技術(shù)領域：

本發(fā)明涉及一種艦載機前起落架突伸試驗裝置及試驗方法，屬于一類飛機起落架試驗技術(shù)領域。

背景技術(shù)：
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艦載飛機的起降主要以航空母艦為基地，受航母甲板長度的嚴格限制，艦載飛機起飛滑跑距離非常有限，且必須在極短的距離內(nèi)達到最小安全離艦速度和相應起飛姿態(tài)。目前艦載機起飛常用滑躍起飛和彈射起飛兩種技術(shù)途徑，國外先進航母上均采用了彈射起飛技術(shù)。

艦載飛機在準備實施彈射時，彈射器開始預加載，彈射桿被張緊；在彈射開始時，彈射器持續(xù)加載，當達到釋放載荷時，張力銷被拉斷，飛機即脫離牽制桿的約束，開始進入彈射滑跑階段；在彈射行程結(jié)束時，飛機脫離彈射桿的約束，進人甲板自由滑跑階段，受壓縮的前起落架快速伸展，飛機快速抬頭。前起落架的快速突伸作用使飛機在甲板邊緣獲得足夠的俯仰角及俯仰角速度，進而使飛機盡快到達起飛迎角。前起落架突伸是艦載機采用前輪拖拽彈射起飛的關鍵技術(shù)之一。

突伸試驗是檢驗艦載機前起落架突伸能力的關鍵環(huán)節(jié)，目前公開的專利中并無相關的技術(shù)研究。在國內(nèi)公開文獻中，魏小輝等提出了基于當量質(zhì)量的前起落架突伸試驗方法，該試驗方法在選取適當?shù)漠斄抠|(zhì)量系數(shù)時，能夠較好的考核艦載機前起落架的突伸能力。但該試驗方法對單獨起落架進行試驗，未考慮艦載飛機在彈射中的氣動特性和質(zhì)量慣量特性對前起落架突伸性能的影響。因此，需對現(xiàn)有技術(shù)進行改進以解決現(xiàn)有技術(shù)之不足。

技術(shù)實現(xiàn)要素：
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本發(fā)明是為了解決上述現(xiàn)有技術(shù)存在的問題而提供一種艦載機前起落架突伸試驗裝置及試驗方法，模擬艦載機在彈射起飛末端前起落架突伸運動過程。

本發(fā)明采用如下技術(shù)方案：一種艦載機前起落架突伸試驗裝置，包括艦載機質(zhì)量慣量模擬機構(gòu)和前起落架加載機構(gòu)；

所述艦載機質(zhì)量慣量模擬機構(gòu)由鋼梁組件、前起落架、支撐鉸鏈以及配重塊構(gòu)成，所述前起落架加載機構(gòu)由液壓作動筒、張力銷以及作動筒鉸鏈構(gòu)成，所述液壓作動筒設有活塞桿；

所述鋼梁組件由固定在地面上的支撐鉸鏈支撐，繞支撐鉸鏈轉(zhuǎn)動，所述前起落架安裝在鋼梁組件下方，所述前起落架包括支柱、斜撐桿和機輪，所述前起落架通過支柱和斜撐桿與鋼梁組件連接，隨著鋼梁組件一起運動，所述配重塊安裝在鋼梁組件上，所述液壓作動筒豎直安裝在前起落架正前方，所述液壓作動筒通過固定在地面上的作動筒鉸鏈與地面連接，所述張力銷豎直安裝在液壓作動筒的上方，張力銷下端與液壓作動筒的活塞桿連接，張力銷上端與鋼梁組件連接。

本發(fā)明還采用如下技術(shù)方案：一種艦載機前起落架突伸試驗裝置的試驗方法，包括如下步驟：

步驟一：根據(jù)艦載機的彈射起飛重量以及艦載機氣動力特性計算出試驗裝置的轉(zhuǎn)動慣量和重心位置，調(diào)整配重塊的安裝數(shù)量和安裝位置使試驗裝置的轉(zhuǎn)動慣量和重心位置滿足試驗要求；

步驟二：根據(jù)艦載機彈射起飛末端時刻彈射器的輸出載荷計算出前起落架上作用的彈射載荷豎直分量，按照前起落架上作用的彈射載荷豎直分量選擇對應斷離載荷的張力銷，連接到液壓作動筒和鋼梁組件上；

步驟三：將液壓作動筒的無活塞桿腔連接回油，有活塞桿腔連接高壓油，隨著液壓作動筒載荷增加，鋼梁組件將前起落架向下壓縮，當液壓作動筒載荷增加到張力銷斷離極限時，張力銷斷開，前起落架帶動鋼梁組件一起向上作突伸運動。

進一步地，步驟一中，調(diào)整艦載機模擬機構(gòu)的總重量與真實艦載機起飛重量相等，艦載機模擬機構(gòu)繞支撐鉸鏈的轉(zhuǎn)動慣量與真實艦載機繞主起落架輪軸的轉(zhuǎn)動慣量相等；

艦載機模擬機構(gòu)的重心與支撐鉸鏈的水平距離計算方法如下：

其中：mg為艦載機重力，lm為艦載機重心到主起落架的航向距離，q為艦載機彈射末端的動壓，s為艦載機機翼參考面積，cl為升力系數(shù)，c為平均氣動弦長，cm為俯仰力矩系數(shù)；

艦載機模擬機構(gòu)重心與支撐鉸鏈的連線與水平面的夾角計算方法如下：

其中：clα為艦載機升力系數(shù)對迎角的導數(shù)，cmα為艦載機俯仰力矩系數(shù)對迎角的導數(shù)。

本發(fā)明具有如下有益效果：本發(fā)明艦載機前起落架突伸試驗裝置可以模擬艦載機的俯仰轉(zhuǎn)動慣量和前起落架停機載荷，并且通過調(diào)整飛機質(zhì)量慣量模擬機構(gòu)的重心高度可以等效艦載機氣動力對前起落架突伸性能的影響，降低了試驗規(guī)模，節(jié)約試驗成本；該試驗裝置適用于不同起飛重量的彈射型艦載機，也適用于不同結(jié)構(gòu)形式的前起落架。

附圖說明：

圖1為艦載機前起落架突伸試驗裝置結(jié)構(gòu)圖。

其中：

1、作動筒鉸鏈，2、液壓作動筒，3、張力銷，4、前起落架，5、配重塊，6、鋼梁組件，7、支撐鉸鏈，8、支柱，9、斜撐桿，10、機輪。

具體實施方式：

下面結(jié)合附圖對本發(fā)明作進一步的說明。

本發(fā)明艦載機前起落架突伸試驗裝置包括艦載機質(zhì)量慣量模擬機構(gòu)和前起落架加載機構(gòu)，其中艦載機質(zhì)量慣量模擬機構(gòu)由鋼梁組件6、前起落架4、支撐鉸鏈7以及配重塊5構(gòu)成；前起落架加載機構(gòu)由液壓作動筒2、張力銷3以及作動筒鉸鏈1構(gòu)成。

鋼梁組件6由固定在地面上的支撐鉸鏈7支撐，可以繞支撐鉸鏈7轉(zhuǎn)動，模擬艦載機俯仰運動。前起落架4安裝在鋼梁組件6下方，前起落架4包括支柱8、斜撐桿9和機輪10，通過前起落架4的支柱8和斜撐桿9與鋼梁組件6連接，可以隨著鋼梁組件6一起運動，前起落架4的機輪10與支撐鉸鏈7的距離與艦載機的前主輪距相等。配重塊5安裝在鋼梁組件6上，可以通過配重塊5的數(shù)量和安裝位置調(diào)整突伸試驗裝置的重量，重心位置和轉(zhuǎn)動慣量。液壓作動筒2豎直安裝在前起落架4正前方，液壓作動筒2通過固定在地面上的作動筒鉸鏈1與地面連接。張力銷3豎直安裝在液壓作動筒2的上方，張力銷3下端與液壓作動筒2的活塞桿連接，張力銷3上端與鋼梁組件6連接。

本發(fā)明艦載機前起落架突伸試驗裝置的艦載機質(zhì)量慣量模擬機構(gòu)的配置方法包括：

艦載機模擬機構(gòu)的總重量與真實艦載機起飛重量相等，艦載機模擬機構(gòu)繞支撐鉸鏈7的轉(zhuǎn)動慣量與真實艦載機繞主起落架輪軸的轉(zhuǎn)動慣量相等。

艦載機模擬機構(gòu)的重心與支撐鉸鏈7的水平距離計算方法如下：

其中：mg為艦載機重力，lm為艦載機重心到主起落架的航向距離，q為艦載機彈射末端的動壓，s為艦載機機翼參考面積，cl為升力系數(shù)，c為平均氣動弦長，cm為俯仰力矩系數(shù)。

艦載機模擬機構(gòu)重心與支撐鉸鏈7的連線與水平面的夾角計算方法如下：

其中：clα為艦載機升力系數(shù)對迎角的導數(shù)，cmα為艦載機俯仰力矩系數(shù)對迎角的導數(shù)。

本發(fā)明艦載機前起落架突伸試驗裝置的試驗方法，步驟如下：

步驟一：根據(jù)艦載機的彈射起飛重量以及艦載機氣動力特性計算出試驗裝置的轉(zhuǎn)動慣量和重心位置，調(diào)整配重塊5的安裝數(shù)量和安裝位置使試驗裝置的轉(zhuǎn)動慣量和重心位置滿足試驗要求；

步驟二：根據(jù)艦載機彈射起飛末端時刻彈射器的輸出載荷計算出前起落架上作用的彈射載荷豎直分量，按照前起落架4上作用的彈射載荷豎直分量選擇對應斷離載荷的張力銷3，連接到液壓作動筒2和鋼梁組件6上；

步驟三：將液壓作動筒2的無桿腔連接回油，有桿腔接高壓油，隨著液壓作動筒2載荷增加，鋼梁組件6將前起落架4向下壓縮，當液壓作動筒2載荷增加到張力銷3斷離極限時，張力銷3斷開，前起落架4帶動鋼梁組件6一起向上作突伸運動。

以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實施方式，應當指出，對于本技術(shù)領域的普通技術(shù)人員來說，在不脫離本發(fā)明原理的前提下還可以作出若干改進，這些改進也應視為本發(fā)明的保護范圍。