CN117087872B - 舰载飞机拦阻钩冲击动态响应试验缓冲方法及缓冲系统 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了舰载飞机拦阻钩冲击动态响应试验缓冲方法及缓冲系统，所述方法包括：S1、安装缓冲系统；S2、初始设置；S3、进行缓冲试验，避免拦阻钩发生二次撞击飞轮；本发明的缓冲方法在拦阻钩试验过程中，通过节流阀调节阻尼力大小，可显著提升阻尼力调试效率；同时利用缓冲装置对吊篮以及拦阻钩的作用力进行动态调整，优化拦阻钩的试验过程，避免其二次撞击到飞轮，造成摩擦损失。
Description
技术领域
本发明涉及飞机试验技术领域，具体涉及舰载飞机拦阻钩冲击动态响应试验缓冲方法及缓冲系统。
背景技术
舰载飞机拦阻钩冲击动态响应试验是对舰载飞机拦阻钩在实际着舰过程中受到的冲击力和响应进行验证和评估的试验。这些试验旨在确保拦阻钩的设计和性能满足舰载飞机着舰的安全性和可靠性要求。
舰载飞机在航母舰面着舰时，完全依赖使用拦阻钩钩住拦阻索进行拦阻减速、停止。在拦阻钩钩住拦阻索之前，拦阻钩钩头首先撞击航母舰面，若拦阻钩系统结构与纵向压紧阻尼器、减摆收放作动筒的阻尼参数不匹配，钩头弹跳太高，则直接越过拦阻索，导致挂索失败，舰载飞机将无法进行拦阻减速、停止；或钩头弹跳高度太小，钩头冲击舰面的冲击载荷过大，直接通过拦阻钩传到机身结构上，机身结构和拦阻钩将承受更大的冲击载荷，降低服役寿命。
通常拦阻钩撞击舰面后反弹高度与两次钩头撞击舰面间跨度应不超过0.1m与6m才能保证拦阻钩顺利挂索。若拦阻钩阻尼特性设计达不到要求极有可能造成着舰失败，影响舰载机服役安全。
发明内容
因此，本发明提供舰载飞机拦阻钩冲击动态响应试验缓冲方法及缓冲系统。
本发明的技术方案是：舰载飞机拦阻钩冲击动态响应试验缓冲方法，包括以下步骤：
S1、安装缓冲系统：
在地基上安装导向立柱，所述导向立柱上开设有沿竖直方向延伸的导槽，在导向立柱顶端安装升降系统，再在升降系统底端连接吊篮，并在所述吊篮与导向立柱上的导槽之间安装导轮，在吊篮侧面端边上安装与吊篮铰接的拦阻钩，将飞轮、盖板分别安装在地基上，再在吊篮正下方安装缓冲装置，所述缓冲装置内设有均垂直于地基的液压作动缸和气动作动筒；
S2、初始设置：
根据拦阻钩的长度L以及盖板到缓冲装置中心处的水平距离l，计算缓冲装置中气动作动筒的压缩量S，根据吊篮的重力G和气动作动筒的压缩量S计算气动作动筒的初始压力，调整气动作动筒内的压力至所述初始压力/>；
S3、进行缓冲试验：
将吊篮调整至所需的试验高度h后，所述试验高度h为吊篮底面到缓冲装置的高度，开启试验，飞轮达到设定转速后，使拦阻钩与吊篮做自由落体运动，拦阻钩向下第一次撞击到转动的飞轮，此时动态调整液压作动缸的节流阀过油面积，控制缓冲装置所受合力F小于等于规定值N，所述规定值N为缓冲装置所能承载的最大受力，以避免拦阻钩第二次撞击飞轮，至缓冲试验完成。
说明：上述方法能够在拦阻钩试验过程中，通过节流阀调节阻尼力大小，可显著提升阻尼力调试效率；同时可以通过调节节流阀，避免拦阻钩二次撞击飞轮，造成拦阻钩损坏，使得缓冲装置具有可调节保护功能，进而优化试验过程。
进一步地，所述飞轮设定转速为10~15r/min。
说明：上述转速范围为模拟飞机常规使用的转速范围。
进一步地，利用下述公式（1）确定气动作动筒压缩量S：
（1）
式中L为拦阻钩的长度，l为盖板到缓冲装置中心处的水平距离。
说明：通过上述公式能够计算出气动作动筒压缩量S范围值，使得气动作动筒的选用更加适用于拦阻钩试验，增强缓冲的效果。
进一步地，所述根据吊篮的重力G和气动作动筒的压缩量S计算气动作动筒的初始压力的方法为：
所述气动作动筒形成的弹力F a 等于吊篮的重力G，利用公式（2）求出，
（2）
式中，为初始容积；/>为空气腔压缩多变指数；/>为有效压气面积；/>为初始压力；S为气动作动筒压缩量；/>为大气压力。
说明：上述公式可以量化计算出值，进而方便调节气动作动筒的压力。
进一步地，所述控制缓冲装置所受合力F小于等于规定值N的方法为：
首先利用公式（3）计算得到规定值N，利用公式（4）计算得到缓冲装置（2）所受合力F，然后通过控制合力F的大小，使其满足F≤N即可；
所述规定值N=Mg（n+1.82）；n为过载系数，由下公式（3）确定：
（3）
式中，为轮胎效率，取值为0.47；/>为缓冲装置效率，取值为0.6~0.8之间；M为吊篮的重量，K为比例系数，K的取值范围为0.8~1.3；g为重力加速度；/>为n被过载下轮胎的变形量；/>为缓冲装置的垂直行程；V为吊篮的下降速度；
所述合力F的计算方法为：
F=F h +F a （4）
式中，F h 为液压作动缸的阻尼力，F a 为气动作动筒形成的弹力。
其中，所述液压作动缸的阻尼力F h 的计算公式为：
（5）
式中：为油液密度；A h 为有效压油面积；A d 为正、反行程时油孔有效过流面积；/>为正、反行程时主油孔流量系数；/>为液压作动缸行程。
说明：通过上述设置能够科学地计算出规定值N以及合力F，进而利用改变进行调节合力，使缓冲装置对吊篮以及拦阻钩的作用力发生动态调整，进而优化拦阻钩的试验过程，避免其二次撞击到飞轮，造成摩擦损失。
本发明还提供了舰载飞机拦阻钩冲击动态响应试验缓冲方法所用的缓冲系统，包括垂直于地基的导向立柱，所述导向立柱上设有沿竖直方向延伸的导槽，所述导向立柱顶端设有升降系统，升降系统底端连接有吊篮，所述吊篮上设有用于与所述导槽滑动连接的导轮，吊篮侧面端边上铰接有拦阻钩，地基上设有用于承接拦阻钩撞击的飞轮和盖板，所述飞轮与地基上设有的固定架转动连接，所述吊篮正下方设有缓冲装置；
所述缓冲装置包括缓冲机轮组件、安装基座、沿竖直方向设置的液压作动器和气动作动筒以及用于控制液压作动器的控制器，所述液压作动器包括液压作动缸、设置在所述液压作动缸外部的第一连接管和第二连接管，液压作动缸、气动作动筒的上端均与缓冲机轮组件连接，液压作动器、气动作动筒的下端均与安装基座连接，安装基座通过卡接机构固定在地基上；
所述液压作动缸内从上到下依次设有上腔室、密封塞以及下腔室，所述上腔室与下腔室通过设置在液压作动缸外的所述第一连接管连通，第一连接管内设有用于使油液从下腔室流至上腔室的第一单向节流阀，所述第二连接管与所述第一连接管并联设置，且第二连接管内设有用于使油液从上腔室流至下腔室的第二单向节流阀，所述第一单向节流阀、第二单向节流阀均与控制器电性连接。
说明：通过上述设置能够使拦阻钩试验过程中，通过节流阀调节阻尼力大小，可显著提升阻尼力调试效率；同时可以通过调节节流阀，避免拦阻钩二次撞击飞轮，造成拦阻钩损坏，使得缓冲装置具有可调节保护功能，进而优化试验过程。
进一步地，所述缓冲机轮组件包括与地基平行的底座和通过一个安装连接件与所述底座转动连接的航空轮胎。
说明：上述装置利用液压以及气体弹簧对试验过程中的吊篮进行缓冲，液压作动器的进一步设置，使得液压的调节更加容易，进而可以实时优化缓冲过程。
进一步地，所述液压作动器还包括用于对所述液压作动缸补偿压力的动态补偿器；所述动态补偿器与所述第一连接管连通，且动态补偿器与所述控制器连接。
说明：通过上述动态补偿器可以为缓冲装置补损，形成保护余力。
进一步地，所述卡接机构包括与安装基座固定连接的卡柱以及埋置在地基内且用于卡接所述卡柱的卡套；
所述卡柱上设有沿卡柱轴向环绕的环形槽，所述环形槽上端面直径小于下端面直径，所述卡柱下端边设有倒角；卡柱下端面连接有扭簧件，所述扭簧件包括以卡柱轴线对称设置的两个支杆以及用于连接两个所述支杆一端的扭簧；
所述卡套内对称设置有两组锁件，每组所述锁件均包括用于与所述环形槽卡接的卡块、与卡套底面滑动连接的滑块以及连接杆，所述连接杆中部与卡套内壁转动连接，连接杆上端与所述卡块连接，连接杆下端与滑块连接；且所述滑块的一端顶面呈30°倾斜设置，滑块另一端设有磁块；
卡套内部中空且卡套侧壁内的环形空腔中转动套设有调节环，所述调节环内环面上设有分别与所述磁块相吸、相斥的两组磁片组，每组磁片组设有两个磁片且两个所述磁片以卡套的中轴线对称设置，卡套底面内的底部空腔中设有用于驱动调节环转动的电机，所述电机的输出轴与调节环连接。
说明：通过利用卡接机构对安装基座进行可拆卸的固定，与一般的法兰连接以及螺纹连接相比，可以避免长时间的法兰连接出现的松动等问题，通过磁片吸力作用形成紧固力的同时，可以通过转动磁片形成斥力实现对卡柱的拆开，方便卡接安装的过程。
本发明的有益效果是：
（1）本发明的缓冲方法通过节流阀调节阻尼力大小，可显著提升阻尼力调试效率；同时通过调整节流阀，使缓冲装置对吊篮以及拦阻钩的作用力发生动态调整，进而优化拦阻钩的试验过程，避免其二次撞击到飞轮，造成摩擦损失，进而优化试验过程；
（2）本发明的缓冲系统利用液压以及气体弹簧对试验过程中的吊篮进行缓冲，液压作动器的进一步设置，使得液压的调节更加容易，进而可以实时优化缓冲过程；
（3）本发明通过卡接机构能够对安装基座进行可拆卸固定，与一般的螺纹结构相比，实现稳固的作用，同时通过转动磁片实现对卡柱的拆开与紧固，方便卡接安装的过程。
附图说明
图1是本发明舰载飞机拦阻钩冲击动态响应试验缓冲方法流程示意图；
图2是本发明缓冲系统的示意图；
图3是本发明液压作动器流程示意图；
图4是本发明缓冲装置外观示意图；
图5是本发明缓冲装置主视示意图；
图6是本发明卡接机构结构示意图；
图7是本发明卡套结构示意图；
图8是本发明调节环俯视示意图；
图9是本发明调节环结构示意图；
其中，1-导向立柱，11-吊篮，12-拦阻钩，13-升降系统，14-盖板，15-飞轮，16-地基，161-卡块，162-滑块，163-铰接杆，164-连接杆，165-调节环，2-缓冲装置，21-航空轮胎，22-安装连接件，23-底座，24-液压作动缸，241-第一连接管，242-第二连接管，25-气动作动筒，26-安装基座，261-卡柱，262-卡套，263-环形槽。
具体实施方式
下面结合具体实施方式来对本发明进行更进一步详细的说明，以更好地体现本发明的优势。
实施例1：本实施例记载的是舰载飞机拦阻钩冲击动态响应试验缓冲方法所用的缓冲系统，
如图2、图3、图4、图5所示，舰载飞机拦阻钩冲击动态响应试验缓冲系统包括垂直于地基16的导向立柱1，所述导向立柱1上设有沿竖直方向延伸的导槽，所述导向立柱1顶端设有升降系统13，升降系统13底端连接有吊篮11，所述吊篮11上设有用于与所述导槽滑动连接的导轮，吊篮11侧面端边上铰接有拦阻钩12，地基16上设有用于承接拦阻钩12撞击的飞轮15和盖板14，所述飞轮15与地基16上设有的固定架转动连接，飞轮15直径为1768mm；
所述吊篮11正下方设有缓冲装置2；所述缓冲装置2包括缓冲机轮组件、安装基座26、沿竖直方向设置的液压作动器和气动作动筒25以及用于控制液压作动器的控制器，所述液压作动器包括液压作动缸24、设置在所述液压作动缸24外部的第一连接管241和第二连接管242，液压作动缸24、气动作动筒25的上端均与缓冲机轮组件连接，液压作动器、气动作动筒25的下端均与安装基座26连接，安装基座26通过螺纹连接固定在地基16上；所述缓冲机轮组件包括与地基16平行的底座23和通过一个安装连接件22与所述底座23转动连接的航空轮胎21；
如图2所示，所述液压作动缸24内从上到下依次设有上腔室、密封塞以及下腔室，所述上腔室与下腔室通过设置在液压作动缸24外的所述第一连接管241连通，第一连接管241内设有用于使油液从下腔室流至上腔室的第一单向节流阀，所述第二连接管242与所述第一连接管241并联设置，且第二连接管242内设有用于使油液从上腔室流至下腔室的第二单向节流阀，所述第一单向节流阀、第二单向节流阀均与控制器电性连接；
所述液压作动器还包括用于补偿压力的动态补偿器；所述动态补偿器与所述第一连接管连通，且动态补偿器与所述控制器连接。
上述系统的工作方法为：
吊篮11的自由落体对缓冲装置2发生撞击，液压作动缸24内的液体从下腔室通过第一连接管241、第一单向节流阀流至上腔室，吊篮11速度减为0后，由于阻尼力和空气弹簧力的存在，吊篮11和机轮组件向上做加速运动；此时液压作动缸24内液体从上腔室通过第二连接管242、第二单向节流阀流至下腔室，在此过程中，通过第一单向节流阀、第二单向节流阀进行的调节，反复几个周期后，能量耗散完毕，吊篮11与机轮组件速度均为0，得到试验结果。
实施例2：本实施例与实施例1不同之处在于，如图6、图7、图8、图9所示，所述卡接机构包括与安装基座26固定连接的卡柱261以及埋置在地基16内且用于卡接所述卡柱261的卡套262；
所述卡柱261上设有沿卡柱261轴向环绕的环形槽263，所述环形槽263上端面直径小于下端面直径，具体为环形槽263下端面直径是上端面直径的三分之二，所述卡柱261下端边设有倒角；卡柱261下端面连接有扭簧件，所述扭簧件包括以卡柱261轴线对称设置的两个支杆以及用于连接两个所述支杆一端的扭簧；
所述卡套262内对称设置有两组锁件，每组所述锁件均包括用于与所述环形槽263卡接的卡块161、与卡套262底面滑动连接的滑块162以及连接杆164，所述连接杆164中部与卡套262内壁转动连接，连接杆164上端与所述卡块161连接，连接杆164下端与滑块162连接；且所述滑块162的一端顶面呈30°倾斜设置，滑块162另一端设有磁块；
如图8、9所示，卡套262内部中空且卡套262侧壁内的环形空腔中转动套设有调节环165，所述调节环165内环面上设有分别与所述磁块相吸、相斥的两组磁片组，每组磁片组设有两个磁片且两个所述磁片以卡套262的中轴线对称设置，卡套262底面内的底部空腔中设有用于驱动调节环165转动的电机，所述电机的输出轴与调节环165连接。
本实施例工作方法与实施例1大致相同，不同之处在于：
当吊篮11的自由落体对缓冲装置2发生撞击，缓冲装置2发生轻微的晃动，当缓冲装置2晃动时，通过连接杆164的杠杆作用，以及滑块162的滑动限位作用，当卡柱261发生向上移动时，通过环形槽263与卡块161卡紧，且通过磁片与磁块的吸力作用，能够使卡柱261相对稳固，当卡柱261发生向下移动时，滑块162推动连接杆164使得卡块161发生上移进行卡紧，达到稳固的作用，相比较于螺纹连接，其具有一定的余量作用作为补偿稳固，当需要拆卸时，电机带动调节环165转动180°，磁片与磁块处于相斥的状态，使得滑块162移动至中心位置，卡块161断开卡接，进行拆卸。
实施例3：本实施例记载的是基于实施例2的舰载飞机拦阻钩冲击动态响应试验缓冲系统，进行舰载飞机拦阻钩冲击动态响应试验缓冲方法，包括以下步骤：
S1、安装缓冲系统：
在地基16上安装导向立柱1，所述导向立柱1上开设有沿竖直方向延伸的导槽，在导向立柱1顶端安装升降系统13，再在升降系统13底端连接吊篮11，并在所述吊篮11与导向立柱1上的导槽之间安装导轮，在吊篮11侧面端边上安装与吊篮11铰接的拦阻钩12，将飞轮15、盖板14分别安装在地基16上，再在吊篮11正下方安装缓冲装置2，所述缓冲装置2内设有均垂直于地基16的液压作动缸24和气动作动筒25；
S2、初始设置：
根据拦阻钩12的长度L以及盖板14到缓冲装置2中心处的水平距离l，计算缓冲装置2中气动作动筒25的压缩量S，根据吊篮11的重力G和气动作动筒25的压缩量S计算气动作动筒25的初始压力，调整气动作动筒25内的压力至所述初始压力/>；
S3、进行缓冲试验：
将吊篮11调整至所需的试验高度h，h=3.26m，所述试验高度h为吊篮11底面到缓冲装置2的高度，开启试验，飞轮15达到设定转速后（飞轮的设定转速为10r/min），使拦阻钩12与吊篮11做自由落体运动，拦阻钩12向下第一次撞击到转动的飞轮15，此时动态调整液压作动缸24的节流阀过油面积，控制缓冲装置2所受合力F小于等于规定值N，所述规定值N为缓冲装置2所能承载的最大受力，以避免拦阻钩12第二次撞击飞轮15，至缓冲试验完成；
其中，利用下述公式（1）确定气动作动筒25压缩量S：
（1）
式中L为拦阻钩12的长度，为3.000m，l为盖板14到缓冲装置2中心处的水平距离，为2.997m；S=0.1m；
所述根据吊篮11的重力G和气动作动筒25的压缩量S计算气动作动筒25的初始压力的方法为：
所述气动作动筒25形成的弹力F a 等于吊篮11的重力G，吊篮11重量M为3000kg，利用公式（2）求出为0.9MPa，
（2）
式中，为初始容积0.24m3；/>为空气腔压缩多变指数1.15；/>为有效压气面积0.4m2；/>为初始压力0.9MPa；S为气动作动筒25压缩量0.1m；/>为大气压力1.014×105Pa；
所述控制缓冲装置2所受合力F小于等于规定值N的方法为：
首先利用公式（3）计算得到规定值N，利用公式（4）计算得到缓冲装置2所受合力F，然后通过控制合力F的大小，使其满足F≤N即可；
所述规定值N=Mg（n+1.82）；n为过载系数，由下公式（3）确定，得出n=7：（3）
式中，为轮胎效率，取值为0.47；/>为缓冲装置2效率取0.7；M为吊篮11的重量为3000kg，K为比例系数，K=1；g为重力加速度；/>为n被过载下轮胎的变形量0.1m；/>为缓冲装置2的垂直行程0.6m；V为吊篮11的下降速度为8m/s；
所述合力F的计算方法为：
F=F h +F a （4）
式中，F h 为液压作动缸的阻尼力，为221062.5N，F a 为气动作动筒形成的弹力，为38377.47N；
所述液压作动缸的阻尼力F h 为：
（5）
式中：为油液密度819kg/m3；A h 为有效压油面积378cm2；A d 为正、反行程时油孔有效过流面积；/>为正、反行程时主油孔流量系数，取0.8，/>为液压作动缸行程为0.1m；
通过上述计算，可以得出当F=Mg（n+1）时，F= 259440N，F h 为221062.5N，F a 为38377.47N；
得出此时调节过程为：控制F h ≤221062.5N，即控制调节A d 大于 8cm2，小于12cm2。
实施例4：本实施例与实施例3不同之处在于，所述飞轮15的设定转速为15r/min。
Claims (6)
1.舰载飞机拦阻钩冲击动态响应试验缓冲方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、安装缓冲系统：
在地基(16)上安装导向立柱(1)，所述导向立柱(1)上开设有沿竖直方向延伸的导槽，在导向立柱(1)顶端安装升降系统(13)，再在升降系统(13)底端连接吊篮(11)，并在所述吊篮(11)与导向立柱(1)上的导槽之间安装导轮，在吊篮(11)侧面端边上安装与吊篮(11)铰接的拦阻钩(12)，将飞轮(15)、盖板(14)分别安装在地基(16)上，再在吊篮(11)正下方安装缓冲装置(2)，所述缓冲装置(2)内设有均垂直于地基(16)的液压作动缸(24)和气动作动筒(25)；
S2、初始设置：
根据拦阻钩(12)的长度L以及盖板(14)到缓冲装置(2)中心处的水平距离l，计算缓冲装置(2)中气动作动筒(25)的压缩量S，根据吊篮(11)的重力G和气动作动筒(25)的压缩量S计算气动作动筒(25)的初始压力Pa0，调整气动作动筒(25)内的压力至所述初始压力Pa0；
所述根据吊篮(11)的重力G和气动作动筒(25)的压缩量S计算气动作动筒(25)的初始压力Pa0的方法为：
所述气动作动筒(25)形成的弹力Fa等于吊篮(11)的重力G，利用公式(2)求出Pa0，
式中，Va0为初始容积；γ为空气腔压缩多变指数；Aa为有效压气面积；Pa0为初始压力；S为气动作动筒(25)的压缩量；Patm为大气压力；
S3、进行试验：
将吊篮(11)调整至所需的试验高度h后，所述试验高度h为吊篮(11)底面到缓冲装置(2)的高度，开启试验，飞轮(15)达到设定转速后，使拦阻钩(12)与吊篮(11)做自由落体运动，拦阻钩(12)向下第一次撞击到转动的飞轮(15)，此时动态调整液压作动缸(24)的节流阀过油面积Ad，来调节液压作动缸(24)的阻尼力Fh，控制缓冲装置(2)所受合力F小于等于规定值N，所述规定值N为缓冲装置(2)所能承载的最大受力，以避免拦阻钩(12)第二次撞击飞轮(15)，至试验完成；
其中，所述合力F的计算方法为：
F＝Fh+Fa (4)
式中，Fh为液压作动缸(24)的阻尼力，Fa为气动作动筒(25)形成的弹力；
所述液压作动缸(24)的阻尼力Fh的计算公式为：
式中：ρh为油液密度；Ah为有效压油面积；Ad为节流阀过油面积；为正、反行程时主油孔流量系数；/>为液压作动缸(24)行程；
其中，所述控制缓冲装置(2)所受合力F小于等于规定值N的方法为：
首先利用公式(3)计算得到规定值N，利用公式(4)计算得到缓冲装置(2)所受合力F，然后通过控制合力F的大小，使其满足F≤N即可；
所述规定值N＝Mg(n+1.82)；n为过载系数，由下公式(3)确定：
式中，nt为轮胎效率，取值为0.47；ns为缓冲装置(2)效率，取值为0.6～0.8；M为吊篮(11)的重量，K为比例系数；g为重力加速度；St为n倍过载下轮胎的变形量；S1为缓冲装置(2)的垂直行程；V为吊篮(11)的下降速度。
2.如权利要求1所述的舰载飞机拦阻钩冲击动态响应试验缓冲方法，其特征在于，所述飞轮(15)的设定转速为10～15r/min。
3.如权利要求1所述的舰载飞机拦阻钩冲击动态响应试验缓冲方法，其特征在于，利用下述公式(1)计算气动作动筒(25)的压缩量S：
式中，L为拦阻钩(12)的长度，l为盖板(14)到缓冲装置(2)中心处的水平距离。
4.一种舰载飞机拦阻钩冲击动态响应试验缓冲系统，用于实现权利要求1-3中任一项所述的舰载飞机拦阻钩冲击动态响应试验缓冲方法，其特征在于，包括垂直于地基(16)的导向立柱(1)，所述导向立柱(1)上设有沿竖直方向延伸的导槽，所述导向立柱(1)顶端设有升降系统(13)，升降系统(13)底端连接有吊篮(11)，所述吊篮(11)上设有用于与所述导槽滑动连接的导轮，吊篮(11)侧面端边上铰接有拦阻钩(12)，地基(16)上设有用于承接拦阻钩(12)撞击的飞轮(15)和盖板(14)，所述飞轮(15)与地基(16)上设有的固定架转动连接，所述吊篮(11)正下方设有缓冲装置(2)；
所述缓冲装置(2)包括缓冲机轮组件、安装基座(26)、沿竖直方向设置的液压作动器和气动作动筒(25)以及用于控制液压作动器的控制器，所述液压作动器包括液压作动缸(24)、设置在所述液压作动缸(24)外部的第一连接管(241)和第二连接管(242)，液压作动缸(24)、气动作动筒(25)的上端均与缓冲机轮组件连接，液压作动器、气动作动筒(25)的下端均与安装基座(26)连接，安装基座(26)通过卡接机构固定在地基(16)上；
所述液压作动缸(24)内从上到下依次设有上腔室、密封塞以及下腔室，所述上腔室与下腔室通过设置在液压作动缸(24)外的所述第一连接管(241)连通，第一连接管(241)内设有用于使油液从下腔室流至上腔室的第一单向节流阀，所述第二连接管(242)与所述第一连接管(241)并联设置，且第二连接管(242)内设有用于使油液从上腔室流至下腔室的第二单向节流阀，所述第一单向节流阀、第二单向节流阀均与控制器电性连接；
所述卡接机构包括与安装基座(26)固定连接的卡柱(261)以及埋置在地基(16)内且用于卡接所述卡柱(261)的卡套(262)；
所述卡柱(261)上设有沿卡柱(261)轴向环绕的环形槽(263)，所述环形槽(263)上端面直径小于下端面直径，所述卡柱(261)下端边设有倒角；卡柱(261)下端面连接有扭簧件，所述扭簧件包括以卡柱(261)轴线对称设置的两个支杆以及用于连接两个所述支杆一端的扭簧；
所述卡套(262)内对称设置有两组锁件，每组所述锁件均包括用于与所述环形槽(263)卡接的卡块(161)、与卡套(262)底面滑动连接的滑块(162)以及连接杆(164)，所述连接杆(164)中部与卡套(262)内壁转动连接，连接杆(164)上端与所述卡块(161)连接，连接杆(164)下端与滑块(162)连接；且所述滑块(162)的一端顶面呈30°倾斜设置，滑块(162)另一端设有磁块；
卡套(262)内部中空且卡套(262)侧壁内的环形空腔中转动套设有调节环(165)，所述调节环(165)内环面上设有分别与所述磁块相吸、相斥的两组磁片组，每组磁片组设有两个磁片且两个所述磁片以卡套(262)的中轴线对称设置，卡套(262)底面内的底部空腔中设有用于驱动调节环(165)转动的电机，所述电机的输出轴与调节环(165)连接。
5.如权利要求4所述的舰载飞机拦阻钩冲击动态响应试验缓冲系统，其特征在于，所述缓冲机轮组件包括与地基(16)平行的底座(23)和通过一个安装连接件(22)与所述底座(23)转动连接的航空轮胎(21)。
6.如权利要求4所述的舰载飞机拦阻钩冲击动态响应试验缓冲系统，其特征在于，所述液压作动器还包括用于对所述液压作动缸(24)补偿压力的动态补偿器；所述动态补偿器与所述第一连接管(241)连通，且动态补偿器与所述控制器连接。
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