CN117068388A - 基于压溃装置的飞机自由飞行钩住模拟试验系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了基于压溃装置的飞机自由飞行钩住模拟试验系统及方法，系统包括基座支撑结构，倾转支撑结构，压溃释放机构；基座支撑结构包括底座支撑板，底座支撑板顶部固定设有一对前置底座支撑块和一对后置底座支撑块；倾转支撑结构包括前置支撑架、后置支撑架和倾转连接件；前置支撑架通过固定铰链连接在底座支撑块顶部，后置支撑架通过固定铰链连接在后置底座支撑块顶部；本发明便于对飞机模拟框架释放后的俯仰姿态和俯仰倾转速率进行调整，以模拟多种情况下飞机着舰的工况。

Description

基于压溃装置的飞机自由飞行钩住模拟试验系统及方法

技术领域

本发明涉及航空飞机试验技术领域，具体为基于压溃装置的飞机自由飞行钩住模拟试验系统及方法。

背景技术

自由飞行钩住是一类容易被忽视的飞机使用工况，如果遵循路基飞机的设计惯例，仅将飞机的大下沉速度工况作为研究的重点，将对前起落架考核不足，实际上，对于舰载飞机而言，前起落架最严重的载荷工况恰恰发生在飞机小下沉速度时的自由飞行钩住工况。

舰载飞机自由飞行钩住工况是指着舰时飞机处于上仰姿态，且所有起落架尚未接触甲板情况下的拦阻钩钩住拦阻索，此时，飞机有较大的姿态角和较低的下沉速度。自由飞行钩住工况中，前起落架首先接触甲板，而主起落架稍后，飞机的低头俯仰速率可以导致前起落架以较高的下沉速度触地。

自由飞行钩住工况的准确模拟可以有效提高试验室环境全机落震试验的精度。

发明内容

本发明的目的在于提供基于压溃装置的飞机自由飞行钩住模拟试验系统及方法，可以在试验室环境模拟飞机自由飞行钩住时由于飞机的低头俯仰速率导致前起落架着陆速度变大的工况。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

基于压溃装置的飞机自由飞行钩住模拟试验系统，包括基座支撑结构，用于支撑飞机模拟框架的倾转支撑结构，以及设置在基座支撑结构上的压溃释放机构；

基座支撑结构包括底座支撑板，底座支撑板顶部固定设有一对前置底座支撑块和一对后置底座支撑块；

倾转支撑结构包括前置支撑架、后置支撑架和与前置支撑架、后置支撑架相连的倾转连接件；

前置支撑架和后置支撑架均为三角形框架结构，前置支撑架的底边两端分别一一对应连接在一对底座支撑块顶部，后置支撑架的底边两端分别一一对应连接在一对后置底座支撑块顶部；

倾转连接件与前置支撑架连接处设有前置连接轴，倾转连接件与后置支撑架连接处设有后置连接轴、倾转连接件与飞机模拟框架连接处设有机体连接轴；飞机模拟框架底部连接有飞机前起落架；

压溃释放机构包括固定在底座支撑板顶端且开口朝上的压溃释放容纳壳，压溃释放容纳壳内滑动配合设有压溃释放滑块，压溃释放滑块与压溃释放容纳壳内端部之间通过拉断连杆或连接部件相连；

压溃释放滑块顶部连接有一根压溃释放连杆，压溃释放连杆另一端与后置连接轴相连。

优选地，底座支撑板下方设有底座倾转机构，底座倾转机构包括底座倾转支撑板，底座倾转支撑板顶部固定设有倾转轴支撑板，倾转轴支撑板上转动配合连接设有倾转支撑轴，底座支撑板下侧固定设有倾转轴连接板，倾转轴连接板与倾转支撑轴固定相连；

底座支撑板下侧与底座倾转支撑板顶部之间连接有多根倾转驱动杆，倾转驱动杆的外杆端部与底座倾转支撑板顶部相连，倾转驱动杆的内杆端部与底座支撑板下侧相连。

说明：通过底座倾转机构便于调整整个底座支撑板的水平姿态倾角，倾转驱动杆的内杆伸出或者缩回带动底座支撑板绕倾转支撑轴的轴线产生偏转，对整个底座支撑板起到调平的作用。

优选地，前置底座支撑块通过升降调节机构与底座支撑板相连，升降调节机构包括固定在底座支撑板顶部且开口朝上的升降支撑固定筒，升降支撑固定筒内滑动配合设有开口朝下的升降支撑滑动筒，前置底座支撑块固定在升降支撑滑动筒顶部，升降支撑滑动筒内固定设有升降支撑板，升降支撑板上具有竖直贯通的升降驱动配合孔，升降驱动配合孔内螺纹传动配合设有升降驱动杆，升降驱动杆下端与升降支撑固定筒内底部转动配合连接。

说明：通过升降调节机构便于对前置支撑架的支撑高度进行调节。

优选地，倾转连接件为一个两块相互平行的组合板固定相连而成；

前置连接轴、后置连接轴和机体连接轴均固定连接在两个组合板之间，且前置连接轴、后置连接轴和机体连接轴的轴线垂直于组合板平面。

优选地，前置连接轴通过间距调节机构与倾转连接件相连，间距调节机构包括固定在组合板侧面的间距调节容纳壳，组合板侧面具有与间距调节容纳壳内部相连通的间距调节滑槽；

间距调节滑槽内滑动配合设有间距调节滑块，前置连接轴固定连接在两个间距调节滑块之间；

间距调节容纳壳内滑动配合设有调节驱动滑块，间距调节滑块与调节驱动滑块固定相连，调节驱动滑块上具有调节驱动配合孔，调节驱动配合孔内螺纹传动配合设有调节驱动杆，间距调节容纳壳内固定设有用于驱动调节驱动杆转动的间距调节电机，间距调节电机为伺服电机。

说明：通过间距调节机构调节前置连接轴分别与后置连接轴和机体连接轴之前的相对间距，进而调整“前置连接轴与后置连接轴的垂直距离”和“前置连接轴与机体连接轴之前的垂直距离”之间的相对比值。

优选地，压溃释放容纳壳内侧壁固定设有两条平行的滑块约束支撑轨道，压溃释放滑块滑动约束在两个滑块约束支撑轨道之间；

压溃释放滑块顶部和底部均具有约束滚轮容纳槽，约束滚轮容纳槽内转动连接有多个约束滚轮，压溃释放容纳壳内位于压溃释放滑块上方和下方均固定设有滑块辅助约束板，约束滚轮滚动配合在滑块辅助约束板的侧壁上。

说明：通过约束滚轮滚动配合在滑块辅助约束板上，利用滑块辅助约束板对压溃释放滑块起到辅助支撑作用，减轻滑块约束支撑轨道的载荷负担，以保证压溃释放滑块运动的稳定性。

优选地，压溃释放滑块由直线电机驱动沿滑块约束支撑轨道移动，滑块约束支撑轨道上固定设有直线电机的定子，压溃释放滑块侧面固定设有直线电机的动子。

说明：利用直线电机结构对压溃释放滑块提供一定的反方向驱动力，以抵消压溃释放滑块所受到的滑动阻力。

优选地，连接部件包括一端开口的拉断连接筒，拉断连接筒内滑动配合连接有拉断连接柱，拉断连接筒侧壁上具有多个内外相通的约束柱通孔，约束柱通孔沿拉断连接筒的径向延伸；

约束柱通孔内滑动配合设有拉断约束柱，拉断连接筒外侧壁位于约束柱通孔处固定设有约束柱容纳筒，约束柱容纳筒的轴线沿拉断连接筒的径向延伸，约束柱容纳筒内滑动配合设有约束柱顶压环，约束柱顶压环与拉断约束柱之间顶压配合设有约束柱弹簧；

拉断连接柱外侧具有一圈环形的拉断约束环槽，拉断约束柱靠近拉断连接筒轴线的一端为半球形结构，拉断约束柱半球形结构的一端顶压配合在拉断约束环槽内；

约束柱容纳筒内滑动配合设有压力调节板，压力调节板处于约束柱顶压环远离拉断约束柱的一侧，压力调节板与约束柱容纳筒内端部之间连接有压力调节驱动杆；

拉断连接筒与压溃释放容纳壳内侧壁固定相连，拉断连接柱与压溃释放滑块固定相连。

说明：利用连接部件便于调节试验过程中所需的拉断力，通过调节约束柱弹簧的预紧力，进而调整整个连接部件所需的拉断力，以保证飞机模拟框架能够被正确地释放。

本发明还提供了一种飞机自由飞行钩住模拟试验方法，基于上述基于压溃装置的飞机自由飞行钩住模拟试验系统，包括以下步骤：

S1、对飞机模拟框架进行起吊支撑：

将钢丝通过电磁锁与飞机模拟框架顶部固定连接，利用多根钢丝将整个飞机模拟框架吊起；

飞机模拟框架下侧以固定铰链的形式支撑在倾转连接件上；

S2、对飞机模拟框架的姿态及试验参数进行调整：

调整各个钢丝的起吊高度，以调整整个飞机模拟框架的高度、俯仰姿态以及滚转姿态；

将压溃释放滑块移动到预定位置，此时压溃释放连杆对倾转连接件进行支撑，选择合适尺寸的拉断连杆或采用连接部件将压溃释放滑块固定在压溃释放容纳壳内；

S3、释放飞机模拟框架完成试验：

释放与飞机模拟框架连接的电磁锁，以及同步释放拉断连杆或连接部件；

此时飞机模拟框架自由下落并通过固定铰链绕机体连接轴转动，使飞机模拟框架下侧的飞机前起落架撞击试验台，利用测力平台对飞机前起落架撞击过程进行测量记录；

完成一次试验工况。

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、本发明提供了一种可以重复使用的自由飞行钩住工况实现系统及方法，在试验室模拟了飞机以小下沉速度时，前起落架以较大的下沉速度着舰的飞行工况；

2、本发明的压溃装置为连接部件，采用压溃装置实现自由飞行钩住工况，具有成本低，稳定性高，响应快的特点；

3、本发明通过升降调节机构便于对前置支撑架的支撑高度进行调节，以及通过间距调节机构便于调节前置连接轴分别与后置连接轴和机体连接轴之前的相对间距，最终调整改变飞机模拟框架释放后的俯仰姿态和俯仰倾转速率，以模拟多种情况下飞机着舰的工况；

4、本发明利用连接部件便于调节试验过程中所需的拉断力，通过调节约束柱弹簧的预紧力，进而调整整个连接部件所需的拉断力，以保证飞机模拟框架能够被正确地释放。

附图说明

图1是本发明的试验系统主视图；

图2是图1的右视图；

图3是升降调节机构的结构示意图；

图4是倾转连接件的左视图；

图5是压溃释放机构的左视图；

图6是连接部件的结构示意图；

图7是图6的左视图；

图8是实施例2的试验方法流程图。

图中，10-基座支撑结构、11-底座支撑板、12-前置底座支撑块、13-后置底座支撑块、14-底座倾转机构、141-底座倾转支撑板、142-倾转轴支撑板、143-倾转支撑轴、144-倾转轴连接板、145-倾转驱动杆、15-升降调节机构、151-升降支撑固定筒、152-升降支撑滑动筒、153-升降支撑板、154-升降驱动配合孔、155-升降驱动杆、20-倾转支撑结构、21-前置支撑架、22-后置支撑架、23-倾转连接件、230-组合板、231-前置连接轴、232-后置连接轴、233-机体连接轴、27-间距调节机构、270-间距调节滑槽、271-间距调节容纳壳、272-间距调节滑块、273-调节驱动滑块、274-调节驱动配合孔、275-调节驱动杆、276-间距调节电机、30-压溃释放机构、31-压溃释放容纳壳、32-压溃释放滑块、321-压溃释放连杆、33-连接部件、330-拉断约束环槽、331-拉断连接筒、332-拉断连接柱、333-约束柱通孔、334-拉断约束柱、335-约束柱容纳筒、336-约束柱顶压环、337-约束柱弹簧、338-压力调节板、339-压力调节驱动杆、341-滑块约束支撑轨道、342-约束滚轮容纳槽、343-约束滚轮、344-滑块辅助约束板。

具体实施方式

下面结合图1-图8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：基于压溃装置的飞机自由飞行钩住模拟试验系统，如图1所示，包括基座支撑结构10，用于支撑飞机模拟框架的倾转支撑结构20，以及设置在基座支撑结构10上的压溃释放机构30；

基座支撑结构10包括底座支撑板11，底座支撑板11顶部固定设有一对前置底座支撑块12和一对后置底座支撑块13；

如图1所示，前置底座支撑块12通过升降调节机构15与底座支撑板11相连，如图3所示，升降调节机构15包括固定在底座支撑板11顶部且开口朝上的升降支撑固定筒151，升降支撑固定筒151内滑动配合设有开口朝下的升降支撑滑动筒152，前置底座支撑块12固定在升降支撑滑动筒152顶部，升降支撑滑动筒152内固定设有升降支撑板153，升降支撑板153上具有竖直贯通的升降驱动配合孔154，升降驱动配合孔154内螺纹传动配合设有升降驱动杆155，升降驱动杆155下端与升降支撑固定筒151内底部转动配合连接，升降支撑固定筒151内固定有用于驱动升降驱动杆155转动的伺服电机；

倾转支撑结构20包括前置支撑架21、后置支撑架22和与前置支撑架21、后置支撑架22相连的倾转连接件23；

如图2所示，前置支撑架21和后置支撑架22均为三角形框架结构，前置支撑架21的底边两端通过固定铰链分别一一对应连接在一对前置底座支撑块12顶部，后置支撑架22的底边两端通过固定铰链分别一一对应连接在一对后置底座支撑块13顶部；

如图1所示，倾转连接件23与前置支撑架21连接处设有前置连接轴231，倾转连接件23与后置支撑架22连接处设有后置连接轴232、倾转连接件23与飞机模拟框架连接处设有机体连接轴233；飞机模拟框架底部连接有飞机前起落架；

如图4所示，倾转连接件23为一个两块相互平行的组合板230固定相连而成；

前置连接轴231、后置连接轴232和机体连接轴233均固定连接在两个组合板230之间，且前置连接轴231、后置连接轴232和机体连接轴233的轴线垂直于组合板230平面；

如图4所示，前置连接轴231通过间距调节机构27与倾转连接件23相连，间距调节机构27包括固定在组合板230侧面的间距调节容纳壳271，组合板230侧面具有与间距调节容纳壳271内部相连通的间距调节滑槽270；

间距调节滑槽270内滑动配合设有间距调节滑块272，前置连接轴231固定连接在两个间距调节滑块272之间；

间距调节容纳壳271内滑动配合设有调节驱动滑块273，间距调节滑块272与调节驱动滑块273固定相连，调节驱动滑块273上具有调节驱动配合孔274，调节驱动配合孔274内螺纹传动配合设有调节驱动杆275，间距调节容纳壳271内固定设有用于驱动调节驱动杆275转动的间距调节电机276，间距调节电机276为伺服电机；

压溃释放机构30包括固定在底座支撑板11顶端且开口朝上的压溃释放容纳壳31，压溃释放容纳壳31为一个水平放置的柱状壳体，压溃释放容纳壳31内滑动配合设有压溃释放滑块32，压溃释放滑块32与压溃释放容纳壳31内端部之间通过拉断连杆相连；

压溃释放滑块32顶部以固定铰链的形式连接有一根压溃释放连杆321，压溃释放连杆321另一端以固定铰链的形式与后置连接轴232相连。

实施例2：本实施例记载的是一种飞机自由飞行钩住模拟试验方法，基于上述实施例1的基于压溃装置的飞机自由飞行钩住模拟试验系统，如图8所示，包括以下步骤：

S1、对飞机模拟框架进行起吊支撑：

将钢丝通过电磁锁与飞机模拟框架顶部固定连接，利用多根钢丝将整个飞机模拟框架吊起；

飞机模拟框架下侧以固定铰链的形式支撑在倾转连接件23上；

S2、对飞机模拟框架的姿态及试验参数进行调整：

调整各个钢丝的起吊高度，以调整整个飞机模拟框架的高度、俯仰姿态以及滚转姿态；

将压溃释放滑块32移动到预定位置，此时压溃释放连杆321对倾转连接件23进行支撑，选择合适尺寸的拉断连杆将压溃释放滑块32固定在压溃释放容纳壳31内；

S3、释放飞机模拟框架完成试验：

释放与飞机模拟框架连接的电磁锁，以及同步释放拉断连杆；

此时飞机模拟框架自由下落并通过固定铰链绕机体连接轴233转动，使飞机模拟框架下侧的飞机前起落架撞击试验台，利用测力平台对飞机前起落架撞击过程进行测量记录；

完成一次试验工况。

实施例3：本实施例提供的基于压溃装置的飞机自由飞行钩住模拟试验系统，在实施例1的基础上，如图1所示，底座支撑板11下方设有底座倾转机构14，底座倾转机构14包括底座倾转支撑板141，底座倾转支撑板141顶部固定设有倾转轴支撑板142，倾转轴支撑板142上转动配合连接设有倾转支撑轴143，底座支撑板11下侧固定设有倾转轴连接板144，倾转轴连接板144与倾转支撑轴143固定相连；

底座支撑板11下侧与底座倾转支撑板141顶部之间连接有多根倾转驱动杆145，倾转驱动杆145为电控伸缩杆，倾转驱动杆145的外杆端部以球铰链的形式与底座倾转支撑板141顶部相连，倾转驱动杆145的内杆端部以球铰链的形式与底座支撑板11下侧相连。

实施例4：本实施例与实施例3不同之处在于，如图5所示，压溃释放容纳壳31内侧壁固定设有两条平行的滑块约束支撑轨道341，压溃释放滑块32滑动约束在两个滑块约束支撑轨道341之间；

压溃释放滑块32顶部和底部均具有约束滚轮容纳槽342，约束滚轮容纳槽342内转动连接有多个约束滚轮343，压溃释放容纳壳31内位于压溃释放滑块32上方和下方均固定设有滑块辅助约束板344，约束滚轮343滚动配合在滑块辅助约束板344的侧壁上；

压溃释放滑块32由直线电机驱动沿滑块约束支撑轨道341移动，滑块约束支撑轨道341上固定设有直线电机的定子，压溃释放滑块32侧面固定设有直线电机的动子。

实施例5：本实施例与实施例4不同之处在于，基于压溃装置的飞机自由飞行钩住模拟试验系统，与实施例3不同之处在于，压溃释放滑块32与压溃释放容纳壳31内端部之间通过连接部件33相连，如图6、图7所示，连接部件33包括一端开口的拉断连接筒331，拉断连接筒331内滑动配合连接有拉断连接柱332，拉断连接筒331侧壁上具有多个内外相通的约束柱通孔333，约束柱通孔333沿拉断连接筒331的径向延伸；

约束柱通孔333内滑动配合设有拉断约束柱334，拉断连接筒331外侧壁位于约束柱通孔333处固定设有约束柱容纳筒335，约束柱容纳筒335的轴线沿拉断连接筒331的径向延伸，约束柱容纳筒335内滑动配合设有约束柱顶压环336，约束柱顶压环336与拉断约束柱334之间顶压配合设有约束柱弹簧337；

拉断连接柱332外侧具有一圈环形的拉断约束环槽330，拉断约束柱334靠近拉断连接筒331轴线的一端为半球形结构，拉断约束柱334半球形结构的一端顶压配合在拉断约束环槽330内；

约束柱容纳筒335内滑动配合设有压力调节板338，压力调节板338处于约束柱顶压环336远离拉断约束柱334的一侧，压力调节板338与约束柱容纳筒335内端部之间连接有压力调节驱动杆339，压力调节驱动杆339为电控伸缩杆，压力调节驱动杆339的外杆端部与约束柱容纳筒335内端部固定相连，压力调节驱动杆339的内杆端部与压力调节板338固定相连；

拉断连接筒331与压溃释放容纳壳31内侧壁固定相连，拉断连接柱332与压溃释放滑块32固定相连。

实施例6：本实施例记载的是一种飞机自由飞行钩住模拟试验方法，基于上述实施例5的基于压溃装置的飞机自由飞行钩住模拟试验系统，包括以下步骤：

S1、对飞机模拟框架进行起吊支撑：

将钢丝通过电磁锁与飞机模拟框架顶部固定连接，利用多根钢丝将整个飞机模拟框架吊起；

飞机模拟框架下侧以固定铰链的形式支撑在倾转连接件23上；

S2、对飞机模拟框架的姿态及试验参数进行调整：

调整各个钢丝的起吊高度，以调整整个飞机模拟框架的高度、俯仰姿态以及滚转姿态；

将压溃释放滑块32移动到预定位置，此时压溃释放连杆321对倾转连接件23进行支撑，采用连接部件33将压溃释放滑块32固定在压溃释放容纳壳31内；

通过升降调节机构15对前置支撑架21的支撑高度进行调节，由伺服电机驱动升降驱动杆155转动，升降驱动杆155带动升降支撑板153连同升降支撑滑动筒152一起沿升降支撑固定筒151的轴线上移，升降支撑滑动筒152带动前置底座支撑块12上移进而对前置支撑架21的支撑高度进行调整；

通过间距调节机构27调节前置连接轴231分别与后置连接轴232和机体连接轴233之前的相对间距，两个间距调节电机276同步驱动调节驱动杆275转动，调节驱动杆275带动调节驱动滑块273在间距调节容纳壳271内移动，两个调节驱动滑块273通过间距调节滑块272同步带动前置连接轴231移动，进而调整“前置连接轴231与后置连接轴232的垂直距离”和“前置连接轴231与机体连接轴233之前的垂直距离”之间的比值；

最终调整改变飞机模拟框架释放后的俯仰姿态和俯仰倾转速率；

S3、释放飞机模拟框架完成试验：

释放与飞机模拟框架连接的电磁锁，以及同步释放连接部件33；

此时飞机模拟框架自由下落并通过固定铰链绕机体连接轴233转动，使飞机模拟框架下侧的飞机前起落架撞击试验台，利用测力平台对飞机前起落架撞击过程进行测量记录；

完成一次试验工况；

释放飞机模拟框架过程中，通过调节连接部件33所需的拉断力，压力调节驱动杆339的内杆伸出带动压力调节板338沿约束柱容纳筒335的轴线移动，压力调节板338推动约束柱顶压环336向着靠近拉断连接筒331轴线的方向移动，约束柱顶压环336对约束柱弹簧337进一步压缩，使得拉断约束柱334对拉断约束环槽330的压力增大；

飞机模拟框架被释放后，在重力作用下，通过压溃释放连杆321对压溃释放滑块32施加一个沿滑块约束支撑轨道341的力，然后压溃释放滑块32拉动拉断连接柱332向着远离拉断连接筒331的方向移动，当拉断约束环槽330对拉断约束柱334的反作用力超过约束柱弹簧337的预紧力后，拉断连接柱332从拉断连接筒331中被拔出，产生“拉断”效果；

通过调节约束柱弹簧337的预紧力，进而调整整个连接部件33所需的拉断力；

压溃释放滑块32沿滑块约束支撑轨道341移动过程中，会有一定的阻力，利用直线电机结构对压溃释放滑块32提供一定的反方向驱动力，以抵消压溃释放滑块32所受到的滑动阻力；

且通过调节直线电机结构对压溃释放滑块32产生的驱动力大小，进而模拟多种工况下前起落架着舰撞击的情况。

Claims (9)

1.基于压溃装置的飞机自由飞行钩住模拟试验系统，其特征在于，包括基座支撑结构（10），用于支撑飞机模拟框架的倾转支撑结构（20），以及设置在基座支撑结构（10）上的压溃释放机构（30）；

所述基座支撑结构（10）包括底座支撑板（11），所述底座支撑板（11）顶部固定设有一对前置底座支撑块（12）和一对后置底座支撑块（13）；

所述倾转支撑结构（20）包括前置支撑架（21）、后置支撑架（22）和与所述前置支撑架（21）、所述后置支撑架（22）相连的倾转连接件（23）；

所述前置支撑架（21）和后置支撑架（22）均为三角形框架结构，所述前置支撑架（21）的底边两端分别一一对应连接在一对所述前置底座支撑块（12）顶部，所述后置支撑架（22）的底边两端分别一一对应连接在一对所述后置底座支撑块（13）顶部；

所述倾转连接件（23）与所述前置支撑架（21）连接处设有前置连接轴（231），所述倾转连接件（23）与所述后置支撑架（22）连接处设有后置连接轴（232）、所述倾转连接件（23）与所述飞机模拟框架连接处设有机体连接轴（233）；所述飞机模拟框架底部连接有飞机前起落架；

所述压溃释放机构（30）包括固定在所述底座支撑板（11）顶端且开口朝上的压溃释放容纳壳（31），所述压溃释放容纳壳（31）内滑动配合设有压溃释放滑块（32），所述压溃释放滑块（32）与所述压溃释放容纳壳（31）内端部之间通过拉断连杆或连接部件（33）相连；

所述压溃释放滑块（32）顶部连接有一根压溃释放连杆（321），所述压溃释放连杆（321）另一端与所述后置连接轴（232）相连。

2.根据权利要求1所述的基于压溃装置的飞机自由飞行钩住模拟试验系统，其特征在于：所述底座支撑板（11）下方设有底座倾转机构（14），所述底座倾转机构（14）包括底座倾转支撑板（141），所述底座倾转支撑板（141）顶部固定设有倾转轴支撑板（142），所述倾转轴支撑板（142）上转动配合连接设有倾转支撑轴（143），所述底座支撑板（11）下侧固定设有倾转轴连接板（144），所述倾转轴连接板（144）与所述倾转支撑轴（143）固定相连；

所述底座支撑板（11）下侧与所述底座倾转支撑板（141）顶部之间连接有多根倾转驱动杆（145），所述倾转驱动杆（145）的外杆端部与所述底座倾转支撑板（141）顶部相连，所述倾转驱动杆（145）的内杆端部与所述底座支撑板（11）下侧相连。

3.根据权利要求1所述的基于压溃装置的飞机自由飞行钩住模拟试验系统，其特征在于：所述前置底座支撑块（12）通过升降调节机构（15）与所述底座支撑板（11）相连，所述升降调节机构（15）包括固定在所述底座支撑板（11）顶部且开口朝上的升降支撑固定筒（151），所述升降支撑固定筒（151）内滑动配合设有开口朝下的升降支撑滑动筒（152），所述前置底座支撑块（12）固定在所述升降支撑滑动筒（152）顶部，所述升降支撑滑动筒（152）内固定设有升降支撑板（153），所述升降支撑板（153）上具有竖直贯通的升降驱动配合孔（154），所述升降驱动配合孔（154）内螺纹传动配合设有升降驱动杆（155），所述升降驱动杆（155）下端与所述升降支撑固定筒（151）内底部转动配合连接。

4.根据权利要求1所述的基于压溃装置的飞机自由飞行钩住模拟试验系统，其特征在于：所述倾转连接件（23）为一个两块相互平行的组合板（230）固定相连而成；

所述前置连接轴（231）、所述后置连接轴（232）和所述机体连接轴（233）均固定连接在两个所述组合板（230）之间，且所述前置连接轴（231）、所述后置连接轴（232）和所述机体连接轴（233）的轴线垂直于所述组合板（230）平面。

5.根据权利要求4所述的基于压溃装置的飞机自由飞行钩住模拟试验系统，其特征在于：所述前置连接轴（231）通过间距调节机构（27）与所述倾转连接件（23）相连，所述间距调节机构（27）包括固定在所述组合板（230）侧面的间距调节容纳壳（271），所述组合板（230）侧面具有与所述间距调节容纳壳（271）内部相连通的间距调节滑槽（270）；

所述间距调节滑槽（270）内滑动配合设有间距调节滑块（272），所述前置连接轴（231）固定连接在两个所述间距调节滑块（272）之间；

所述间距调节容纳壳（271）内滑动配合设有调节驱动滑块（273），所述间距调节滑块（272）与所述调节驱动滑块（273）固定相连，所述调节驱动滑块（273）上具有调节驱动配合孔（274），所述调节驱动配合孔（274）内螺纹传动配合设有调节驱动杆（275），所述间距调节容纳壳（271）内固定设有用于驱动所述调节驱动杆（275）转动的间距调节电机（276），所述间距调节电机（276）为伺服电机。

6.根据权利要求1所述的基于压溃装置的飞机自由飞行钩住模拟试验系统，其特征在于：所述压溃释放容纳壳（31）内侧壁固定设有两条平行的滑块约束支撑轨道（341），所述压溃释放滑块（32）滑动约束在两个所述滑块约束支撑轨道（341）之间；

所述压溃释放滑块（32）顶部和底部均具有约束滚轮容纳槽（342），所述约束滚轮容纳槽（342）内转动连接有多个约束滚轮（343），压溃释放容纳壳（31）内位于所述压溃释放滑块（32）上方和下方均固定设有滑块辅助约束板（344），所述约束滚轮（343）滚动配合在所述滑块辅助约束板（344）的侧壁上。

7.根据权利要求6所述的基于压溃装置的飞机自由飞行钩住模拟试验系统，其特征在于：所述压溃释放滑块（32）由直线电机驱动沿所述滑块约束支撑轨道（341）移动，所述滑块约束支撑轨道（341）上固定设有直线电机的定子，所述压溃释放滑块（32）侧面固定设有直线电机的动子。

8.根据权利要求1所述的基于压溃装置的飞机自由飞行钩住模拟试验系统，其特征在于：所述连接部件（33）包括一端开口的拉断连接筒（331），所述拉断连接筒（331）内滑动配合连接有拉断连接柱（332），所述拉断连接筒（331）侧壁上具有多个内外相通的约束柱通孔（333），所述约束柱通孔（333）沿所述拉断连接筒（331）的径向延伸；

所述约束柱通孔（333）内滑动配合设有拉断约束柱（334），所述拉断连接筒（331）外侧壁位于所述约束柱通孔（333）处固定设有约束柱容纳筒（335），所述约束柱容纳筒（335）的轴线沿所述拉断连接筒（331）的径向延伸，所述约束柱容纳筒（335）内滑动配合设有约束柱顶压环（336），所述约束柱顶压环（336）与所述拉断约束柱（334）之间顶压配合设有约束柱弹簧（337）；

所述拉断连接柱（332）外侧具有一圈环形的拉断约束环槽（330），所述拉断约束柱（334）靠近所述拉断连接筒（331）轴线的一端为半球形结构，所述拉断约束柱（334）半球形结构的一端顶压配合在所述拉断约束环槽（330）内；

所述约束柱容纳筒（335）内滑动配合设有压力调节板（338），所述压力调节板（338）处于所述约束柱顶压环（336）远离所述拉断约束柱（334）的一侧，所述压力调节板（338）与所述约束柱容纳筒（335）内端部之间连接有压力调节驱动杆（339）；

所述拉断连接筒（331）与所述压溃释放容纳壳（31）内侧壁固定相连，所述拉断连接柱（332）与所述压溃释放滑块（32）固定相连。

9.一种飞机自由飞行钩住模拟试验方法，基于上述权利要求1~8任意一项所述的基于压溃装置的飞机自由飞行钩住模拟试验系统，其特征在于，包括以下步骤：

S1、对飞机模拟框架进行起吊支撑：

将钢丝通过电磁锁与飞机模拟框架顶部固定连接，利用多根钢丝将整个飞机模拟框架吊起；

飞机模拟框架下侧以固定铰链的形式支撑在倾转连接件（23）上；

S2、对飞机模拟框架的姿态及试验参数进行调整：

调整各个钢丝的起吊高度，以调整整个飞机模拟框架的高度、俯仰姿态以及滚转姿态；

将压溃释放滑块（32）移动到预定位置，此时压溃释放连杆（321）对倾转连接件（23）进行支撑，选择合适尺寸的拉断连杆或采用连接部件（33）将压溃释放滑块（32）固定在压溃释放容纳壳（31）内；

S3、释放飞机模拟框架完成试验：

释放与飞机模拟框架连接的电磁锁，以及同步释放拉断连杆或连接部件（33）；

此时飞机模拟框架自由下落并通过固定铰链绕机体连接轴（233）转动，使飞机模拟框架下侧的飞机前起落架撞击试验台，利用测力平台对飞机前起落架撞击过程进行测量记录；

完成一次试验工况。