CN117109965A - 一种飞机起落架落震和刹车过程联合试验装置及试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种飞机起落架落震和刹车过程联合试验装置及试验方法，属于飞机试验技术领域。试验装置包括底端设有试验安装底座的试验台架、设于试验台架上的提升/释放机构、左右两侧与试验台架侧壁滑动连接且上端与提升/释放机构连接的吊篮及配重机构、与吊篮及配重机构底端连接且连接处设有铰点力传感器的起落架以及设于试验安装底座上的落震刹车调速组件；可在试验室内模拟舰载机降落以及刹车过程中前起落架所受载荷情况，且能通过旋转飞轮模拟起落架的航向速度，同时，通过落震刹车调速组件在降落之后实现起落架轮胎速度降低的刹车制动。

Description

一种飞机起落架落震和刹车过程联合试验装置及试验方法

技术领域

本发明属于飞机试验技术领域，具体是一种飞机起落架落震和刹车过程联合试验装置及试验方法。

背景技术

舰载机在降落过程中，由于着陆速度可能与额定的降落速度不同，如果降落速度过大，则需要飞机刹车机构来制动，降低飞机的航向速度。而当飞机降落速度过慢时，也需要相应的机构进行加速。

因此亟需提出一种飞机起落架落震试验与刹车过程结合的装置及试验方法，而国内目前尚无成熟的飞机起落架落震与刹车过程结合试验装置及试验方法。

发明内容

针对上述存在的问题，本发明提供了一种飞机起落架落震和刹车过程联合试验装置及试验方法。

本发明的技术方案是：一种飞机起落架落震和刹车过程联合试验装置，包括底端设有试验安装底座的试验台架、设于所述试验台架上的提升/释放机构、左右两侧与试验台架侧壁滑动连接且上端与所述提升/释放机构连接的吊篮及配重机构、与所述吊篮及配重机构底端连接且连接处设有铰点力传感器的起落架以及设于试验安装底座上的落震刹车调速组件；

试验安装底座的中心处设有安装凹槽；所述落震刹车调速组件包括设于所述安装凹槽内的第一转动轴、以及套设在第一转动轴外壁且位于所述起落架正下端的旋转飞轮、设于安装凹槽内的刹车调速件；

所述刹车调速件包括与第一转动轴平行的第二转动轴、驱动所述第二转动轴转动的调速电机、套设于第二转动轴外壁的主动调速轮、以及套设于第一转动轴外壁且与所述主动调速轮之间通过皮带连接的从动调速轮；

所述从动调速轮包括转动内轮、套设于所述转动内轮外部的转动外轮、以及设于所述转动外轮上的摩擦刹车条，转动外轮内壁设有环形滑动口，转动内轮与所述环形滑动口滑动连接，且环形滑动口内沿周向均匀设有多个固定插接块，且每个所述固定插接块通过第一微型电动伸缩杆与环形滑动口内壁连接，转动内轮外壁设有与固定插接块一一对应的插接口。

进一步地，所述转动外轮为空心结构，且转动外轮内壁通过第二微型电动伸缩杆连接有环形安装板，且所述环形安装板的侧壁沿周向设有多个从动连接杆，所述从动连接杆一端与环形安装板连接，且另一端贯穿转动外轮并延伸至外部，所述摩擦刹车条为环形结构，且摩擦刹车条侧壁与各个从动连接杆连接。

说明：需要降低旋转飞轮的转速时，打开第二微型电动伸缩杆，通过第二微型电动伸缩杆的延伸作用带动环形安装板向靠近旋转飞轮一侧移动，同时，各个从动连接杆和摩擦刹车条也同步靠近旋转飞轮，当摩擦刹车条与旋转飞轮接触时，对旋转飞轮进行刹车降速，从而实现起落架的降速，上述过程操作简单，满足落震与刹车过程的联合试验要求。

更进一步地，所述旋转飞轮靠近各个所述摩擦刹车条一侧的中心处设有减速刹车凸台，所述减速刹车凸台上设有环形摩擦口，所述环形摩擦口与摩擦刹车条的尺寸相匹配。

说明：通过设置减速刹车凸台，使摩擦刹车条与减速刹车凸台上的环形摩擦口直接接触，实现旋转飞轮的刹车降速，可避免摩擦刹车条直接与旋转飞轮接触，避免旋转飞轮被直接磨损，延长旋转飞轮的使用寿命。

更进一步地，所述转动外轮侧壁且靠近摩擦刹车条一侧通过多个辅助伸缩杆连接有加强限定板，且所述加强限定板上设有与从动连接杆一一对应的贯通限定孔，每个从动连接杆穿过对应的贯通限定孔，且每个贯通限定孔内壁均设有密封圈。

说明：当摩擦刹车条与减速刹车凸台上的环形摩擦口摩擦时，各个从动连接杆贯穿各个贯通限定孔，并通过对应的密封圈进行密封固定，而各个辅助伸缩杆会被拉长延伸，通过密封圈对从动连接杆进行限定，提高了各个从动连接杆之间的稳定性，增加了从动连接杆的机械性能，避免摩擦刹车条与减速刹车凸台接触时，瞬间的冲击力使从动连接杆损坏，提高装置运行可靠性。

进一步地，所述试验台架的各个竖直段外壁均设有辅助凸圈，且每个所述辅助凸圈底端与所述试验安装底座之间均匀设有多个辅助加强杆，各个所述辅助加强杆底端与试验台架的竖直段侧壁之间设有加强支杆。

说明：通过在试验台架的各个竖直段外壁均设置辅助凸圈及对应的辅助加强杆，可增加试验台架的承载力，提高试验台架的稳定性，同时，在每个辅助加强杆底端与试验台架的竖直段侧壁之间设有加强支杆，增加各个辅助加强杆的稳定性，进一步地提高试验台架的机械性能。

进一步地，所述吊篮及配重机构包括左右两侧与试验台架侧壁滑动连接且通过钢丝绳与提升/释放机构连接的吊篮框主体、以及放置于所述吊篮框主体内的配重块，所述吊篮框主体内中心处设有平衡放置框，所述平衡放置框内由上至下均匀设有多个平衡放置腔，所述平衡放置腔与所述配重块一一对应且用于放置配重块，平衡放置腔上设有启闭盖板。

说明：当需要对起落架的高度进行调节时，通过提升/释放机构使吊篮框主体沿着试验台架上下滑动并且无卡顿，而起落架同步上下移动，可通过不同数量的配重块调节吊篮框主体、起落架以及配重块整体的总质量满足起落架试验要求的当量质量，当不同数量的配重块放置于吊篮框主体内时，打开启闭盖板，并将各个配重块一一对应放置于平衡放置腔内，然后关闭启闭盖板即可，通过平衡放置框将各个配重块放置于吊篮框主体内的中心位置处，保证吊篮框主体两边受力平衡，方便吊篮框主体的上下滑动，保证吊篮及配重机构的正常工作。

进一步地，所述旋转飞轮的额定旋转速度为240km/h。

说明：保证旋转飞轮能够模拟舰载机落震试验过程中旋转飞轮相对航母的速度，满足试验要求。

进一步地，还包括智能控制组件，所述智能控制组件包括设于所述试验台架上且用于控制铰点力传感器、调速电机以及第一微型电动伸缩杆自动化运行的控制器、设于旋转飞轮中心处的转速传感器、设于所述吊篮及配重机构与所述提升/释放机构连接处的重力传感器、以及与所述控制器电性连接的触摸显示屏。

说明：通过控制器控制各个电气元件自动化运行，提高装置整体的自动化程度，通过转速传感器对旋转飞轮的转速进行检测，保证旋转飞轮的转速能够在3s内达到240km/h，通过重力传感器检测吊篮框主体、起落架以及配重块整体的总质量满足起落架试验要求的当量质量，方便及时调整，满足试验要求，通过触摸显示屏对各个电气元件的运行状况进行直观了解，同时，方便集成化操控，大大提高装置运行的自动化程度。

本发明还公开了一种飞机起落架落震和刹车过程联合试验方法，基于上述一种飞机起落架落震和刹车过程联合试验装置，包括以下步骤：

S1、安装起落架：

通过刚性安装夹具将起落架安装在吊篮及配重机构底端，并通过吊篮及配重机构调节吊篮及配重机构和起落架整体的总质量，满足起落架试验要求的当量质量；

S2、启动旋转飞轮转动：

打开调速电机，通过调速电机带动第二转动轴转动，而主动调速轮同步转动，并通过皮带带动转动外轮转动，此时，通过各个第一微型电动伸缩杆的延伸作用，带动对应的固定插接块向靠近转动内轮一侧移动，直至固定插接块插入插接口中，使转动内轮和转动外轮固定连接，当皮带带动转动外轮转动时，由于转动内轮同步转动，从而带动第一转动轴转动和旋转飞轮转动；

S3、落震和刹车联合试验：

通过提升/释放机构释放吊篮及配重机构和起落架，使起落架沿着试验台架下落，直至起落架下落至旋转飞轮上，进行落震试验，当起落架降落速度过大时，通过调速电机反转带动皮带和旋转飞轮同步反转，从而降低起落架的轮胎速度实现刹车制动，当起落架降落速度过小时，通过调速电机加速旋转，使皮带和旋转飞轮加速旋转，从而提高起落架的轮胎速度。

相对于现有技术，本发明的有益效果是：

本发明的飞机起落架落震和刹车过程联合试验装置，可在试验室内模拟舰载机降落以及刹车过程中前起落架所受载荷情况，且能通过旋转飞轮模拟起落架的航向速度，同时，通过落震刹车调速组件在降落之后实现起落架轮胎速度降低的刹车制动，通过设置减速刹车凸台，使摩擦刹车条与减速刹车凸台上的环形摩擦口直接接触，实现旋转飞轮的刹车降速，可避免摩擦刹车条直接与旋转飞轮接触，避免旋转飞轮被直接磨损，延长旋转飞轮的使用寿命；通过加强限定板对从动连接杆进行限定，提高了各个从动连接杆之间的稳定性，增加了从动连接杆的机械性能，避免摩擦刹车条与减速刹车凸台接触时，瞬间的冲击力使从动连接杆损坏，提高装置运行可靠性。

附图说明

图1是本发明的试验方法流程图；

图2是本发明的整体结构示意图；

图3是本发明的落震刹车调速组件在安装凹槽内的安装俯视图；

图4是本发明的从动调速轮在第一转动轴上的安装立体图；

图5是本发明的摩擦刹车条与旋转飞轮接触时的剖视图；

图6是本发明的从动调速轮在第一转动轴上的安装剖视图；

图7是本发明的旋转飞轮在第一转动轴上的安装立体图；

图8是本发明的吊篮框主体的主视图；

其中，1-试验台架、10-试验安装底座、11-安装凹槽、12-辅助凸圈、120-辅助加强杆、121-加强支杆、2-提升/释放机构、3-吊篮及配重机构、30-吊篮框主体、300-平衡放置框、301-平衡放置腔、302-启闭盖板、31-配重块、4-起落架、40-铰点力传感器、5-落震刹车调速组件、50-第一转动轴、51-旋转飞轮、510-减速刹车凸台、511-环形摩擦口、52-刹车调速件、520-第二转动轴、521-调速电机、522-主动调速轮、523-从动调速轮、5230-皮带、5231-转动内轮、5232-转动外轮、5233-摩擦刹车条、5234-环形滑动口、5235-固定插接块、5236-第一微型电动伸缩杆、5237-插接口、53-环形安装板、530-第二微型电动伸缩杆、531-从动连接杆、54-加强限定板、540-辅助伸缩杆、541-贯通限定孔、542-密封圈、6-智能控制组件、60-控制器、61-转速传感器、62-重力传感器、63-触摸显示屏。

具体实施方式

为了进一步了解本发明的内容，以下通过实施例对本发明作详细说明。

实施例1：如图2所示，一种飞机起落架落震和刹车过程联合试验装置，包括底端设有试验安装底座10的试验台架1、设于试验台架1上的提升/释放机构2、左右两侧与试验台架1侧壁滑动连接且上端与提升/释放机构2连接的吊篮及配重机构3、与吊篮及配重机构3底端连接且连接处设有铰点力传感器40的起落架4以及设于试验安装底座10上的落震刹车调速组件5；

试验安装底座10的中心处设有安装凹槽11；落震刹车调速组件5包括设于安装凹槽11内的第一转动轴50、套设在第一转动轴50外壁且位于起落架4正下端的旋转飞轮51、以及设于安装凹槽11内的刹车调速件52；

如图3、图4、图5、图6、图7所示，刹车调速件52包括与第一转动轴50平行的第二转动轴520、驱动第二转动轴520转动的调速电机521、套设于第二转动轴520外壁的主动调速轮522、以及套设于第一转动轴50外壁且与主动调速轮522之间通过皮带5230连接的从动调速轮523；

从动调速轮523包括转动内轮5231、套设于转动内轮5231外部的转动外轮5232、以及设于转动外轮5232上的摩擦刹车条5233，转动外轮5232内壁设有环形滑动口5234，转动内轮5231与环形滑动口5234滑动连接，且环形滑动口5234内沿周向均匀设有4个固定插接块5235，且每个固定插接块5235通过第一微型电动伸缩杆5236与环形滑动口5234内壁连接，转动内轮5231外壁设有与固定插接块5235一一对应的插接口5237；

转动外轮5232为空心结构，且转动外轮5232内壁通过第二微型电动伸缩杆530连接有环形安装板53，且环形安装板53的侧壁沿周向设有4个从动连接杆531，从动连接杆531一端与环形安装板53连接，且另一端贯穿转动外轮5232并延伸至外部，摩擦刹车条5233为环形结构，且摩擦刹车条5233侧壁与各个从动连接杆531连接；

旋转飞轮51靠近各个摩擦刹车条5233一侧的中心处设有减速刹车凸台510，减速刹车凸台510上设有环形摩擦口511，环形摩擦口511与摩擦刹车条5233的尺寸相匹配；

转动外轮5232侧壁且靠近摩擦刹车条5233一侧通过4个辅助伸缩杆540连接有加强限定板54，且加强限定板54上设有与从动连接杆531一一对应的贯通限定孔541，每个从动连接杆531穿过对应的贯通限定孔541，且每个贯通限定孔541内壁均设有密封圈542；

试验台架1的各个竖直段外壁均设有辅助凸圈12，且每个辅助凸圈12底端与试验安装底座10之间均匀设有4个辅助加强杆120，各个辅助加强杆120底端与试验台架1的竖直段侧壁之间设有加强支杆121；

如图8所示，吊篮及配重机构3包括左右两侧与试验台架1侧壁滑动连接且通过钢丝绳与提升/释放机构2连接的吊篮框主体30、以及放置于吊篮框主体30内的配重块31，吊篮框主体30内中心处设有平衡放置框300，平衡放置框300内由上至下均匀设有3个平衡放置腔301，平衡放置腔301与配重块31一一对应且用于放置配重块31，平衡放置腔301上设有启闭盖板302；

旋转飞轮51的额定旋转速度为240km/h。

实施例2：本实施例公开了一种飞机起落架落震和刹车过程联合试验方法，基于实施例1的一种飞机起落架落震和刹车过程联合试验装置，如图1所示，包括以下步骤：

S1、安装起落架4：

通过刚性安装夹具将起落架4安装在吊篮及配重机构3底端，通过提升/释放机构2使吊篮框主体30沿着试验台架1上下滑动并且无卡顿，而起落架4同步上下移动，可通过不同数量的配重块31调节吊篮框主体30、起落架4以及配重块31整体的总质量满足起落架4试验要求的当量质量；

S2、启动旋转飞轮51转动：

打开调速电机521，通过调速电机521带动第二转动轴520转动，而主动调速轮522同步转动，并通过皮带5230带动转动外轮5232转动，此时，通过各个第一微型电动伸缩杆5236的延伸作用，带动对应的固定插接块5235向靠近转动内轮5231一侧移动，直至固定插接块5235插入插接口5237中，使转动内轮5231和转动外轮5232固定连接，当皮带5230带动转动外轮5232转动时，由于转动内轮5231同步转动，从而带动第一转动轴50转动和旋转飞轮51转动；

S3、落震和刹车联合试验：

通过提升/释放机构2释放吊篮及配重机构3和起落架4，使起落架4沿着试验台架1下落，直至起落架4下落至旋转飞轮51上，进行落震试验，当起落架4降落速度过大时，通过调速电机521反转带动皮带5230和旋转飞轮51同步反转，同时，打开第二微型电动伸缩杆530，通过第二微型电动伸缩杆530的延伸作用带动环形安装板53向靠近旋转飞轮51一侧移动，同时，各个从动连接杆531和摩擦刹车条5233也同步靠近旋转飞轮51，当摩擦刹车条5233向与旋转飞轮51接触时，对旋转飞轮51进行刹车降速，通过上述过程降低起落架4的轮胎速度实现刹车制动，当起落架4降落速度过小时，通过调速电机521加速旋转，使皮带5230和旋转飞轮51加速旋转，从而提高起落架4的轮胎速度；

通过设置减速刹车凸台510，使摩擦刹车条5233与减速刹车凸台510上的环形摩擦口511直接接触，实现旋转飞轮51的刹车降速；

当摩擦刹车条5233与减速刹车凸台510上的环形摩擦口511摩擦时，各个从动连接杆531贯穿各个贯通限定孔541，并通过对应的密封圈542进行密封固定，而各个辅助伸缩杆540会被拉长延伸，通过密封圈542对从动连接杆531进行限定，提高了各个从动连接杆531之间的稳定性。

实施例3：本实施例与实施例1不同之处在于：

如图1所示，还包括智能控制组件6，智能控制组件6包括设于试验台架1上且用于控制铰点力传感器40、调速电机521以及第一微型电动伸缩杆5236自动化运行的控制器60、设于旋转飞轮51中心处的转速传感器61、设于吊篮及配重机构3与提升/释放机构2连接处的重力传感器62、以及与控制器60电性连接的触摸显示屏63。

实施例4：本实施例公开了一种飞机起落架落震和刹车过程联合试验方法，基于实施例3的一种飞机起落架落震和刹车过程联合试验装置，与实施例2不同之处在于：

通过控制器60控制各个电气元件自动化运行，通过转速传感器61对旋转飞轮51的转速进行检测，保证旋转飞轮51的转速能够在3s内达到240km/h，通过重力传感器62检测吊篮框主体30、起落架4以及配重块31整体的总质量满足起落架4试验要求的当量质量，通过触摸显示屏63对各个电气元件的运行状况进行直观了解。

实施例5：本实施例与实施例1不同之处在于：

环形滑动口5234内沿周向均匀设有5个固定插接块5235；

环形安装板53与第二微型电动伸缩杆530相对侧的侧壁上沿周向设有5个从动连接杆531；

转动外轮5232侧壁且靠近转动外轮5232一侧通过5个辅助伸缩杆540连接有加强限定板54；

每个辅助凸圈12底端与试验安装底座10之间均匀设有5个辅助加强杆120；

平衡放置框300内由上至下均匀设有4个平衡放置腔301。

Claims (9)

1.一种飞机起落架落震和刹车过程联合试验装置，其特征在于，包括底端设有试验安装底座（10）的试验台架（1）、设于所述试验台架（1）上的提升/释放机构（2）、左右两侧与试验台架（1）侧壁滑动连接且上端与所述提升/释放机构（2）连接的吊篮及配重机构（3）、与所述吊篮及配重机构（3）底端连接且连接处设有铰点力传感器（40）的起落架（4）以及设于试验安装底座（10）上的落震刹车调速组件（5）；

试验安装底座（10）的中心处设有安装凹槽（11）；所述落震刹车调速组件（5）包括设于所述安装凹槽（11）内的第一转动轴（50）、套设在第一转动轴（50）外壁且位于所述起落架（4）正下端的旋转飞轮（51）、以及设于安装凹槽（11）内的刹车调速件（52）；

所述刹车调速件（52）包括与第一转动轴（50）平行的第二转动轴（520）、驱动所述第二转动轴（520）转动的调速电机（521）、套设于第二转动轴（520）外壁的主动调速轮（522）、以及套设于第一转动轴（50）外壁且与所述主动调速轮（522）之间通过皮带（5230）连接的从动调速轮（523）；

所述从动调速轮（523）包括转动内轮（5231）、套设于所述转动内轮（5231）外部的转动外轮（5232）、以及设于所述转动外轮（5232）上的摩擦刹车条（5233），转动外轮（5232）内壁设有环形滑动口（5234），转动内轮（5231）与所述环形滑动口（5234）滑动连接，且环形滑动口（5234）内沿周向均匀设有多个固定插接块（5235），且每个所述固定插接块（5235）通过第一微型电动伸缩杆（5236）与环形滑动口（5234）内壁连接，转动内轮（5231）外壁设有与固定插接块（5235）一一对应的插接口（5237）。

2.根据权利要求1所述的一种飞机起落架落震和刹车过程联合试验装置，其特征在于，所述转动外轮（5232）为空心结构，且转动外轮（5232）内壁通过第二微型电动伸缩杆（530）连接有环形安装板（53），且所述环形安装板（53）的侧壁沿周向设有多个从动连接杆（531），所述从动连接杆（531）一端与环形安装板（53）连接，且另一端贯穿转动外轮（5232）并延伸至外部，所述摩擦刹车条（5233）为环形结构，且摩擦刹车条（5233）侧壁与各个从动连接杆（531）连接。

3.根据权利要求2所述的一种飞机起落架落震和刹车过程联合试验装置，其特征在于，所述旋转飞轮（51）靠近各个所述摩擦刹车条（5233）一侧的中心处设有减速刹车凸台（510），所述减速刹车凸台（510）上设有环形摩擦口（511），所述环形摩擦口（511）与摩擦刹车条（5233）的尺寸相匹配。

4.根据权利要求2所述的一种飞机起落架落震和刹车过程联合试验装置，其特征在于，所述转动外轮（5232）侧壁且靠近摩擦刹车条（5233）一侧通过多个辅助伸缩杆（540）连接有加强限定板（54），且所述加强限定板（54）上设有与从动连接杆（531）一一对应的贯通限定孔（541），每个从动连接杆（531）穿过对应的贯通限定孔（541），且每个贯通限定孔（541）内壁均设有密封圈（542）。

5.根据权利要求1所述的一种飞机起落架落震和刹车过程联合试验装置，其特征在于，所述试验台架（1）的各个竖直段外壁均设有辅助凸圈（12），且每个所述辅助凸圈（12）底端与所述试验安装底座（10）之间均匀设有多个辅助加强杆（120），各个所述辅助加强杆（120）底端与试验台架（1）的竖直段侧壁之间设有加强支杆（121）。

6.根据权利要求1所述的一种飞机起落架落震和刹车过程联合试验装置，其特征在于，所述吊篮及配重机构（3）包括左右两侧与试验台架（1）侧壁滑动连接且通过钢丝绳与提升/释放机构（2）连接的吊篮框主体（30）、以及放置于所述吊篮框主体（30）内的配重块（31），所述吊篮框主体（30）内中心处设有平衡放置框（300），所述平衡放置框（300）内由上至下均匀设有多个平衡放置腔（301），所述平衡放置腔（301）与所述配重块（31）一一对应且用于放置配重块（31），平衡放置腔（301）上设有启闭盖板（302）。

7.根据权利要求1所述的一种飞机起落架落震和刹车过程联合试验装置，其特征在于，所述旋转飞轮（51）的额定旋转速度为240km/h。

8.根据权利要求1所述的一种飞机起落架落震和刹车过程联合试验装置，其特征在于，还包括智能控制组件（6），所述智能控制组件（6）包括设于所述试验台架（1）上且用于控制铰点力传感器（40）、调速电机（521）以及第一微型电动伸缩杆（5236）自动化运行的控制器（60）、设于旋转飞轮（51）中心处的转速传感器（61）、设于所述吊篮及配重机构（3）与所述提升/释放机构（2）连接处的重力传感器（62）、以及与所述控制器（60）电性连接的触摸显示屏（63）。

9.一种飞机起落架落震和刹车过程联合试验方法，基于权利要求1-8任意一项所述的一种飞机起落架落震和刹车过程联合试验装置，其特征在于，包括以下步骤：

S1、安装起落架（4）：

通过刚性安装夹具将起落架（4）安装在吊篮及配重机构（3）底端，并通过吊篮及配重机构（3）调节吊篮及配重机构（3）和起落架（4）整体的总质量，满足起落架（4）试验要求的当量质量；

S2、启动旋转飞轮（51）转动：

打开调速电机（521），通过调速电机（521）带动第二转动轴（520）转动，而主动调速轮（522）同步转动，并通过皮带（5230）带动转动外轮（5232）转动，此时，通过各个第一微型电动伸缩杆（5236）的延伸作用，带动对应的固定插接块（5235）向靠近转动内轮（5231）一侧移动，直至固定插接块（5235）插入插接口（5237）中，使转动内轮（5231）和转动外轮（5232）固定连接，当皮带（5230）带动转动外轮（5232）转动时，由于转动内轮（5231）同步转动，从而带动第一转动轴（50）转动和旋转飞轮（51）转动；

S3、落震和刹车联合试验：

通过提升/释放机构（2）释放吊篮及配重机构（3）和起落架（4），使起落架（4）沿着试验台架（1）下落，直至起落架（4）下落至旋转飞轮（51）上，进行落震试验，当起落架（4）降落速度过大时，通过调速电机（521）反转带动皮带（5230）和旋转飞轮（51）同步反转，从而降低起落架（4）的轮胎速度实现刹车制动，当起落架（4）降落速度过小时，通过调速电机（521）加速旋转，使皮带（5230）和旋转飞轮（51）加速旋转，从而提高起落架（4）的轮胎速度。