專利名稱：一種飛機攔阻系統(tǒng)驗證測試實驗裝置及實驗方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及航空領(lǐng)域，具體來說，是一種用于對飛機攔阻系統(tǒng)進(jìn)行驗證測試的實驗裝置及實驗方法。
背景技術(shù)：
飛機攔阻系統(tǒng)主要依靠起落架機輪對攔阻材料的碾壓來實現(xiàn)攔阻目的。攔阻系統(tǒng)，尤其針對機場跑道端攔阻系統(tǒng)，其驗證測試的本質(zhì)在于通過模擬負(fù)重機輪與攔阻材料之間的相對運動來實現(xiàn)對機輪與攔阻材料之間相互作用的測試與研究。目前在航空領(lǐng)域，較多地采用圓形滾動道面與輪胎之間發(fā)生相對運動來模擬機輪 的滾動。但這種實驗裝置無法安裝攔阻材料，難于實現(xiàn)機輪對攔阻材料的持續(xù)碾壓。中國專利CN100476072C描述了機場跑道端攔阻系統(tǒng)以及該系統(tǒng)的計算機仿真方法。其中并未包含對攔阻系統(tǒng)進(jìn)行驗證測試的實驗裝置和方法。在攔阻系統(tǒng)的研發(fā)和設(shè)計過程中往往需要大量的實驗研究工作，目前使用的多是用真實飛機碾壓攔阻材料的真機試驗方法，但這種試驗方法花費巨大、實施難度大、安全風(fēng)險大、可調(diào)整的試驗參數(shù)有限、參數(shù)調(diào)整范圍窄，不利于攔阻系統(tǒng)的研發(fā)。

發(fā)明內(nèi)容
為了解決上述問題，本發(fā)明提出一種飛機攔阻系統(tǒng)驗證測試實驗裝置及實驗方法，適合在實驗室進(jìn)行飛機攔阻系統(tǒng)的驗證測試且滿足攔阻系統(tǒng)設(shè)計研發(fā)需要。本發(fā)明所述的一種飛機攔阻系統(tǒng)驗證測試實驗裝置，包括整體框架、負(fù)重夾持裝置、活動平臺、牽引裝置；其中，整體框架為筒狀框架，底面水平固定于承載面上；整體框架四條豎直側(cè)邊上還固定有豎直設(shè)置的滑道，每個滑道上設(shè)有滾槽。所述負(fù)重夾持裝置包括負(fù)重框架、夾持組件與三向測力傳感器；其中，負(fù)重框架為筒狀結(jié)構(gòu)，負(fù)重框架四條豎直側(cè)邊分別通過滾輪與整體框架中滑道上的滾槽滾動連接；負(fù)重框架底面封閉。所述夾持組件用來安裝機輪，包括左夾持件、右夾持件與連接安裝板，左夾持件與右夾持件固定在連接安裝板下表面，連接安裝板上表面與負(fù)重框架底面下表面間通過三向測力傳感器連接。所述活動平臺包括平臺主體、支撐座與攔阻材料擋板；其中，平臺主體為長板狀結(jié)構(gòu)，設(shè)置于夾持組件下方，且平臺主體長方向與機輪的滾動方向同向；支撐座上固定有滾軸，平臺主體放置在滾軸上，通過滾軸的滾動，使平臺主體在滾軸滾動方向上移動；支撐座內(nèi)側(cè)還安裝有側(cè)向滾輪，用來約束平臺主體側(cè)向移動；平臺主體上表面上設(shè)置攔阻材料；平臺主體的移動通過牽引裝置進(jìn)行牽引，且牽引裝置的牽引端與平臺主體間通過牽引力傳感器連接。通過上述結(jié)構(gòu)，在負(fù)重框架底面的上表面上放置配重，通過配重以及負(fù)重夾持裝置與機輪的重力作用，負(fù)重夾持裝置自然向下滾動，使機輪與平臺主體上表面接觸，由此通過牽引裝置牽引平臺主體、攔阻材料與機輪產(chǎn)生相對運動，從而使機輪對攔阻材料進(jìn)行碾壓，模擬飛機起落架對攔阻系統(tǒng)的碾壓過程。上述夾持組件上固定安裝有垂直位移傳感器；在機輪輪軸上固定裝有機輪轉(zhuǎn)速器；平臺主體前端固定安裝水平位移傳感器；平臺主體前端與牽引裝置牽引端間固定安裝有牽引力傳感器?；谏鲜鰧嶒炑b置的實驗方法通過下述步驟實現(xiàn)步驟I :安裝機輪、攔阻材料與配重；提升負(fù)重夾持框架，將實驗需要的機輪通過機輪輪軸軸接在夾持組件上；將實驗需要的攔阻材料設(shè)置在平臺主體上表面；并在負(fù)重框架底面上表面上放置實驗需要的配重；隨后使負(fù)重夾持裝置落下。
步驟2 :設(shè)置牽引裝置的牽引速度。步驟3 :啟動三向測力傳感器、垂直位移傳感器、機輪轉(zhuǎn)速器、水平位移傳感器與牽引力傳感器。步驟4 :啟動牽引裝置，進(jìn)行實驗；牽引裝置按照設(shè)定速度牽引平臺主體運動，使機輪對攔阻材料進(jìn)行碾壓；并實時采集三向測力傳感器測得的機輪所受航向力、垂向力和側(cè)向力；以及垂直位移傳感器測得的機輪輪軸垂直位移，機輪轉(zhuǎn)速器測得的機輪轉(zhuǎn)速，牽引力傳感器測得的牽引裝置牽引力。步驟5 :停止?fàn)恳b置與三向測力傳感器、垂直位移傳感器、機輪轉(zhuǎn)速器、水平位移傳感器和牽引力傳感器，實驗結(jié)束。步驟6:測量數(shù)據(jù)分析；根據(jù)采集到的各測量裝置測得數(shù)據(jù)，對攔阻系統(tǒng)設(shè)計模型的準(zhǔn)確性和合理性進(jìn)行驗證。本發(fā)明的優(yōu)點在于I、本發(fā)明提供的飛機攔阻系統(tǒng)驗證測試實驗裝置及實驗方法，通過模擬負(fù)重機輪與攔阻材料之間的相對運動來實現(xiàn)對機輪與攔阻材料之間相互作用的測試與研究；2、本發(fā)明提供的飛機攔阻系統(tǒng)驗證測試的實驗裝置，整體結(jié)構(gòu)簡單，可調(diào)整的實驗參數(shù)多，參數(shù)調(diào)整范圍大，安全風(fēng)險小，實施難度小，大大節(jié)約了實驗成本；3、本發(fā)明提供的飛機攔阻系統(tǒng)驗證測試的實驗方法，可靠有效，為研究機場跑道端飛機攔阻系統(tǒng)提供了一種可行的、有力的實驗技術(shù)。


圖I為本發(fā)明的飛機攔阻系統(tǒng)驗證測試的實驗裝置結(jié)構(gòu)示意圖；圖2為本發(fā)明的飛機攔阻系統(tǒng)驗證測試的實驗裝置中夾持組件安裝方式示意圖；圖3為本發(fā)明的飛機攔阻系統(tǒng)驗證測試的實驗裝置中攔阻材料擋板以及攔阻材料結(jié)構(gòu)示意圖；圖4為本發(fā)明的飛機攔阻系統(tǒng)驗證測試的實驗裝置中支撐座結(jié)構(gòu)示意圖；圖5為本發(fā)明的飛機攔阻系統(tǒng)驗證測試的實驗方法流程圖。圖中I-整體框架 2-負(fù)重夾持裝置 3-活動平臺4-牽引裝置
6-機輪7-攔阻材料8-配重9-垂直位移傳感器10-機輪轉(zhuǎn)速器 11-水平位移傳感器12-牽引力傳感器101-滑道102-提升裝置 201-負(fù)重框架202-夾持組件 203-三向測力傳感器202 I-左夾持件2022-右夾持件 2023-連接安裝板301-平臺主體302-支撐座 3021-滾軸3022-側(cè)向滾輪 303-攔阻材料擋板304-端板401-支座402-牽引輪403-可調(diào)速驅(qū)動電機
404-鋼索601-機輪輪軸
具體實施例方式下面將結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明作進(jìn)一步的詳細(xì)說明。本發(fā)明的一種飛機攔阻系統(tǒng)驗證測試的實驗裝置，如圖I所示，包括整體框架I、負(fù)重夾持裝置2、活動平臺3、牽引裝置4。其中，整體框架I為矩形筒狀框架，整體框架I底面水平固定于承載面(如地面)上。整體框架I豎直側(cè)邊間固定連接有加固梁,用來加固整體框架I結(jié)構(gòu)，使整體框架I更加穩(wěn)定。整體框架I四條豎直側(cè)邊上還固定有豎直設(shè)置的滑道，每個滑道101上開有滾槽，用來連接負(fù)重夾持裝置2。所述負(fù)重夾持裝置2包括負(fù)重框架201、夾持組件202與三向測力傳感器203，如圖2所示；其中，負(fù)重框架201同樣為矩形筒狀結(jié)構(gòu)，水平設(shè)置在整體框架I內(nèi)部，且負(fù)重框架201四條豎直側(cè)邊分別通過滾輪與整體框架I中滑道101上的滾槽相連，由此使負(fù)重框架201可在整體框架I內(nèi)部垂直方向上滾動。負(fù)重框架201底面封閉，底面上表面用來放置配重8，下表面用來連接夾持組件202。所述夾持組件202用來安裝機輪6，包括左夾持件2021、右夾持件2022與連接安裝板2023，左夾持件2021與右夾持件2022豎直固定安裝在連接安裝板2023下表面上；機輪6可通過機輪輪軸601與左夾持件2021與右夾持件2022軸接定位，可繞機輪輪軸601自由轉(zhuǎn)動。機輪6可以采用真實的飛機機輪，受負(fù)重夾持裝置2約束僅能在垂直方向自由運動以及繞機輪輪軸601自由轉(zhuǎn)動。連接安裝板2023表面與負(fù)重框架201底面下表面間通過兩個三向測力傳感器203連接，兩個三向測力傳感器203 —前一后設(shè)置，均用來實現(xiàn)負(fù)重框架201與夾持組件202間的定位，且通過兩個三向測力傳感器203可測量機輪6在運動過程中受到的航向力、垂向力和側(cè)向力。上述負(fù)重夾持裝置2在整體框架I內(nèi)部的上下滾動通過安裝在整體框架I頂面中心位置的提升裝置102實現(xiàn)，如圖I所示。本發(fā)明中提升裝置102采用電動葫蘆，電動葫蘆的拉鉤端與負(fù)重框架201頂面中心位置相連，由此通過電動葫蘆102控制負(fù)重夾持裝置2的抬起和放下。所述活動平臺3用來模擬飛機滑行的道面，包括平臺主體301、支撐座302、攔阻材料擋板303與端板304，如圖3所示；其中，平臺主體301為長板狀結(jié)構(gòu)，水平設(shè)置于夾持組件202下方，且平臺主體301長方向與機輪6的滾動方向同向。平臺主體3通過支撐座302進(jìn)行支撐，支撐座302上橫向固定有滾軸3021，平臺主體301放置在滾軸3021上，由此通過滾軸3021的滾動，使平臺主體301可在滾軸滾動方向上移動。支撐座內(nèi)側(cè)還固定安裝有側(cè)向滾輪3022，通過側(cè)向滾輪3022約束平臺主體301側(cè)向移動，起到對平臺主體301限位的作用，如圖4所示。平臺主體301上表面左右兩側(cè)邊處沿長方向安裝有攔阻材料擋板303。其中，一個攔阻材料擋板303與平臺主體301上表面固定相連，另一個攔阻材料擋板303與平臺主體301上表面滑動連接，可在平臺主體301上表面左右方向滑動，實現(xiàn)兩攔阻材料擋板303的間距調(diào)整。在平臺主體301后端固定安裝有端板304，端板304的長度與平臺主體301的橫向?qū)挾认嗟?，且通過端板304使兩攔阻材料擋板303后端形成封閉端，兩攔阻材料擋板303前端為開放端。兩攔阻材料擋板303與端板304間用來設(shè)置攔阻材料7，通過調(diào)整兩攔阻材料擋板303間距，可將攔阻材料7夾緊，由此在兩攔阻材料擋板303與端板304的配合下實現(xiàn)攔阻材料7在平臺主體301上表面上的定位，機輪6在平臺主體301上滾動時，可由開放端對攔阻材料7進(jìn)行碾壓。牽引裝置4具有兩套，設(shè)置在平臺主體301前方與后方，分別用來牽引平臺主體301與攔阻材料7共同向前、向后運動；兩套牽引裝置4結(jié)構(gòu)相同，均包括支座401、牽引輪402、鋼索404與可調(diào)速驅(qū)動電機403 ;其中，支座401固定在承力面上，牽引輪402與支座 401軸接；牽引輪402上纏繞有鋼索404 ;兩牽引裝置中的鋼索404 —端均連接一個可調(diào)速驅(qū)動電機403，鋼索404的另一端分別與平臺主體301前端、后端相連，由此兩個牽引裝置4分別通過可調(diào)速驅(qū)動電機403控制牽引裝置4的牽引速度按照實驗要求進(jìn)行調(diào)整。上述與平臺主體301前端相連的牽引裝置4的牽引端通過牽引力傳感器12與平臺主體301相連，通過牽引力傳感器12可測量牽引裝置4的牽引力。通過上述結(jié)構(gòu)，在負(fù)重框架201底面上表面上放置配重8，通過配重8以及負(fù)重夾持裝置2與機輪6的重力作用，負(fù)重夾持裝置2自然向下滾動，使機輪6與平臺主體301上表面接觸，由此通過牽引裝置4牽引平臺主體301、攔阻材料7與機輪6產(chǎn)生相對運動，從而使機輪6對攔阻材料7進(jìn)行碾壓，模擬飛機起落架對攔阻系統(tǒng)的碾壓過程。在上述夾持組件202任意部位上，固定安裝有垂直位移傳感器9，用于測量機輪6碾壓攔阻材料7的過程中機輪輪軸601軸心發(fā)生的垂直位移；在機輪輪軸601上固定安裝有機輪轉(zhuǎn)速器10，用來測量機輪6碾壓攔阻材料7的過程中機輪6的轉(zhuǎn)速；平臺主體301前端固定安裝有水平位移傳感器11，用來測量機輪6碾壓攔阻材料7的過程中活動平臺3發(fā)生的水平位移；由此通過上述兩個三向測力傳感器203、垂直位移傳感器9、機輪轉(zhuǎn)速器10、水平位移傳感器11與牽引力傳感器12構(gòu)成本發(fā)明中機輪6碾壓過程中獲取各個參數(shù)的測量系統(tǒng)?；谏鲜鲵炞C測試實驗裝置的實驗方法，如圖5所示，通過下述步驟實現(xiàn)步驟I :控制提升裝置102垂直向上提升負(fù)重夾持裝置2，隨后安裝機輪6、攔阻材料7與配重8 ；選用實驗所需的飛機機輪6，設(shè)置在左夾持件2021與右夾持件2022間，通過機輪輪軸601與左夾持件2021與右夾持件2022固定軸接；攔阻材料7設(shè)置在兩個攔阻材料擋板303與端板304間的平臺主體301上表面，通過調(diào)整兩個攔阻材料擋板303間距夾緊攔阻材料7，使攔阻材料7與平臺主體301固定。為了便于機輪6由平臺主體301向攔阻材料7的滾動過渡，將攔阻材料7的過渡一端設(shè)計為坡面，如圖3所示；所述配重8采用不同重量砝碼來實現(xiàn)，放置在負(fù)重框架201底面上表面上，來模擬飛機單個機輪在滑行過程中受到的垂直載荷。該載荷由飛機的重量、重心位置、機輪個數(shù)來決定，可以根據(jù)實驗要求通過調(diào)整配重重量來實現(xiàn)?？刂铺嵘b置102將負(fù)重夾持裝置2緩慢放下。
步驟2 :根據(jù)實驗的速度需求設(shè)置可調(diào)速驅(qū)動電機403的牽引速度；步驟3 :啟動兩個三向測力傳感器203、垂直位移傳感器9、機輪轉(zhuǎn)速器10、水平位移傳感器11與牽引力傳感器12 ；步驟4 :啟動可調(diào)速驅(qū)動電機403，牽引平臺主體301向前運動，進(jìn)行實驗；啟動可調(diào)速驅(qū)動電機403，通過鋼索404牽引平臺主體301、攔阻材料7與機輪6產(chǎn)生相對運動，使機輪6對攔阻材料7進(jìn)行碾壓，模擬飛機起落架對攔阻系統(tǒng)的碾壓過程；整個碾壓過程中，實時采集三向測力傳感器203測量的機輪6所受航向力、垂向力和側(cè)向力；以及垂直位移傳感器9測量的機輪輪軸601的垂直位移；機輪轉(zhuǎn)速器10測量的機輪6轉(zhuǎn)速；水平位移傳感器11測量的平臺主體301的水平位移；牽引力傳感器12測量的牽引裝置4的牽引力。步驟5 :停止?fàn)恳b置4與三向測力傳感器203、垂直位移傳感器9、機輪轉(zhuǎn)速器 10、水平位移傳感器11和牽引力傳感器12，實驗結(jié)束。步驟6:測量數(shù)據(jù)分析；根據(jù)采集到的測量數(shù)據(jù)，對攔阻系統(tǒng)設(shè)計模型的準(zhǔn)確性和合理性進(jìn)行驗證。步驟7 :啟動平臺主體301后方的牽引裝置4中的可調(diào)速驅(qū)動電機403將平臺主體301反向牽引至起始位置，準(zhǔn)備下次實驗。本發(fā)明飛機攔阻系統(tǒng)驗證測試的實驗方法中，可以通過選用不同飛機機輪6，通過對機輪6充氣和放氣調(diào)整機輪6胎壓，選擇不同型號和厚度的攔阻材料7，改變配重8以及改變牽引裝置4的牽引速度，以滿足實驗要求，從而實現(xiàn)對不同飛機起落架在攔阻系統(tǒng)中受到的攔阻效果進(jìn)行驗證測試。實施例 機輪6主要技術(shù)參數(shù)為兩種規(guī)格機輪6 為I :620 X 180mm 和 II 1100 X 340mm (620mm、IlOOmm 表示機輪6的直徑，180mm、340mm表示機輪6的寬度);機輪6充氣壓力0· 5 I. 6MPa ；攔阻材料7技術(shù)參數(shù)為攔阻材料7型號A，B ;攔阻材料7厚度0. 20m O. 6m ;每塊攔阻材料7寬度Im ;前端坡面長度Im ;攔阻材料7總長度8m (含Im坡面)；活動平臺3主要技術(shù)參數(shù)為平臺主體301前端(不放置攔阻材料7部分)長度2m ;平臺主體301后端(不放置攔阻材料7部分)長度1m ;平臺主體301總長度11m。平臺主體301的牽引速度分別選擇為2. 6m/min, 10. 4m/min, 14m/min ；實驗測量參數(shù)包括機輪6垂直載荷Fy (kN);機輪6航向力Fx (kN);機輪6側(cè)向力Fz(kN);機輪輪軸601垂向位移δ (mm);平臺主體301運動速度V (m/min)。上述機輪6垂直力、航向力、側(cè)向力均可通過三向測力傳感器203直接測得；機輪輪軸601垂向位移可通過垂直位移傳感器9直接測得；平臺主體301運動速度V可通過水平位移傳感器11測量平臺主體301水平位移后，根據(jù)記錄時刻進(jìn)行差分計算得到。如表I所示，對上述參數(shù)按照實驗要求進(jìn)行組合，采用本發(fā)明方法進(jìn)行飛機攔阻系統(tǒng)驗證測試。表I驗證測試實驗參數(shù)表

權(quán)利要求
1.一種飛機攔阻系統(tǒng)驗證測試實驗裝置，其特征在于包括整體框架、負(fù)重夾持裝置、活動平臺、牽引裝置；其中，整體框架為筒狀框架，底面水平固定于承載面上；整體框架四條豎直側(cè)邊上還固定有豎直設(shè)置的滑道，每個滑道上設(shè)有滾槽； 所述負(fù)重夾持裝置包括負(fù)重框架、夾持組件與三向測力傳感器；其中，負(fù)重框架為筒狀結(jié)構(gòu)，負(fù)重框架四條豎直側(cè)邊分別通過滾輪與整體框架中滑道上的滾槽滾動連接；負(fù)重框架底面封閉； 所述夾持組件用來安裝機輪，包括左夾持件、右夾持件與連接安裝板，左夾持件與右夾持件固定在連接安裝板下表面，連接安裝板上表面與負(fù)重框架底面下表面間通過兩個三向測力傳感器連接； 所述活動平臺包括平臺主體、支撐座與攔阻材料擋板；其中，平臺主體為長板狀結(jié)構(gòu)，設(shè)置于夾持組件下方，且平臺主體長方向與機輪的滾動方向同向；支撐座上固定有滾軸，平臺主體放置在滾軸上，通過滾軸的滾動，使平臺主體在滾軸滾動方向上移動；平臺主體上表面上設(shè)置攔阻材料；平臺主體的移動通過牽引裝置進(jìn)行牽引，且牽引裝置的牽引端與平臺主體間通過牽引力傳感器連接； 上述夾持組件上固定安裝有垂直位移傳感器；在機輪輪軸上固定裝有機輪轉(zhuǎn)速器；平臺主體前端固定安裝水平位移傳感器。
2.如權(quán)利要求I所述一種飛機攔阻系統(tǒng)驗證測試實驗裝置，其特征在于所述牽引裝置具有兩套，設(shè)置在平臺主體前方與后方，分別用來牽引平臺主體與攔阻材料共同向前、向后運動。
3.如權(quán)利要求2所述一種飛機攔阻系統(tǒng)驗證測試實驗裝置，其特征在于所述兩套牽引裝置結(jié)構(gòu)相同，均包括支座、牽引輪、鋼索與可調(diào)速驅(qū)動電機；其中，支座固定在承力面上，牽引輪與支座軸接；牽引輪上纏繞有鋼索；兩牽引裝置中的鋼索一端均連接一個可調(diào)速驅(qū)動電機，另一端分別與平臺主體前端、后端相連。
4.如權(quán)利要求I所述一種飛機攔阻系統(tǒng)驗證測試實驗裝置，其特征在于所述平臺主體上表面左右兩側(cè)邊處沿長方向安裝有攔阻材料擋板；其中，一個攔阻材料擋板與平臺主體上表面固定相連，另一個攔阻材料擋板與平臺主體上表面橫向滑動連接，實現(xiàn)兩攔阻材料擋板的間距調(diào)整；在平臺主體后端固定安裝有端板，且通過端板使兩攔阻材料擋板后端形成封閉端，兩攔阻材料擋板前端為開放端；兩攔阻材料擋板與端板間用來設(shè)置攔阻材料，通過兩攔阻材料擋板與端板的配合實現(xiàn)攔阻材料在平臺主體上表面上的固定。
5.如權(quán)利要求I所述一種飛機攔阻系統(tǒng)驗證測試實驗裝置，其特征在于所述整體框架頂部安裝有提升裝置，用來垂直提升和放下負(fù)重夾持裝置。
6.如權(quán)利要求I所述一種飛機攔阻系統(tǒng)驗證測試實驗裝置，其特征在于所述支撐座內(nèi)側(cè)還安裝有側(cè)向滾輪，用來約束平臺主體側(cè)向移動。
7.如權(quán)利要求I所述一種飛機攔阻系統(tǒng)驗證測試實驗裝置，其特征在于所述整體框架的豎直側(cè)邊間固定連接有加固梁。
8.基于如權(quán)利要求I所述一種飛機攔阻系統(tǒng)驗證測試實驗裝置的實驗方法，其特征在于通過下述步驟實現(xiàn) 步驟I :安裝機輪、攔阻材料與配重； 提升負(fù)重夾持裝置，將實驗需要的機輪通過機輪輪軸軸接在夾持組件上；將實驗需要的攔阻材料設(shè)置在平臺主體上表面；并在負(fù)重框架底面上表面上放置實驗需要的配重；隨后使負(fù)重夾持裝置落下； 步驟2 :設(shè)置牽引裝置的牽引速度； 步驟3 :啟動三向測力傳感器、垂直位移傳感器、機輪轉(zhuǎn)速器、水平位移傳感器與牽引力傳感器； 步驟4 :啟動牽引裝置，進(jìn)行實驗； 牽引裝置按照設(shè)定速度牽引平臺主體運動，使機輪對攔阻材料進(jìn)行碾壓；并實時采集三向測力傳感器測得的機輪所受航向力、垂向力和側(cè)向力；以及垂直位移傳感器測得的機輪輪軸垂直位移，機輪轉(zhuǎn)速器測得的機輪轉(zhuǎn)速，水平位移傳感器測得的活動平臺水平位移，牽引力傳感器測得的牽引裝置牽引力； 步驟5 :停止?fàn)恳b置與三向測力傳感器、垂直位移傳感器、機輪轉(zhuǎn)速器、水平位移傳感器和牽引力傳感器，實驗結(jié)束； 步驟6:測量數(shù)據(jù)分析； 根據(jù)采集到的各測量裝置測得數(shù)據(jù)，對攔阻系統(tǒng)設(shè)計模型的準(zhǔn)確性和合理性進(jìn)行驗證。
9.如權(quán)利要求8所述基于一種飛機攔阻系統(tǒng)驗證測試實驗裝置的實驗方法，其特征在于所述攔阻材料一端設(shè)計為坡面，使機輪由坡面起始端開始對攔阻材料進(jìn)行碾壓。
10.如權(quán)利要求8所述基于一種飛機攔阻系統(tǒng)驗證測試實驗裝置的實驗方法，其特征在于通過選用不同飛機機輪，對機輪充氣和放氣調(diào)整機輪胎壓，選擇不同型號和厚度的攔阻材料，改變配重以及改變牽引裝置的牽引速度，從而實現(xiàn)對不同飛機起落架在攔阻系統(tǒng)中受到的攔阻效果進(jìn)行驗證測試。
全文摘要
本發(fā)明提供一種飛機攔阻系統(tǒng)驗證測試實驗裝置及實驗方法，實驗裝置包括整體框架、負(fù)重夾持裝置、活動平臺、牽引裝置；整體框架內(nèi)部安裝有可垂直移動的負(fù)重夾持裝置，負(fù)重夾持裝置內(nèi)部用來盛放配重，底部通過夾持組件安裝機輪；負(fù)重夾持裝置下方設(shè)置有活動平臺，活動平臺通過牽引裝置牽引移動；活動平臺上表面設(shè)置攔阻材料；活動平臺與攔阻材料的運動由牽引裝置牽引，實現(xiàn)機輪對攔阻材料的碾壓。碾壓過程中測量機輪所受航向力、垂向力、側(cè)向力，機輪軸心垂直位移，機輪轉(zhuǎn)速，活動平臺水平位移，牽引力等參數(shù)。本發(fā)明優(yōu)點為通過模擬機輪與攔阻材料間的相對運動，實現(xiàn)飛機攔阻系統(tǒng)的驗證測試，利于攔阻材料力學(xué)模型和攔阻材料的研發(fā)。
文檔編號G01N19/00GK102854129SQ201210277189
公開日2013年1月2日 申請日期2012年8月6日 優(yōu)先權(quán)日2012年8月6日
發(fā)明者孔祥駿, 史亞杰, 肖憲波, 曾亮, 姚紅宇 申請人:中國民航科學(xué)技術(shù)研究院