CN117622511B - 一种舰载机前起落架牵制杆释放试验设备及试验方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种舰载机前起落架牵制杆释放试验设备及试验方法，所述设备包括安装机构、设置在安装机构上的吊篮、安装在吊篮下方的起落架系统、位于起落架系统下方的放置平台、设置在安装机构前侧的弹射加载系统以及设置在安装机构后侧的牵制加载系统；所述方法包括：S1、预准备，S2、牵制杆释放模拟，S3、前起落架的起飞模拟，S4、飞行试验数据计算；本发明利用第一转动齿轮、齿条的设置能够使得牵制平台在达到最大牵制力的同时即可实现释放，无需人为对钩锁进行释放，提升了试验的效率。
Description
技术领域
本发明涉及舰载机起落架试验技术领域，具体是涉及一种舰载机前起落架牵制杆释放试验设备及试验方法。
背景技术
在航母上弹射起飞时，先由张紧系统对前起落架牵制杆进行张紧，再由弹射加载装置对前起落架弹射杆进行水平加载，加载至牵制杆断离载荷时，牵制杆断离，前起落架在弹射加载装置的牵引下沿航向运动，并迅速加速。在牵制杆断离的瞬间，前起落架缓冲装置会突然向上伸出，而且起落架会沿航向突然向前运动。由于驾驶员舒适性及结构承载能力的要求，起落架航向及垂向的过载会有一定的限制，且对于垂向更有突伸速度的要求，旨在牵制杆高速断离的瞬间，缓冲装置的突然伸出可使飞机瞬间获得一定角度的攻角，从而在弹射加载装置的牵引飞机沿航向运动时获得较大升力，此速度、加速度的考量即需要试验进行验证。
本专利即是提供一种可重复使用的舰载机前起落架牵制杆高速释放试验方法，可在试验环境下模拟真实使用工况，并测得前起落架航向和垂向的动态响应，同时其释放机构可以重复使用，为舰载机前起落架的研制提供试验依据。同时本发明中牵制杆无需人为解锁释放即可实现断离，能够进一步提升牵制杆释放效率；目前国内尚无成熟的舰载机前起落架牵制杆高速释放的试验方法。
发明内容
为解决上述技术问题，本发明提供了一种舰载机前起落架牵制杆释放试验设备及试验方法。
本发明的技术方案是：一种舰载机前起落架牵制杆释放试验设备，包括安装机构、设置在所述安装机构上的吊篮、安装在所述吊篮下方的起落架系统、位于所述起落架系统下方的放置平台、设置在所述安装机构前侧的弹射加载系统以及设置在所述安装机构后侧的牵制加载系统；
所述起落架系统包括固定设置在所述吊篮底部的安装件，转动设置在所述安装件上的前起落架，水平设置在所述前起落架底部轮胎上的卡接钩，以及设置在所述前起落架上底部轮胎上的位移传感器；
所述牵制加载系统包括牵制平台，设置在所述牵制平台侧面的第一转动齿轮，滑动设置在所述牵制平台上的牵制机构，一端与所述牵制机构连接且另一端与所述牵制平台连接的弹簧组，以及设置在所述牵制平台内用于驱动所述第一转动齿轮转动的驱动电机；
所述牵制机构包括安装台，设置在所述安装台一侧且与所述第一转动齿轮啮合的齿条，安装在所述安装台顶部的牵制杆，以及设置在所述牵制杆前端且与所述卡接钩卡接的凸起；
所述牵制平台后侧设有安装板，所述弹簧组前端与所述安装台连接，后端与所述安装板连接。
进一步地，所述安装机构包括中部设有开槽的安装台，滑动设置在所述安装台顶部的行走框架，设置在所述安装台上用于驱动所述行走框架的第一电机，所述吊篮滑动设置在所述行走框架上，行走框架上设置有用于驱动所述吊篮进行上下移动的第二电机；
说明：上述设置能够对安装台和吊篮的初始位置进行调整，使吊篮到达试验要求位置，从而进行试验。
进一步地，所述弹射加载系统包括弹射平台，设置在所述前起落架一侧的连接件，一端与所述连接件转动连接的弹射杆，与所述弹射杆另一端转动连接的滑动块，以及与所述滑动块连接且用于对弹射力进行加载的弹射辅助装置；所述滑动块滑动设置在所述弹射平台上；
所述弹射辅助装置包括设置在所述弹射平台上的滑动槽，设置在所述滑动槽内一侧且一端与所述滑动块连接的第一弹簧件，以及载荷输出端与所述滑动块另一端连接的弹射气缸；上述设置能够满足前起落架牵引的要求，并实现弹射杆的快速脱落，避免前起落架模拟飞行的过程中受到弹射杆影响从而对前起落架的飞行试验结果产生影响；通过第一弹簧件的设置能够使得脱落后的弹射杆快速复位，以备下次试验进行；
所述安装件上设有第一螺孔，所述第一螺孔内部贯穿设有第一螺杆，且第一螺杆一端固定设有第一限位环，另一端与所述前起落架固定连接；所述连接件上设有第二螺孔，所述第二螺孔内贯穿设有第二螺杆，且第二螺杆一端固定设有第二限位环，另一端与所述弹射杆转动连接；所述第一限位环与所述第二限位环通过一个第一驱动带连接，弹射杆与所述滑动块铰接；
说明：牵制杆断离后前起落架在弹射力作用下向前运动，使得与安装件的连接处的牵制杆发生转动，带动第二限位环转动，使得第二螺孔脱落，实现对弹射杆的释放，上述设置能够满足前起落架牵引的要求，并实现弹射杆的快速脱落，避免前起落架模拟飞行的过程中受到弹射杆影响从而对前起落架的飞行试验结果产生影响；通过第一弹簧件的设置能够使得脱落后的弹射杆快速复位，以备下次试验进行。
更进一步地，所述连接件由两个平行的U型板组成，所述第二螺杆贯穿两个所述U型板且位于两个所述U型板之间的第二螺杆上还设有第三限位环；
说明：上述设置能够对第二螺杆的位置进行有效限位，避免第二限位环转动的过程中，第二螺杆与连接件之间发生滑脱，从而影响到试验设备的工作效率。
进一步地，所述安装板上设有若干个钩环，所述弹簧组可拆卸安装在所述钩环上；
说明：上述设置可以根据试验需求依次增加或减少弹簧组的安装数量，进而确定牵制力的调节大小。
进一步地，所述放置平台上设有突伸装置；
所述突伸装置包括设置在所述放置平台一侧的第二转动齿轮，一侧设置在所述第二转动齿轮转动轴上的起落架放置框体，以及设置在所述起落架放置框体底部中心的第二弹簧件；所述第二转动齿轮与所述第一转动齿轮底部通过一共第二驱动带连接；所述起落架放置框体后侧设有限位板；所述起落架放置框体的转动角度与弹射时达到最大加载力时的角度相等；
说明：第一转动齿轮在弹簧回复力的作用下反转，使得第二转动齿轮反转，从而使起落架放置框体转动，在起落架放置框体的推动作用下对前起落架进行撞击，使得前起落架向斜上方运动，从而使得前起落架底部轮胎上的卡接钩与牵制杆上的凸起脱离；限位板的设置能够避免牵制力过大时，拉动前起落架向牵制平台运动。
进一步地，所述第一转动齿轮的转动轴与所述牵制平台上的扭簧杆连接；
说明：上述设置能够在驱动电机提供一次正向转动的能量后即可实现整个试验流程，利用扭簧杆的回复力以及弹簧组的回复力即可实现牵制平台的复位，无需驱动电机分别对第一转动齿轮进行两次正反转驱动，不受限于电能供给。
本发明还提供了一种舰载机前起落架牵制杆释放试验方法，基于上述一种舰载机前起落架牵制杆释放试验设备，包括以下步骤：
S1、预准备
根据试验需求调整吊篮内配重的重量m，使其分别满足舰载机前起落架垂向运动的当量质量要求及舰载机整机航向运动的质量要求；然后通过安装机构将吊篮移动至舰载机对应的模拟高度h以及舰载机对应的航向模拟位移s处；
S2、牵制杆释放模拟
给弹射加载系统加载弹射力F1，使弹射力F1沿水平方向的分力与弹簧组挤压达到的最大压力相等；加载弹射力F1的同时驱动驱动电机工作使得第一转动齿轮向右转动，第一转动齿轮正转带动与其啮合的齿条向右滑动，从而使得与所述齿条固定连接的安装台向右移动，牵制杆上的凸起在向右运动的过程中均与卡接钩卡接，以实现对牵制杆的牵制；
当弹簧组挤压达到最大压缩量时，关闭驱动电机，在弹簧回复力的作用下，安装台向左运动，带动与所述安装台连接的所述齿条也向左运动，带动第一转动齿轮反转，此时在弹射力F1的作用下牵制杆释放；
S3、前起落架的起飞模拟
在弹射力F1的作用下，前起落架实现起飞模拟；调整弹簧组数量，对不同牵制力下的前起落架飞行进行模拟试验；
S4、飞行试验数据计算
通过调整弹簧组的数量确定牵制力并作为此条件下前起落架的航向力Fh，根据航向力Fh、弹射力F1计算前起落架的垂向力Fc，然后利用航向力Fh、垂向力Fc计算该牵制力下前起落架的飞行试验数据，所述飞行试验数据包括速度v和加速度a，以确定前起落架飞行效果较佳时所对应的牵制力大小。
进一步地，所述航向力Fh的计算公式为：
Fh＝nf1 (1)
所述垂向力Fc的计算公式为：
其中，f1为弹簧组中每个弹簧的弹簧力；n为弹簧组中的弹簧个数；F1为弹射力。
进一步地，所述速度v和加速度a的计算公式为：
式中，x为弹射杆释放后前起落架距初始位置的位移，由位移传感器测得；Fc为垂向力，Fh为航向力，β为弹射杆达到目标加载力时的角度。
本发明的有益效果是：
(1)本发明的牵制机构能够实现对前起落架的牵制作用，通过对弹簧组数量的调节能够使得牵制力发生变化，从而确定能够使得前起落架达到最佳飞行状态的牵制力大小；本发明利用第一转动齿轮、齿条的设置能够使得牵制平台在达到最大牵制力的同时即可实现释放钩锁，无需人为对钩锁进行释放，提升了试验的效率；同时该种方式下的牵制力直接可以看作弹簧组的弹力，使得试验过程中的牵制力更直观有效。
(2)本发明通过牵制机构和突伸装置配合使用使第一转动齿轮在弹簧回复力的作用下反转，使第二转动齿轮反转，起落架放置框体转动，在起落架放置框体的推动作用下对前起落架进行撞击，使前起落架向斜上方运动，从而使前起落架底部轮胎上的卡接钩与牵制杆上的凸起脱离，进一步实现后续的飞行试验。
(3)本发明弹射加载系统能够在牵制杆断离后，前起落架在弹射力作用下向前运动的过程中，使得与安装件的连接处的牵制杆发生转动，带动第二限位环转动使第二螺孔脱落，实现对弹射杆的释放，上述设置能够在实现对前起落架牵引的基础上快速脱落，避免前起落架模拟飞行的过程中受到弹射杆影响从而对前起落架的飞行试验结果产生影响。
附图说明
图1是本发明试验方法的流程图；
图2是本发明实施例1的外部结构示意图；
图3是本发明实施例1起落架系统、放置平台的位置关系示意图；
图4是本发明实施例1突伸装置、弹射加载系统、牵制加载系统的位置关系示意图；
图5是本发明实施例1连接件的结构示意图；
图6是本发明实施例1弹射辅助装置的结构示意图；
图7是本发明实施例1牵制加载系统的部分结构示意图；
图8是本发明实施例1弹簧组、牵制平台的位置关系示意图；
图9是本发明实施例3连接件的结构示意图；
其中，1-安装机构、11-安装台、12-行走框架、13-吊篮、2-起落架系统、21-安装件、211-第一限位环、22-前起落架、23-卡接钩、24-位移传感器、3-放置平台、31-突伸装置、310-第二驱动带、311-第二转动齿轮、312-起落架放置框体、313-第二弹簧件、314-限位板、4-弹射加载系统、41-弹射平台、42-连接件、421-第二限位环、422-第一驱动带、423-第三限位环、43-弹射杆、44-滑动块、45-弹射辅助装置、451-滑动槽、452-第一弹簧件、453-弹射气缸、5-牵制加载系统、51-牵制平台、511-安装板、512-钩环、52-第一转动齿轮、53-牵制机构、531-安装台、532-齿条、533-牵制杆、534-凸起、54-弹簧组。
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
如图2所示的一种舰载机前起落架牵制杆释放试验设备，包括安装机构1、设置在安装机构1上的吊篮13、安装在吊篮13下方的起落架系统2、位于起落架系统2下方的放置平台3、设置在安装机构1前侧的弹射加载系统4以及设置在安装机构1后侧的牵制加载系统5；
安装机构1包括中部设有开槽的安装台11，滑动设置在安装台11顶部的行走框架12，设置在安装台11上用于驱动行走框架12进行前后移动的第一电机，吊篮13滑动设置在所述行走框架12上，行走框架12上设置有用于驱动所述吊篮13进行上下移动的第二电机；
如图3所示，起落架系统2包括固定设置在吊篮13底部的安装件21，转动设置在安装件21上的前起落架22，水平设置在前起落架22底部轮胎上的卡接钩23，以及设置在前起落架22底部轮胎上的位移传感器24；
放置平台3上设有突伸装置31；
如图3、图4所示，突伸装置31包括设置在放置平台3一侧的第二转动齿轮311，一侧设置在第二转动齿轮311转动轴上的起落架放置框体312，以及设置在起落架放置框体312底部中心的第二弹簧件313；第二转动齿轮311与第一转动齿轮52底部通过一个第二驱动带310连接；起落架放置框体312后侧设有限位板314；起落架放置框体312的转动角度与弹射杆43达到最大加载力时的角度相等；
弹射加载系统4包括弹射平台41，设置在前起落架22一侧的连接件42，一端与连接件42转动连接的弹射杆43，与弹射杆43另一端转动连接的滑动块44，以及与滑动块44连接且用于对弹射力进行加载的弹射辅助装置45；滑动块44滑动设置在弹射平台41上；
安装件21上设有第一螺孔，第一螺孔内部贯穿设有第一螺杆，且第一螺杆一端固定设有第一限位环211，另一端与前起落架22固定连接；
如图5所示，连接件42上设有第二螺孔，第二螺杆贯穿第二螺孔内部且一端固定设有第二限位环421，另一端与弹射杆43转动连接；第一限位环211与第二限位环421通过一个第一驱动带422连接，弹射杆43与滑动块44铰接；
如图6所示，弹射辅助装置45包括设置在弹射平台41上的滑动槽451，设置在滑动槽451内且一端与滑动块44连接的第一弹簧件452，以及载荷输出端与滑动块44另一端连接的弹射气缸453；
如图4所示，牵制加载系统5包括牵制平台51，设置在牵制平台51一侧的第一转动齿轮52，滑动设置在牵制平台51上的牵制机构53，一端与所述牵制机构53连接且另一端与所述牵制平台51连接的弹簧组54，以及设置在牵制平台51内用于驱动第一转动齿轮52转动的驱动电机；
如图7所示，牵制平台51一侧设有安装板511，弹簧组54一侧与安装台531连接，另一侧与安装板511连接；安装板511上设有4个钩环512，弹簧组54可拆卸安装在钩环512上；
如图8所示，牵制机构53包括安装台531，设置在安装台531一侧且与第一转动齿轮52啮合的齿条532，安装在安装台531顶部的牵制杆533，以及设置在牵制杆533前端且与卡接钩23卡接的凸起534；
需要说明的是，第一电机、第二电机、驱动电机均采用市售电机；弹簧组54为4个弹簧力相同的弹簧件组成。
实施例2
一种舰载机前起落架牵制杆释放试验方法，基于实施例1的一种舰载机前起落架牵制杆释放试验设备，如图1所示，包括以下步骤：
S1、预准备
根据试验需求调整吊篮13内配重的重量m，使其分别满足舰载机前起落架22垂向运动的当量质量要求及舰载机整机航向运动的质量要求；然后第一电机将吊篮13提升至舰载机前起落架22的底部轮胎与放置平台3表面接触时对应的模拟高度h、第二电机将行走框架12滑动至舰载机对应的航向模拟位移s处；
S2、牵制杆533释放模拟
给弹射气缸443充气，使弹射力F1沿水平方向的分力与弹簧组54挤压达到的最大压力相等；安装弹射杆43并通过弹射气缸453对滑动块44进行推动，实现给弹射加载系统4加载弹射力F1，加载弹射力F1的同时驱动驱动电机工作使得第一转动齿轮52向右转动，使得通过第二驱动带310与第一转动齿轮52连接的第二转动齿轮311正转，以实现起落架放置框体312的水平放置，同时第一转动齿轮52正转带动与其啮合的齿条532向右滑动，从而使得与齿条532固定连接的安装台531向右移动，牵制杆533上的凸起534在向右运动的过程中均与卡接钩23卡接，以实现对牵制杆533的牵制；
当弹簧组54挤压达到最大压缩量时，关闭驱动电机，在弹簧回复力的作用下，安装台531向左运动，带动与安装台531连接的齿条532也向左运动，使得第一转动齿轮52反转，此时第二转动齿轮52反转实现对起落架放置框体312的位置调节，使得前起落架22被转动的起落架放置框体312撞击向左上方运动，从而实现牵制杆533的释放；起落架放置框体312的转动角度为β；
S3、前起落架22的起飞模拟
起落架放置框体312带动前起落架22沿安装件21转动，带动第一螺杆实现转动，通过第一螺杆带动第二螺杆转动，使得第二螺杆在弹射杆43内转动直至脱离，牵制杆533断离后前起落架22在弹射力F1作用下向前运动，使得与安装件21的连接处的牵制杆533发生转动，带动第二限位环421转动，使得第二螺孔脱落，实现弹射杆的释放，然后前起落架22在弹射杆42的弹射力F1与第二弹簧件313突伸力的作用下，实现起飞模拟；通过依次增加弹簧组54中工作弹簧的数量，对不同牵制力下的前起落架22飞行进行模拟试验；
S4、飞行试验数据计算
通过调整弹簧组54的数量确定牵制力并作为此条件下前起落架22的航向力Fh，根据航向力Fh、弹射力F1计算前起落架22的垂向力Fc，然后利用航向力Fh、垂向力Fc计算该牵制力下前起落架22的飞行试验数据，飞行试验数据包括速度v和加速度a，以确定前起落架22飞行效果较佳时所对应的牵制力大小；
航向力Fh的计算公式为：
Fh＝nf1 (1)
垂向力Fc的计算公式为：
其中，f1为弹簧组54中每个弹簧的弹簧力；n为弹簧组中的弹簧个数；F1为弹射力；
速度v和加速度a的计算公式为：
式中，x为弹射杆43释放后前起落架22距初始位置的位移，由位移传感器24测得；Fc为垂向力，Fh为航向力，β为弹射杆43达到目标加载力时的角度。
实施例3
与实施例1不同的是，如图9所示，连接件42由两个平行的U型板组成，第二螺杆贯穿两个U型板且位于两个U型板之间的第二螺杆上还设有第三限位环423；
本实施例工作原理与实施例2基本相同，不同之处在于，第一驱动带422转动过程中使得第二限位环421转动，在转动过程中由于受第三限位环423的限位作用，第二螺杆不会从两个U型板的开孔处滑脱。
Claims (9)
1.一种舰载机前起落架牵制杆释放试验设备，其特征在于，包括安装机构(1)、设置在所述安装机构(1)上的吊篮(13)、安装在所述吊篮(13)下方的起落架系统(2)、位于所述起落架系统(2)下方的放置平台(3)、设置在所述安装机构(1)前侧的弹射加载系统(4)以及设置在所述安装机构(1)后侧的牵制加载系统(5)；
所述起落架系统(2)包括固定设置在所述吊篮(13)底部的安装件(21)，转动设置在所述安装件(21)上的前起落架(22)，水平设置在所述前起落架(22)底部轮胎上的卡接钩(23)，以及设置在所述前起落架(22)底部轮胎上的位移传感器(24)；
所述牵制加载系统(5)包括牵制平台(51)，设置在所述牵制平台(51)侧面的第一转动齿轮(52)，滑动设置在所述牵制平台(51)上的牵制机构(53)，一端与所述牵制机构(53)连接且另一端与所述牵制平台(51)连接的弹簧组(54)，以及设置在所述牵制平台(51)内用于驱动所述第一转动齿轮(52)转动的驱动电机；
所述牵制机构(53)包括安装台(531)，设置在所述安装台(531)一侧且与所述第一转动齿轮(52)啮合的齿条(532)，安装在所述安装台(531)顶部的牵制杆(533)，以及设置在所述牵制杆(533)前端且与所述卡接钩(23)卡接的凸起(534)；
所述牵制平台(51)后侧设有安装板(511)，所述弹簧组(54)前端与所述安装台(531)连接，后端与所述安装板(511)连接。
2.根据权利要求1所述的一种舰载机前起落架牵制杆释放试验设备，其特征在于，所述安装机构(1)包括中部设有开槽的安装台(11)，滑动设置在所述安装台(11)顶部的行走框架(12)，设置在所述安装台(11)上用于驱动所述行走框架(12)进行前后移动的第一电机，所述吊篮(13)滑动设置在所述行走框架(12)上，行走框架(12)上设置有用于驱动所述吊篮(13)进行上下移动的第二电机。
3.根据权利要求1所述的一种舰载机前起落架牵制杆释放试验设备，其特征在于，所述弹射加载系统(4)包括弹射平台(41)，设置在所述前起落架(22)一侧的连接件(42)，一端与所述连接件(42)转动连接的弹射杆(43)，与所述弹射杆(43)另一端转动连接的滑动块(44)，以及与所述滑动块(44)连接且用于对弹射力进行加载的弹射辅助装置(45)；所述滑动块(44)滑动设置在所述弹射平台(41)上；
所述弹射辅助装置(45)包括设置在所述弹射平台(41)上的滑动槽(451)，设置在所述滑动槽(451)内且一端与所述滑动块(44)连接的第一弹簧件(452)，以及载荷输出端与所述滑动块(44)另一端连接的弹射气缸(453)；
所述安装件(21)上设有第一螺孔，所述第一螺孔内部贯穿设有第一螺杆，且第一螺杆一端固定设有第一限位环(211)，另一端与所述前起落架(22)固定连接；所述连接件(42)上设有第二螺孔，所述第二螺孔内贯穿设有第二螺杆，且第二螺杆一端固定设有第二限位环(421)，另一端与所述弹射杆(43)转动连接；所述第一限位环(211)与所述第二限位环(421)通过一个第一驱动带(422)连接，弹射杆(43)与所述滑动块(44)铰接。
4.根据权利要求3所述的一种舰载机前起落架牵制杆释放试验设备，其特征在于，所述连接件(42)由两个平行的U型板组成，所述第二螺杆贯穿两个所述U型板且位于两个所述U型板之间的第二螺杆上还设有第三限位环(423)。
5.根据权利要求1所述的一种舰载机前起落架牵制杆释放试验设备，其特征在于，所述安装板(511)上设有若干个钩环(512)，所述弹簧组(54)可拆卸安装在所述钩环(512)上。
6.根据权利要求1所述的一种舰载机前起落架牵制杆释放试验设备，其特征在于，所述放置平台(3)上设有突伸装置(31)；
所述突伸装置(31)包括设置在所述放置平台(3)一侧的第二转动齿轮(311)，一侧设置在所述第二转动齿轮(311)转动轴上的起落架放置框体(312)，以及设置在所述起落架放置框体(312)底部中心的第二弹簧件(313)；所述第二转动齿轮(311)与所述第一转动齿轮(52)底部通过一个第二驱动带(310)连接；所述起落架放置框体(312)后侧设有限位板(314)；所述起落架放置框体(312)的转动角度与弹射杆(43)达到最大加载力时的角度相等。
7.一种舰载机前起落架牵制杆释放试验方法，基于权利要求1～6任意一项所述的一种舰载机前起落架牵制杆释放试验设备，其特征在于，包括以下步骤：
S1、预准备
根据试验需求调整吊篮(13)内配重的重量m，使其分别满足舰载机前起落架(22)垂向运动的当量质量要求及舰载机整机航向运动的质量要求；然后通过安装机构(1)将吊篮(13)移动至舰载机对应的模拟高度h以及舰载机对应的航向模拟位移s处；
S2、牵制杆(533)释放模拟
给弹射加载系统(4)加载弹射力F1，使弹射力F1沿水平方向的分力与弹簧组(54)挤压达到的最大压力相等；加载弹射力F1的同时驱动驱动电机工作使得第一转动齿轮(52)向右转动，第一转动齿轮(52)正转带动与其啮合的齿条(532)向右滑动，从而使得与所述齿条(532)固定连接的安装台(531)向右移动，牵制杆(533)上的凸起(534)在向右运动的过程中均与卡接钩(23)卡接，以实现对牵制杆(533)的牵制；
当弹簧组(54)挤压达到最大压缩量时，关闭驱动电机，在弹簧回复力的作用下，安装台(531)向左运动，带动与所述安装台(531)连接的所述齿条(532)也向左运动，带动第一转动齿轮(52)反转，此时在弹射力F1的作用下牵制杆(533)释放；
S3、前起落架(22)的起飞模拟
在弹射力F1的作用下，前起落架(22)实现起飞模拟；调整弹簧组(54)数量，对不同牵制力下的前起落架(22)飞行进行模拟试验；
S4、飞行试验数据计算
通过调整弹簧组(54)的数量确定牵制力并作为此条件下前起落架(22)的航向力Fh，根据航向力Fh、弹射力F1计算前起落架(22)的垂向力Fc，然后利用航向力Fh、垂向力Fc计算该牵制力下前起落架(22)的飞行试验数据，所述飞行试验数据包括速度v和加速度a，以确定前起落架(22)飞行效果较佳时所对应的牵制力大小。
8.根据权利要求7所述的一种舰载机前起落架牵制杆释放试验方法，其特征在于，
所述航向力Fh的计算公式为：
Fh＝nf1 (1)
所述垂向力Fc的计算公式为：
其中，f1为弹簧组(54)中每个弹簧的弹簧力；n为弹簧组(54)中的弹簧个数；F1为弹射力。
9.根据权利要求8所述的一种舰载机前起落架牵制杆释放试验方法，其特征在于，所述速度v和加速度a的计算公式为：
式中，x为弹射杆(43)释放后前起落架(22)距初始位置的位移，由位移传感器(24)测得；Fc为垂向力，Fh为航向力，β为弹射杆(43)达到目标加载力时的角度。
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