震支撑板（321）下侧设有径向调节机构（34），所述径向调节机构（34）包括开设在所述吊篮减震支撑板（321）底部的多个径向调节容纳槽（341），所述径向调节容纳槽（341）沿所述吊篮减震支撑板（321）的径向延伸布置，所述径向调节容纳槽（341）内滑动配合设有径向调节滑块（342），所述径向调节滑块（342）上具有调节驱动螺纹孔（343），所述调节驱动螺纹孔（343）内螺纹传动配合设有调节驱动螺纹杆（344），所述径向调节容纳槽（341）内固定设有用于驱动所述调节驱动螺纹杆（344）转动的径向调节电机（345）；

所述吊篮系统减震器（33）的内杆端部以固定铰链的形式与所述径向调节滑块（342）相连；

所述吊篮减震支撑板（321）上侧与所述吊篮系统支撑壳（31）内顶部之间设有预压缩调节机构（35），所述预压缩调节机构（35）包括多根连接在所述吊篮减震支撑板（321）顶部的预压缩调节驱动杆（351），所述预压缩调节驱动杆（351）为电控伸缩杆，所述预压缩调节驱动杆（351）的外杆端部与所述吊篮减震支撑板（321）顶部固定相连，所述预压缩调节驱动杆（351）的内杆端部与所述减震滑动吊篮（32）内顶部固定相连；

所述减震滑动吊篮（32）下端连接有螺旋式辅助减震系统（40），所述螺旋式辅助减震系统（40）包括内部中空的辅助减震容纳壳（41），所述辅助减震容纳壳（41）固定在所述减震滑动吊篮（32）下端，所述辅助减震容纳壳（41）内顶部固定设有多个吸能容纳壳（42），且多个所述吸能容纳壳（42）沿辅助减震容纳壳（41）的径向延伸；

所述吸能容纳壳（42）内滑动配合设有辅助减震滑块（421），所述吸能容纳壳（42）下侧具有内外相通的径向滑动槽（420），所述辅助减震滑块（421）与所述吸能容纳壳（42）内靠近所述辅助减震容纳壳（41）的轴线一端之间设有辅助减震器（422），所述辅助减震器（422）的外杆端部与所述吸能容纳壳（42）固定相连，所述辅助减震器（422）的内杆端部与所述辅助减震滑块（421）固定相连；

所述辅助减震滑块（421）下侧连接有减震收缩定滑轮（423），所述减震收缩定滑轮（423）的盘面沿水平面布置，所述减震收缩定滑轮（423）的转轴与所述辅助减震滑块（421）固定相连；

所述辅助减震容纳壳（41）下端具有内外相通的缆绳通孔（410），所述缆绳通孔（410）内固定设有缆绳导向定滑轮（411）；

所述悬吊支撑缆绳（201）上端先绕过缆绳导向定滑轮（411）再依次绕过各个减震收缩定滑轮（423）然后与所述辅助减震容纳壳（41）内侧壁固定相连。

2.根据权利要求1所述的一种全机落震试验中防止飞机过度下沉的装置，其特征在于：所述主体支撑顶板（13）通过顶板升降机构（14）与所述主体支撑立柱（12）相连，所述主体支撑立柱（12）为顶部开口且内部中空的圆柱形结构，所述顶板升降机构（14）包括滑动配合在主体支撑立柱（12）内且开口朝下的主体升降立柱（141），所述主体支撑立柱（12）内设有立柱升降驱动杆（142），所述立柱升降驱动杆（142）为液压驱动杆，所述立柱升降驱动杆（142）的外杆端部与所述主体支撑立柱（12）内底部固定相连，所述立柱升降驱动杆（142）的内杆端部与所述主体升降立柱（141）内顶部固定相连。

3.根据权利要求1所述的一种全机落震试验中防止飞机过度下沉的装置，其特征在于：所述机体固定缆绳（202）为碳纤维材料制成的缆绳。

4.根据权利要求1所述的一种全机落震试验中防止飞机过度下沉的装置，其特征在于：所述吸能支撑滑柱（22）上设有防弹跳预紧机构（29），所述防弹跳预紧机构（29）包括固定在所述吸能支撑滑柱（22）顶部且开口朝下的预紧容纳筒（291），所述预紧容纳筒（291）内滑动配合设有预紧驱动柱（292），所述预紧驱动柱（292）上具有预紧驱动螺纹孔（293），所述预紧驱动螺纹孔（293）内螺纹传动配合设有预紧驱动螺纹杆（294），所述预紧容纳筒（291）内顶部固定设有用于驱动所述预紧驱动螺纹杆（294）转动的预紧驱动电机（295）；

所述吸能支撑滑柱（22）上具有竖直贯通的用于安装所述预紧驱动柱（292）的预紧驱动柱连通孔（290）；

所述预紧驱动柱（292）下端固定设有开口朝上的缆绳连接筒（296），所述机体固定缆绳（202）上端与所述缆绳连接筒（296）固定相连。

5.一种全机落震试验中防止飞机过度下沉的方法，基于权利要求1~4任意一项所述的一种全机落震试验中防止飞机过度下沉的装置，其特征在于，包括以下步骤：

S1、将飞机进行悬吊提升：

将钢丝绳通过电磁锁与飞机固定相连，利用钢丝绳将飞机吊起，使飞机提升至预定的离地高度，并等待飞机姿态平稳；

将多根机体固定缆绳（202）与飞机进行固定相连，此时机体固定缆绳（202）处于松弛状态；

S2、将飞机进行释放落震：

当飞机姿态稳定后，将吊起飞机的钢丝绳上的电磁锁进行释放，使飞机自由下落进行落震试验，飞机自由下落撞击试验台后，利用测力平台对飞机落震过程中的各项参数进行测量记录；

S3、对落震后的飞机进行缓冲牵引：

飞机自由下落撞击试验台后，当起落架结构、功能发生损坏或者飞机发生故障时，飞机在落震过程中下沉量超过设计最大值，整个飞机会继续下沉；

此时机体固定缆绳（202）与悬吊支撑缆绳（201）被绷紧，机体固定缆绳（202）牵引带动吸能支撑滑柱（22）在吸能机构容纳筒（21）内下移，吸能支撑滑柱（22）下移对多个悬吊机构减震器（23）进行压缩，利用多个悬吊机构减震器（23）对整个飞机的冲击载荷进行缓冲吸能。