飛機攔阻系統綜合試驗平臺的制作方法
【專利摘要】一種飛機攔阻系統綜合試驗平臺，包括：動態模擬器，真實模擬各種機型的著陸狀態，即真實模擬各機型的重量、著陸速度等飛機相關性能參數；試驗進場推力機構，推動或\和拉動動態模擬器就位，并且試驗前反復推動或\和拉動動態模擬器，調整動態模擬器導向機構，防止動態模擬器在高加速度運行過程中因偏心而造成巨大摩擦力；加力推力裝置，實現對動態模擬器的快速加速，使得動態模擬器滿足飛機著陸的速度要求，并且速度可控可調；攔阻系統，在有限的距離上實現對飛機的減速，并且設計有觸發式剎車裝置，根據不同機型及不同飛行狀況，設置飛機減加速度，真實模擬飛機的減速過程；本發明具有開放性、柔性設計、參數可控可調、精度高等諸多優點。
【專利說明】飛機攔阻系統綜合試驗平臺
【技術領域】
[0001] 本發明涉及一種飛機攔阻系統綜合試驗平臺。
【背景技術】
[0002] 近四十年來，考慮到飛機重量和速度的增加，空軍機場，特別是前線支援飛機使用 的機場，已修得相當長，一般都在2000m以上，但仍有不少飛機著陸時沖出跑道，特別是作 戰飛機終止起飛情況更為嚴重。西方國家以及使用西方戰機的亞洲國家的軍用飛機幾乎都 加裝攔阻鉤，并在跑道端頭設置繩網結合的攔阻裝置進行應急攔阻。實踐證明這種應急攔 阻裝置使用效果很好。美國統計了 1995年7月到1998年6月三年中約有1100架飛機沖出 跑道，由于大多數機場裝設了該設備，使多數飛機幸免于難。但少數機場由于沒有裝設該設 備或是攔阻失效使飛機遭受嚴重損壞，并危及空勤人員安全。參考國外使用經驗，我國空軍 研究部門也曾進行過一些攔阻裝置的研究工作，在部分機場也曾使用，反映很好，并得到廣 泛的重視，目前，在國內設備研究使用和配置尚未成熟情況下，尤其在航空母艦及島礁上跑 道有限的機場回收飛機，要求所用的設備能夠使飛機在有限甲板上的著艦滑跑距離縮短。 這種設備就是飛機攔阻裝置，當飛機著艦時，其尾鉤鉤住的就是這根繩索，攔阻索再帶動攔 阻機來吸收掉飛機的動能。噴氣式艦載機降落時并不關閉發動機，情況不好可以馬上復飛。 以美國航母的MK-73型艦載機為例，30噸重的艦載機以71. 36m/s的速度著艦后滑跑91. 5 米停止。國外的攔阻裝置的發展比較成熟，但關于這方面的資料非常少，國內在這方面的研 究正處于起步階段。對于攔阻系統的負載模擬仿真系統的研究更是少之又少，缺少綜合試 驗平臺，嚴重影響對各參數的深入研究，更無法真實模擬攔阻設備使用過程中參數的匹配， 嚴重制約飛機攔阻系統的發展。
【發明內容】
[0003] 鑒于上述問題，本發明的目的是提供一種飛機攔阻系統綜合試驗平臺，其能夠真 實模擬飛機攔阻過程，而且通用性強，可以真實模擬不同機型及不同的攔阻系統，具有試驗 周期短、相關參數可控可調的優點，符合柔性設計。
[0004] 為此，本發明提供一種飛機攔阻系統綜合試驗平臺，包括：動態模擬器，真實模擬 各種機型的著陸狀態，即真實模擬各機型的重量、著陸速度等飛機相關性能參數；試驗進場 推力機構，推動或\和拉動動態模擬器就位，即使得動態模擬器準確到達試驗初始位置，并 且試驗前反復推動或\和拉動動態模擬器，調整動態模擬器導向機構，防止動態模擬器在 高加速度運行過程中因偏心而造成巨大摩擦力；加力推力裝置，實現對動態模擬器的快速 加速，使得動態模擬器滿足飛機著陸的速度要求，并且速度可控可調；攔阻系統，在有限的 距離上實現對飛機的減速，并且設計有觸發式剎車裝置，根據不同機型及不同飛行狀況，設 置飛機減加速度，真實模擬飛機的減速過程。
[0005] 所述動態模擬器，包括：車體、飛機輪、配重塊、拖動桿、制動頭部、導向裝置等部 分；車體采用分體拼裝式結構，中間通過聯接件將兩部分車體相連；車體前部緩沖制動部 位設計成可拆裝箱形結構，有利于車體的緩沖制動和更換；車體結構框架采用箱形梁焊接 結構，保證剛度強度要求；作為優選，配重塊采用左右對稱放置的方式配重，使得四個飛機 輪的承載均勻，并且配重塊內部灌鉛以減小動態模擬器體積，降低動態模擬器重心，改變配 重塊的位置及含鉛量，真實模擬各類型飛機的重量及其重量分布；優選地，制動頭與攔阻系 統的嚙合部位采用圓弧形式，并與車主體之間為可拆裝式結構，方便安裝及位置調整；所述 車體上設計有加速度傳感器，實時檢測模擬器的加速度變化情況，并合算出速度及位移變 化，制動頭與車體之間設計有力傳感器，實時檢測攔阻系統對動態模擬器的作用情況。
[0006] 作為優選，拖動桿支架底部設計有限位裝置以保證拖動桿30°工作位置，拖動桿 采用壓板插銷安裝方式，既保證工作可靠，又可以方便安裝拆卸；手柄通過手柄軸與拖動桿 相連，手柄軸的兩端采用軸承安裝方式，并且手柄設計有插銷擋塊裝置，工作安全可靠。
[0007] 作為優選，導向裝置的支架固定在車體上，導向輪安裝在導向裝置上，并在車體兩 側的固定于地面預埋鋼板上的軌道上滾動，起導向作用；所述導向輪在垂直車體沿其側向 設置有調整機構，采用螺桿調節機構，保證導向輪與導軌接觸良好；調節機構的外側采用手 輪鎖緊防松的結構形式，確保導向輪在工作時的安裝牢固。
[0008] 試驗進場推力機構，包括：液壓缸、液壓缸支架、活塞桿頭部推動裝置等部分；所 述液壓缸支架采用箱形梁結構，與地面連接采用螺釘連接，保證結構支撐安全可靠；所述 活塞桿頭部推動裝置保證與動態模擬器接觸良好，活塞桿頭部推動裝置主要由裝置外罩、 推力調心滾子軸承、卡環、彈簧以及端蓋等組成，所述推力調心滾子軸承具有一定的調心功 能，從而能夠消除由于活塞桿軸線與動態模擬器軸線不平行時活塞桿頭部與動態模擬器的 不完全接觸；在液壓缸行程兩端分別設計有限位開關，并采用雙余度設計，確保系統運行過 程中的安全性。
[0009] 加力推力裝置，包括液壓缸、小車、拖動頭、蓋板、連接塊、加力導向輪等；所述液壓 缸與地面采用螺栓連接，并在液壓缸行程兩端分別設計有限位開關，并采用雙余度設計，確 保系統運行過程中的安全性；作為優選，拖動頭與動態模擬器采用十字鉸的連接方式，該方 式承載能力強，可承受瞬間較大力的沖擊，安全可靠。
[0010] 所述推力液壓缸需要完成對模擬器的瞬間快速加速，即推力液壓缸為間歇式大流 量的工況，因此液壓系統采取了小排量油泵加大容量蓄能器的設計方案，即降低成本、減小 液壓站工作噪音，又保證試驗時瞬間釋放出的大流量液壓油滿足試驗的速度要求；作為優 選，液壓系統采用兩臺小流量油泵組合使用的方式，一方面，當為蓄能器供油時，只需要開 啟一臺油泵，當推力液壓缸開始動作，兩臺油泵均工作，這不僅使得系統獲得瞬間大流量， 而且在蓄能器壓力流量降低時，對其進行補充，保證系統工作壓力恒定；另一方面，當進場 液壓缸動作時，啟動兩臺油泵，實現模擬器的快速就位。系統的工作壓力通過比例調壓閥來 設定，系統設計有壓力傳感器，實時檢測系統壓力。
[0011] 作為優選，加力推力裝置前端設計有四個側向導向滾輪各配備一對圓錐滾子軸 承，以抵消拖動頭側向偏移安裝時在工作中所產生的側向轉矩；拖動頭與小車采用梯形槽 螺釘連接方式，使得拖動頭左右調節方便、工作安全可靠。
[0012] 攔阻系統主要由電機、卷筒、攔阻索、剎車調整器、護罩、組合滑輪組及手動輪等組 成，所述攔阻索纏繞在卷筒上，并且兩端通過組合滑輪組形成所需攔阻狀態，即通過組合滑 輪組，攔阻索的寬度及相對地面等關鍵參數可控可調，卷筒一端與電機相連，另一端與手動 輪相連，當飛機攔阻完成后，電機控制卷筒自動收回攔阻索，若一旦出現突然斷電等突發事 件，利用手動輪將攔阻索迅速收回，為下一架飛機的著陸做好準備，保證系統使用過程中的 安全可靠；作為優選，剎車調整器采用液壓式制動器，通過控制液壓系統壓力控制剎車片之 間的力學參數，實現對攔阻索張緊力的大小，從而實現對飛機減速快慢的調節，根據不同機 型不同的工況要求，只需設置系統壓力就可滿足使用要求，符合柔性設計的思想。
[0013] 該試驗平臺還包括測控計算機，其通過D/A接口電路實時采集試驗過程中的運動 學參數及力學參數，并實時記錄實時分析；通過A/D接口電路實時控制液壓驅動系統，設定 液壓系統的工作壓力，從而實現對整個試驗過程的實時控制；控制系統設計有聲光報警及 故障提示窗口等，界面設計符合人機工程學的要求。
[0014] 根據本發明的飛機攔阻系統綜合試驗平臺，其能夠真實模擬飛機攔阻過程，并適 用于不同的機型及不同的攔阻系統試驗，而且能夠提取試驗過程的力學參數及運動學參 數，為下一步攔阻系統的分析及相應配置提供理論依據及技術支持。
[0015] 本發明具有開放性、柔性設計、精度高等諸多優點，采用閉環控制系統，參數可觀 可測可控可調，符合柔性設計。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0016] 圖1是根據本發明的一個實施方式的飛機攔阻系統綜合試驗平臺結構示意圖；
[0017] 圖2是根據本發明的一個實施方式的飛機攔阻系統綜合試驗平臺軸測圖；
[0018] 圖3是根據本發明的一個實施方式的飛機攔阻系統綜合試驗平臺動態模擬器結 構軸測圖；
[0019] 圖4是根據本發明的一個實施方式的飛機攔阻系統綜合試驗平臺動態模擬器仰 視圖；
[0020] 圖5是根據本發明的一個實施方式的飛機攔阻系統綜合試驗平臺攔阻系統結構 示意圖；
[0021] 圖6是根據本發明的一個實施方式的飛機攔阻系統綜合試驗平臺攔阻系統軸測 圖；
[0022] 圖7是根據本發明的一個實施方式的飛機攔阻系統綜合試驗平臺推力系統軸測 圖；
[0023] 圖8是根據本發明的一個實施方式的飛機攔阻系統綜合試驗平臺推力系統結構 示意圖；
[0024] 圖9是根據本發明的一個實施方式的飛機攔阻系統綜合試驗平臺試驗進場推力 裝置軸測圖；
[0025] 圖10是根據本發明的一個實施方式的飛機攔阻系統綜合試驗平臺試驗進場推力 裝置連接頭結構示意圖；
[0026] 圖11是根據本發明的一個實施方式的飛機攔阻系統綜合試驗平臺拖動桿系統結 構示意圖1 ;
[0027] 圖12是根據本發明的一個實施方式的飛機攔阻系統綜合試驗平臺拖動桿系統結 構示意圖2 ;
[0028] 圖13是根據本發明的一個實施方式的飛機攔阻系統綜合試驗平臺拖動桿系統軸 測圖；
[0029] 圖14是根據本發明的一個實施方式的飛機攔阻系統綜合試驗平臺手柄結構示意 圖；
[0030] 圖15是根據本發明的一個實施方式的飛機攔阻系統綜合試驗平臺手柄軸測圖；
[0031] 圖16是根據本發明的一個實施方式的飛機攔阻系統綜合試驗平臺導向裝置結構 示意圖；
[0032] 圖17是根據本發明的一個實施方式的飛機攔阻系統綜合試驗平臺導向裝置軸測 圖；
[0033] 圖18是根據本發明的一個實施方式的飛機攔阻系統綜合試驗平臺的液壓原理 圖；
[0034] 圖中：1、安裝平臺；2、導軌；3、攔阻器；4、飛機輪；5、動態模擬器；6、導向機構；7、 車體就位液壓缸；8、制動頭；9、推力機構；10、電機；11、卷筒；12、攔阻索；13、剎車調整器； 14、護罩；15、組合滑輪組；16、手動輪；17、拖動頭；18、連接塊；19、加力導向輪；20、連接 耳軸；21、液壓缸支撐架1 ;22、液壓缸；23、活塞桿連接頭；24、液壓缸支撐架2 ;25、推動液 壓缸；26、液壓缸支撐架3 ;27、外罩；28、端蓋、29、卡環；30、推力調心滾子軸承；31、軸套； 32、間距套；33、彈簧；34、伸出桿；35、拖動桿；36、拖動桿支架；37、壓板；38、手柄軸；39、手 柄；40、拔銷；41、調整手輪；42、加強筋板；43、導向輪；2001、加力推力油缸；2002、壓力傳 感器1 ;2003、壓力傳感器2 ;2004、節流閥；2005、蓄能器；2006、截止閥；2007、壓力繼電器； 2008、兩位三通閥1 ;2009、插裝閥1 ;2010、插裝閥2 ;2011、兩位三通閥2 ;2012、兩位三通閥 3 ;2013、插裝閥3 ;2014、單向節流閥1 ;2015、單向節流閥2 ;2016、插裝閥4 ;2017、兩位三通 閥4 ;2018、三位四通閥1 ;2019、冷卻器；2020、減壓閥1 ;2021、進場推力油缸；2022、單向節 流閥3 ;2023、單向節流閥4 ;2024、三位四通閥2 ;2025、壓力表1 ;2026、冷卻器；2027、減壓 閥2 ;2028、壓力表2 ;2029、溢流閥；2030、壓力表；2031、冷卻器；2032、液壓制動器；2033、 減壓閥；2034、三位四通閥3 ;2035、減壓閥3 ;2036、冷卻器；2037、安全閥1 ;2038、壓力表4 ; 2039、高壓油濾1 ;2040、油泵機組1 ;2041、真空表1 ;2042、壓力表3 ;2043、安全閥2 ;2044、 冷卻器；2045、高壓油濾2 ;2046、油泵機組2 ;2047、真空表2 ;2048、濾油器1 ;2049、濾油器 2 ;2050、液位計；2051、加熱器；2052、溫度計；2053、油箱。
【具體實施方式】
[0035] 下面結合附圖詳細說明根據本發明的實施方式。
[0036] 如附圖所示，飛機攔阻系統綜合試驗平臺，包括：動態模擬器5,真實模擬各種機 型的著陸狀態，即真實模擬各機型的重量、著陸速度等飛機相關性能參數；試驗進場推力機 構7,推動或\和拉動動態模擬器5就位，即使得動態模擬器5準確到達試驗初始位置，并 且試驗前反復推動或\和拉動動態模擬器5,調整動態模擬器導向機構6,防止動態模擬器 5在高加速度運行過程中因偏心而造成巨大摩擦力；加力推力裝置9,實現對動態模擬器5 的快速加速，使得動態模擬器5滿足飛機著陸的速度要求，并且速度可控可調；攔阻系統3， 在有限的距離上實現對飛機的減速，并且設計有觸發式剎車裝置，根據不同機型及不同飛 行狀況，設置飛機減加速度，真實模擬飛機的減速過程。
[0037] 所述動態模擬器，包括：車體、飛機輪4、配重塊、拖動桿35、制動頭部8、導向裝置 6等部分；車體采用分體拼裝式結構，中間通過聯接件將兩部分車體相連；車體前部緩沖制 動部位設計成可拆裝箱形結構，有利于車體的緩沖制動和更換；車體結構框架采用箱形梁 焊接結構，保證剛度強度要求；作為優選，配重塊采用左右對稱放置的方式配重，使得四個 飛機輪4的承載均勻，并且配重塊內部灌鉛以減小動態模擬器體積，降低動態模擬器5重 心，改變配重塊的位置及含鉛量，真實模擬各類型飛機的重量及其重量分布；優選地，制動 頭8與攔阻系統3的嚙合部位采用圓弧形式，并與車主體之間為可拆裝式結構，方便安裝及 位置調整；所述車體上設計有加速度傳感器，實時檢測模擬器的加速度變化情況，并合算出 速度及位移變化，制動頭8與車體5之間設計有力傳感器，實時檢測攔阻系統對動態模擬器 的作用情況。
[0038] 作為優選，拖動桿支架底部36設計有限位裝置以保證拖動桿（35)30°工作位置， 拖動桿35采用壓板37插銷安裝方式，既保證工作可靠，又可以方便安裝拆卸；手柄39通過 手柄軸38與拖動桿35相連，手柄軸38的兩端采用軸承安裝方式，并且手柄39設計有插銷 擋塊40裝置，工作安全可靠。
[0039] 作為優選，導向裝置6的支架固定在車體上，導向輪43安裝在導向裝置6上，并在 車體兩側的固定于地面預埋鋼板上的軌道2上滾動，起導向作用；所述導向輪43在垂直車 體沿其側向設置有調整機構，采用螺桿調節機構，保證導向輪與導軌接觸良好；調節機構的 外側采用手輪41鎖緊防松的結構形式，確保導向輪43在工作時的安裝牢固。
[0040] 試驗進場推力機構7,包括：液壓缸25、液壓缸支架26、活塞桿頭部推動裝置23等 部分；所述液壓缸支架26采用箱形梁結構，與地面連接采用螺釘連接，保證結構支撐安全 可靠；所述活塞桿頭部推動裝置保23證與動態模擬器5接觸良好，活塞桿頭部推動裝置23 主要由裝置外罩27、推力調心滾子軸承30、卡環29、彈簧33以及端蓋28等組成，所述推力 調心滾子軸承30具有一定的調心功能，從而能夠消除由于活塞桿軸線與動態模擬器5軸線 不平行時活塞桿頭部23與動態模擬器5的不完全接觸；在液壓缸25行程兩端分別設計有 限位開關，并采用雙余度設計，確保系統運行過程中的安全性。
[0041] 加力推力裝置9,包括液壓缸22、拖動頭17、蓋板、連接塊18、加力導向輪19等；所 述液壓缸22與地面采用螺栓連接，并在液壓缸22行程兩端分別設計有限位開關，并采用雙 余度設計，確保系統運行過程中的安全性；作為優選，拖動頭17與動態模擬器5采用十字鉸 的連接方式，該方式承載能力強，可承受瞬間較大力的沖擊，安全可靠。
[0042] 所述推力液壓缸22需要完成對模擬器的瞬間快速加速，即推力液壓缸22為間歇 式大流量的工況，因此液壓系統采取了小排量油泵（2040、2046)加大容量蓄能器2005的設 計方案，即降低成本、減小液壓站工作噪音，又保證試驗時瞬間釋放出的大流量液壓油滿足 試驗的速度要求；作為優選，液壓系統采用兩臺小流量油泵（2040、2046)組合使用的方式， 一方面，當為蓄能器2005供油時，只需要開啟一臺油泵，當推力液壓缸開始動作，兩臺油泵 均工作，這不僅使得系統獲得瞬間大流量，而且在蓄能器壓力流量降低時，對其進行補充， 保證系統工作壓力恒定；另一方面，當進場液壓缸25動作時，啟動兩臺油泵，實現模擬器的 快速就位。系統的工作壓力通過比例調壓閥來設定，系統設計有壓力傳感器，實時檢測系統 壓力。
[0043] 作為優選，加力推力裝置9前端設計有四個側向導向滾輪19各配備一對圓錐滾子 軸承，以抵消拖動頭17側向偏移安裝時在工作中所產生的側向轉矩；拖動頭17與加力推力 裝置9采用梯形槽螺釘連接方式，使得拖動頭17左右調節方便、工作安全可靠。
[0044] 攔阻系統主要由電機10、卷筒11、攔阻索12、剎車調整器13、護罩14、組合滑輪組 15及手動輪16等組成，所述攔阻索12纏繞在卷筒上，并且兩端通過組合滑輪組15形成所 需攔阻狀態，即通過組合滑輪組15,攔阻索12的寬度及相對地面等關鍵參數可控可調，卷 筒11 一端與電機10相連，另一端與手動輪16相連，當飛機攔阻完成后，電機10控制卷筒 11自動收回攔阻索12,若一旦出現突然斷電等突發事件，利用手動輪16將攔阻索12迅速 收回，為下一架飛機的著陸做好準備，保證系統使用過程中的安全可靠；作為優選，剎車調 整器13采用液壓式制動器2032,通過控制液壓系統壓力控制剎車片之間的力學參數，實現 對攔阻索12張緊力的大小，從而實現對飛機減速快慢的調節，根據不同機型不同的工況要 求，只需設置系統壓力就可滿足使用要求，符合柔性設計的思想。
[0045] 飛機攔阻系統綜合試驗平臺的一個示例性實施方式的工作方式如下，也可以其他 方式工作。
[0046] 轉動手柄39,通過手柄軸38使得拖動桿35處在水平位置（如附圖12的虛線位 置），用拔銷40將手柄鎖住，進場液壓缸25推動動態模擬器5進入軌道，此時動態模擬器5 與加力推力裝置9發生任何關系，進場液壓缸25推動動態模擬器5前后運動，通過調整手 輪41調整導向輪43,使得導向輪43與導軌2接觸良好，并且使得各導向輪43受力均勻，經 過反復調整滿足試驗要求后，將動態模擬器5移至遠離進場液壓缸25的一側。拔開拔銷40 通過轉動手柄39轉動拖動桿35,使其向下旋轉至工作位置（如附圖12的實線位置），啟動 液壓系統，進場液壓缸25緩慢推動動態模擬器5運動至加力裝置處，并使拖動桿35與拖動 頭17接觸良好，此時使進場液壓缸25與動態模擬器5脫離，油泵向蓄能器2005供油。
[0047] 當蓄能器2005供油完成，控制器設置好攔阻系統的剎車力，啟動試驗，系統控制 兩位三通閥1 (2008)動作，使得插裝閥1 (2009)打開，蓄能器2005瞬間向加力液壓缸22供 油，液壓缸22推動動態模擬器5快速加速，在動態模擬器5與攔阻索12接觸的前一個時刻， 加力裝置上的拖動頭17與拖動桿35脫離，制動頭8與攔阻索12接觸，剎車裝置13與組合 滑輪15組配合，使得動態模擬器5以一定的減加速度減速，測控計算機采集試驗過程中的 運動學參數及動力學參數，實時分析整個運動過程，整個減速過程可控可調，完成一次實驗 后，進場液壓缸25推動動態模擬器歸位，電機10通過卷筒11轉動，快速收回攔阻索12,調 整相應配置，反復進行上述實驗，獲得適應于相應機型相應工況的最佳減速過程。
[0048] 根據本發明的飛機攔阻系統綜合試驗平臺，其能夠真實模擬飛機攔阻過程，并適 用于不同的機型及不同的攔阻系統試驗，而且能夠提取試驗過程的力學參數及運動學參 數，采用閉環控制系統，參數可觀可測可控可調，具有開放性、柔性設計、精度高等諸多優 點。
[0049] 以上所述，僅為本發明的【具體實施方式】，但本發明的保護范圍并不局限于此，任何 熟悉本【技術領域】的技術人員在本發明揭露的技術范圍內，可輕易想到變化或替換，都應涵 蓋在本發明的保護范圍之內。因此，本發明的保護范圍應以所述權利要求的保護范圍為準。
【權利要求】
1. 一種飛機攔阻系統綜合試驗平臺，其特征在于，包括： 動態模擬器，真實模擬各種機型的著陸狀態，即真實模擬各機型的重量、著陸速度等飛 機相關性能參數； 試驗進場推力機構，推動或\和拉動動態模擬器就位，即使得動態模擬器準確到達試 驗初始位置，并且試驗前反復推動或\和拉動動態模擬器，調整動態模擬器導向機構，防止 動態模擬器在高加速度運行過程中因偏心而造成巨大摩擦力； 加力推力裝置，實現對動態模擬器的快速加速，使得動態模擬器滿足飛機著陸的速度 要求，并且速度可控可調； 攔阻系統，在有限的距離上實現對飛機的減速，并且設計有觸發式剎車裝置，根據不同 機型及不同飛行狀況，設置飛機減加速度，真實模擬飛機的減速過程。
2. 根據權利要求1所述的飛機攔阻系統綜合試驗平臺，其特征在于，動態模擬器，包 括：車體、飛機輪、配重塊、拖動桿、制動頭部、導向裝置等部分；車體采用分體拼裝式結構， 車體前部緩沖制動部位設計成可拆裝箱形結構，有利于車體的緩沖制動和更換；配重塊采 用左右對稱放置的方式配重，使得四個飛機輪的承載均勻，并且配重塊內部灌鉛以減小動 態模擬器體積，降低動態模擬器重心，改變配重塊的位置及含鉛量，真實模擬各類型飛機的 重量及其重量分布；制動頭與攔阻系統的嚙合部位采用圓弧形式，并與車主體之間為可拆 裝式結構，方便安裝及位置調整；所述車體上設計有加速度傳感器，實時檢測模擬器的加速 度變化情況，并合算出速度及位移變化，制動頭與車體之間設計有力傳感器，實時檢測攔阻 系統對動態模擬器的作用情況。
3. 根據權利要求1、2所述的飛機攔阻系統綜合試驗平臺，其特征在于，拖動桿支架底 部設計有限位裝置以保證拖動桿30°工作位置，拖動桿采用壓板插銷安裝方式，既保證工 作可靠，又可以方便安裝拆卸；手柄通過手柄軸與拖動桿相連，手柄軸的兩端采用軸承安裝 方式，并且手柄設計有插銷擋塊裝置，工作安全可靠。
4. 根據權利要求1所述的飛機攔阻系統綜合試驗平臺，其特征在于，推力調心滾子軸 承具有一定的調心功能，從而能夠消除由于活塞桿軸線與動態模擬器軸線不平行時活塞桿 頭部與動態模擬器的不完全接觸；在液壓缸行程兩端分別設計有限位開關，并采用雙余度 設計，確保系統運行過程中的安全性。
5. 根據權利要求1所述的飛機攔阻系統綜合試驗平臺，其特征在于，拖動頭與動態模 擬器采用十字鉸的連接方式，該方式承載能力強，可承受瞬間較大力的沖擊，安全可靠。
6. 根據權利要求1所述的飛機攔阻系統綜合試驗平臺，其特征在于，加力推力裝置前 端設計有四個側向導向滾輪各配備一對圓錐滾子軸承，以抵消拖動頭側向偏移安裝時在工 作中所產生的側向轉矩；拖動頭與小車采用梯形槽螺釘連接方式，使得拖動頭左右調節方 便、工作安全可靠。
7. 根據權利要求1所述的飛機攔阻系統綜合試驗平臺，其特征在于優化剎車調整器與 組合滑輪組配置，實現剎車力無極控制，即根據不同機型不同工況要求，動態模擬器減加速 度可控可調。
【文檔編號】G01M99/00GK104122112SQ201410410066
【公開日】2014年10月29日 申請日期:2014年8月19日 優先權日:2014年8月19日
【發明者】劉永光, 楊曉偉, 程楠楠, 高曉輝, 劉文磊, 孫健, 王一軒 申請人:北京航空航天大學