专利名称：一种飞机拦阻系统验证测试实验装置及实验方法
技术领域：
本发明涉及航空领域，具体来说，是一种用于对飞机拦阻系统进行验证测试的实验装置及实验方法。
背景技术：
飞机拦阻系统主要依靠起落架机轮对拦阻材料的碾压来实现拦阻目的。拦阻系统，尤其针对机场跑道端拦阻系统，其验证测试的本质在于通过模拟负重机轮与拦阻材料之间的相对运动来实现对机轮与拦阻材料之间相互作用的测试与研究。目前在航空领域，较多地采用圆形滚动道面与轮胎之间发生相对运动来模拟机轮 的滚动。但这种实验装置无法安装拦阻材料，难于实现机轮对拦阻材料的持续碾压。中国专利CN100476072C描述了机场跑道端拦阻系统以及该系统的计算机仿真方法。其中并未包含对拦阻系统进行验证测试的实验装置和方法。在拦阻系统的研发和设计过程中往往需要大量的实验研究工作，目前使用的多是用真实飞机碾压拦阻材料的真机试验方法，但这种试验方法花费巨大、实施难度大、安全风险大、可调整的试验参数有限、参数调整范围窄，不利于拦阻系统的研发。

发明内容
为了解决上述问题，本发明提出一种飞机拦阻系统验证测试实验装置及实验方法，适合在实验室进行飞机拦阻系统的验证测试且满足拦阻系统设计研发需要。本发明所述的一种飞机拦阻系统验证测试实验装置，包括整体框架、负重夹持装置、活动平台、牵引装置；其中，整体框架为筒状框架，底面水平固定于承载面上；整体框架四条竖直侧边上还固定有竖直设置的滑道，每个滑道上设有滚槽。所述负重夹持装置包括负重框架、夹持组件与三向测力传感器；其中，负重框架为筒状结构，负重框架四条竖直侧边分别通过滚轮与整体框架中滑道上的滚槽滚动连接；负重框架底面封闭。所述夹持组件用来安装机轮，包括左夹持件、右夹持件与连接安装板，左夹持件与右夹持件固定在连接安装板下表面，连接安装板上表面与负重框架底面下表面间通过三向测力传感器连接。所述活动平台包括平台主体、支撑座与拦阻材料挡板；其中，平台主体为长板状结构，设置于夹持组件下方，且平台主体长方向与机轮的滚动方向同向；支撑座上固定有滚轴，平台主体放置在滚轴上，通过滚轴的滚动，使平台主体在滚轴滚动方向上移动；支撑座内侧还安装有侧向滚轮，用来约束平台主体侧向移动；平台主体上表面上设置拦阻材料；平台主体的移动通过牵引装置进行牵引，且牵引装置的牵引端与平台主体间通过牵引力传感器连接。通过上述结构，在负重框架底面的上表面上放置配重，通过配重以及负重夹持装置与机轮的重力作用，负重夹持装置自然向下滚动，使机轮与平台主体上表面接触，由此通过牵引装置牵引平台主体、拦阻材料与机轮产生相对运动，从而使机轮对拦阻材料进行碾压，模拟飞机起落架对拦阻系统的碾压过程。上述夹持组件上固定安装有垂直位移传感器；在机轮轮轴上固定装有机轮转速器；平台主体前端固定安装水平位移传感器；平台主体前端与牵引装置牵引端间固定安装有牵引力传感器。基于上述实验装置的实验方法通过下述步骤实现步骤I :安装机轮、拦阻材料与配重；提升负重夹持框架，将实验需要的机轮通过机轮轮轴轴接在夹持组件上；将实验需要的拦阻材料设置在平台主体上表面；并在负重框架底面上表面上放置实验需要的配重；随后使负重夹持装置落下。
步骤2 :设置牵引装置的牵引速度。步骤3 :启动三向测力传感器、垂直位移传感器、机轮转速器、水平位移传感器与牵引力传感器。步骤4 :启动牵引装置，进行实验；牵引装置按照设定速度牵引平台主体运动，使机轮对拦阻材料进行碾压；并实时采集三向测力传感器测得的机轮所受航向力、垂向力和侧向力；以及垂直位移传感器测得的机轮轮轴垂直位移，机轮转速器测得的机轮转速，牵引力传感器测得的牵引装置牵引力。步骤5 :停止牵引装置与三向测力传感器、垂直位移传感器、机轮转速器、水平位移传感器和牵引力传感器，实验结束。步骤6:测量数据分析；根据采集到的各测量装置测得数据，对拦阻系统设计模型的准确性和合理性进行验证。本发明的优点在于I、本发明提供的飞机拦阻系统验证测试实验装置及实验方法，通过模拟负重机轮与拦阻材料之间的相对运动来实现对机轮与拦阻材料之间相互作用的测试与研究；2、本发明提供的飞机拦阻系统验证测试的实验装置，整体结构简单，可调整的实验参数多，参数调整范围大，安全风险小，实施难度小，大大节约了实验成本；3、本发明提供的飞机拦阻系统验证测试的实验方法，可靠有效，为研究机场跑道端飞机拦阻系统提供了一种可行的、有力的实验技术。


图I为本发明的飞机拦阻系统验证测试的实验装置结构示意图；图2为本发明的飞机拦阻系统验证测试的实验装置中夹持组件安装方式示意图；图3为本发明的飞机拦阻系统验证测试的实验装置中拦阻材料挡板以及拦阻材料结构示意图；图4为本发明的飞机拦阻系统验证测试的实验装置中支撑座结构示意图；图5为本发明的飞机拦阻系统验证测试的实验方法流程图。图中I-整体框架 2-负重夹持装置 3-活动平台4-牵引装置
6-机轮7-拦阻材料8-配重9-垂直位移传感器10-机轮转速器 11-水平位移传感器12-牵引力传感器101-滑道102-提升装置 201-负重框架202-夹持组件 203-三向测力传感器202 I-左夹持件2022-右夹持件 2023-连接安装板301-平台主体302-支撑座 3021-滚轴3022-侧向滚轮 303-拦阻材料挡板304-端板401-支座402-牵引轮403-可调速驱动电机
404-钢索601-机轮轮轴
具体实施例方式下面将结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。本发明的一种飞机拦阻系统验证测试的实验装置，如图I所示，包括整体框架I、负重夹持装置2、活动平台3、牵引装置4。其中，整体框架I为矩形筒状框架，整体框架I底面水平固定于承载面(如地面)上。整体框架I竖直侧边间固定连接有加固梁,用来加固整体框架I结构，使整体框架I更加稳定。整体框架I四条竖直侧边上还固定有竖直设置的滑道，每个滑道101上开有滚槽，用来连接负重夹持装置2。所述负重夹持装置2包括负重框架201、夹持组件202与三向测力传感器203，如图2所示；其中，负重框架201同样为矩形筒状结构，水平设置在整体框架I内部，且负重框架201四条竖直侧边分别通过滚轮与整体框架I中滑道101上的滚槽相连，由此使负重框架201可在整体框架I内部垂直方向上滚动。负重框架201底面封闭，底面上表面用来放置配重8，下表面用来连接夹持组件202。所述夹持组件202用来安装机轮6，包括左夹持件2021、右夹持件2022与连接安装板2023，左夹持件2021与右夹持件2022竖直固定安装在连接安装板2023下表面上；机轮6可通过机轮轮轴601与左夹持件2021与右夹持件2022轴接定位，可绕机轮轮轴601自由转动。机轮6可以采用真实的飞机机轮，受负重夹持装置2约束仅能在垂直方向自由运动以及绕机轮轮轴601自由转动。连接安装板2023表面与负重框架201底面下表面间通过两个三向测力传感器203连接，两个三向测力传感器203 —前一后设置，均用来实现负重框架201与夹持组件202间的定位，且通过两个三向测力传感器203可测量机轮6在运动过程中受到的航向力、垂向力和侧向力。上述负重夹持装置2在整体框架I内部的上下滚动通过安装在整体框架I顶面中心位置的提升装置102实现，如图I所示。本发明中提升装置102采用电动葫芦，电动葫芦的拉钩端与负重框架201顶面中心位置相连，由此通过电动葫芦102控制负重夹持装置2的抬起和放下。所述活动平台3用来模拟飞机滑行的道面，包括平台主体301、支撑座302、拦阻材料挡板303与端板304，如图3所示；其中，平台主体301为长板状结构，水平设置于夹持组件202下方，且平台主体301长方向与机轮6的滚动方向同向。平台主体3通过支撑座302进行支撑，支撑座302上横向固定有滚轴3021，平台主体301放置在滚轴3021上，由此通过滚轴3021的滚动，使平台主体301可在滚轴滚动方向上移动。支撑座内侧还固定安装有侧向滚轮3022，通过侧向滚轮3022约束平台主体301侧向移动，起到对平台主体301限位的作用，如图4所示。平台主体301上表面左右两侧边处沿长方向安装有拦阻材料挡板303。其中，一个拦阻材料挡板303与平台主体301上表面固定相连，另一个拦阻材料挡板303与平台主体301上表面滑动连接，可在平台主体301上表面左右方向滑动，实现两拦阻材料挡板303的间距调整。在平台主体301后端固定安装有端板304，端板304的长度与平台主体301的横向宽度相等，且通过端板304使两拦阻材料挡板303后端形成封闭端，两拦阻材料挡板303前端为开放端。两拦阻材料挡板303与端板304间用来设置拦阻材料7，通过调整两拦阻材料挡板303间距，可将拦阻材料7夹紧，由此在两拦阻材料挡板303与端板304的配合下实现拦阻材料7在平台主体301上表面上的定位，机轮6在平台主体301上滚动时，可由开放端对拦阻材料7进行碾压。牵引装置4具有两套，设置在平台主体301前方与后方，分别用来牵引平台主体301与拦阻材料7共同向前、向后运动；两套牵引装置4结构相同，均包括支座401、牵引轮402、钢索404与可调速驱动电机403 ;其中，支座401固定在承力面上，牵引轮402与支座 401轴接；牵引轮402上缠绕有钢索404 ;两牵引装置中的钢索404 —端均连接一个可调速驱动电机403，钢索404的另一端分别与平台主体301前端、后端相连，由此两个牵引装置4分别通过可调速驱动电机403控制牵引装置4的牵引速度按照实验要求进行调整。上述与平台主体301前端相连的牵引装置4的牵引端通过牵引力传感器12与平台主体301相连，通过牵引力传感器12可测量牵引装置4的牵引力。通过上述结构，在负重框架201底面上表面上放置配重8，通过配重8以及负重夹持装置2与机轮6的重力作用，负重夹持装置2自然向下滚动，使机轮6与平台主体301上表面接触，由此通过牵引装置4牵引平台主体301、拦阻材料7与机轮6产生相对运动，从而使机轮6对拦阻材料7进行碾压，模拟飞机起落架对拦阻系统的碾压过程。在上述夹持组件202任意部位上，固定安装有垂直位移传感器9，用于测量机轮6碾压拦阻材料7的过程中机轮轮轴601轴心发生的垂直位移；在机轮轮轴601上固定安装有机轮转速器10，用来测量机轮6碾压拦阻材料7的过程中机轮6的转速；平台主体301前端固定安装有水平位移传感器11，用来测量机轮6碾压拦阻材料7的过程中活动平台3发生的水平位移；由此通过上述两个三向测力传感器203、垂直位移传感器9、机轮转速器10、水平位移传感器11与牵引力传感器12构成本发明中机轮6碾压过程中获取各个参数的测量系统。基于上述验证测试实验装置的实验方法，如图5所示，通过下述步骤实现步骤I :控制提升装置102垂直向上提升负重夹持装置2，随后安装机轮6、拦阻材料7与配重8 ；选用实验所需的飞机机轮6，设置在左夹持件2021与右夹持件2022间，通过机轮轮轴601与左夹持件2021与右夹持件2022固定轴接；拦阻材料7设置在两个拦阻材料挡板303与端板304间的平台主体301上表面，通过调整两个拦阻材料挡板303间距夹紧拦阻材料7，使拦阻材料7与平台主体301固定。为了便于机轮6由平台主体301向拦阻材料7的滚动过渡，将拦阻材料7的过渡一端设计为坡面，如图3所示；所述配重8采用不同重量砝码来实现，放置在负重框架201底面上表面上，来模拟飞机单个机轮在滑行过程中受到的垂直载荷。该载荷由飞机的重量、重心位置、机轮个数来决定，可以根据实验要求通过调整配重重量来实现。控制提升装置102将负重夹持装置2缓慢放下。
步骤2 :根据实验的速度需求设置可调速驱动电机403的牵引速度；步骤3 :启动两个三向测力传感器203、垂直位移传感器9、机轮转速器10、水平位移传感器11与牵引力传感器12 ；步骤4 :启动可调速驱动电机403，牵引平台主体301向前运动，进行实验；启动可调速驱动电机403，通过钢索404牵引平台主体301、拦阻材料7与机轮6产生相对运动，使机轮6对拦阻材料7进行碾压，模拟飞机起落架对拦阻系统的碾压过程；整个碾压过程中，实时采集三向测力传感器203测量的机轮6所受航向力、垂向力和侧向力；以及垂直位移传感器9测量的机轮轮轴601的垂直位移；机轮转速器10测量的机轮6转速；水平位移传感器11测量的平台主体301的水平位移；牵引力传感器12测量的牵引装置4的牵引力。步骤5 :停止牵引装置4与三向测力传感器203、垂直位移传感器9、机轮转速器 10、水平位移传感器11和牵引力传感器12，实验结束。步骤6:测量数据分析；根据采集到的测量数据，对拦阻系统设计模型的准确性和合理性进行验证。步骤7 :启动平台主体301后方的牵引装置4中的可调速驱动电机403将平台主体301反向牵引至起始位置，准备下次实验。本发明飞机拦阻系统验证测试的实验方法中，可以通过选用不同飞机机轮6，通过对机轮6充气和放气调整机轮6胎压，选择不同型号和厚度的拦阻材料7，改变配重8以及改变牵引装置4的牵引速度，以满足实验要求，从而实现对不同飞机起落架在拦阻系统中受到的拦阻效果进行验证测试。实施例 机轮6主要技术参数为两种规格机轮6 为I :620 X 180mm 和 II 1100 X 340mm (620mm、IlOOmm 表示机轮6的直径，180mm、340mm表示机轮6的宽度);机轮6充气压力0· 5 I. 6MPa ；拦阻材料7技术参数为拦阻材料7型号A，B ;拦阻材料7厚度0. 20m O. 6m ;每块拦阻材料7宽度Im ;前端坡面长度Im ;拦阻材料7总长度8m (含Im坡面)；活动平台3主要技术参数为平台主体301前端(不放置拦阻材料7部分)长度2m ;平台主体301后端(不放置拦阻材料7部分)长度1m ;平台主体301总长度11m。平台主体301的牵引速度分别选择为2. 6m/min, 10. 4m/min, 14m/min ；实验测量参数包括机轮6垂直载荷Fy (kN);机轮6航向力Fx (kN);机轮6侧向力Fz(kN);机轮轮轴601垂向位移δ (mm);平台主体301运动速度V (m/min)。上述机轮6垂直力、航向力、侧向力均可通过三向测力传感器203直接测得；机轮轮轴601垂向位移可通过垂直位移传感器9直接测得；平台主体301运动速度V可通过水平位移传感器11测量平台主体301水平位移后，根据记录时刻进行差分计算得到。如表I所示，对上述参数按照实验要求进行组合，采用本发明方法进行飞机拦阻系统验证测试。表I验证测试实验参数表

权利要求
1.一种飞机拦阻系统验证测试实验装置，其特征在于包括整体框架、负重夹持装置、活动平台、牵引装置；其中，整体框架为筒状框架，底面水平固定于承载面上；整体框架四条竖直侧边上还固定有竖直设置的滑道，每个滑道上设有滚槽； 所述负重夹持装置包括负重框架、夹持组件与三向测力传感器；其中，负重框架为筒状结构，负重框架四条竖直侧边分别通过滚轮与整体框架中滑道上的滚槽滚动连接；负重框架底面封闭； 所述夹持组件用来安装机轮，包括左夹持件、右夹持件与连接安装板，左夹持件与右夹持件固定在连接安装板下表面，连接安装板上表面与负重框架底面下表面间通过两个三向测力传感器连接； 所述活动平台包括平台主体、支撑座与拦阻材料挡板；其中，平台主体为长板状结构，设置于夹持组件下方，且平台主体长方向与机轮的滚动方向同向；支撑座上固定有滚轴，平台主体放置在滚轴上，通过滚轴的滚动，使平台主体在滚轴滚动方向上移动；平台主体上表面上设置拦阻材料；平台主体的移动通过牵引装置进行牵引，且牵引装置的牵引端与平台主体间通过牵引力传感器连接； 上述夹持组件上固定安装有垂直位移传感器；在机轮轮轴上固定装有机轮转速器；平台主体前端固定安装水平位移传感器。
2.如权利要求I所述一种飞机拦阻系统验证测试实验装置，其特征在于所述牵引装置具有两套，设置在平台主体前方与后方，分别用来牵引平台主体与拦阻材料共同向前、向后运动。
3.如权利要求2所述一种飞机拦阻系统验证测试实验装置，其特征在于所述两套牵引装置结构相同，均包括支座、牵引轮、钢索与可调速驱动电机；其中，支座固定在承力面上，牵引轮与支座轴接；牵引轮上缠绕有钢索；两牵引装置中的钢索一端均连接一个可调速驱动电机，另一端分别与平台主体前端、后端相连。
4.如权利要求I所述一种飞机拦阻系统验证测试实验装置，其特征在于所述平台主体上表面左右两侧边处沿长方向安装有拦阻材料挡板；其中，一个拦阻材料挡板与平台主体上表面固定相连，另一个拦阻材料挡板与平台主体上表面横向滑动连接，实现两拦阻材料挡板的间距调整；在平台主体后端固定安装有端板，且通过端板使两拦阻材料挡板后端形成封闭端，两拦阻材料挡板前端为开放端；两拦阻材料挡板与端板间用来设置拦阻材料，通过两拦阻材料挡板与端板的配合实现拦阻材料在平台主体上表面上的固定。
5.如权利要求I所述一种飞机拦阻系统验证测试实验装置，其特征在于所述整体框架顶部安装有提升装置，用来垂直提升和放下负重夹持装置。
6.如权利要求I所述一种飞机拦阻系统验证测试实验装置，其特征在于所述支撑座内侧还安装有侧向滚轮，用来约束平台主体侧向移动。
7.如权利要求I所述一种飞机拦阻系统验证测试实验装置，其特征在于所述整体框架的竖直侧边间固定连接有加固梁。
8.基于如权利要求I所述一种飞机拦阻系统验证测试实验装置的实验方法，其特征在于通过下述步骤实现 步骤I :安装机轮、拦阻材料与配重； 提升负重夹持装置，将实验需要的机轮通过机轮轮轴轴接在夹持组件上；将实验需要的拦阻材料设置在平台主体上表面；并在负重框架底面上表面上放置实验需要的配重；随后使负重夹持装置落下； 步骤2 :设置牵引装置的牵引速度； 步骤3 :启动三向测力传感器、垂直位移传感器、机轮转速器、水平位移传感器与牵引力传感器； 步骤4 :启动牵引装置，进行实验； 牵引装置按照设定速度牵引平台主体运动，使机轮对拦阻材料进行碾压；并实时采集三向测力传感器测得的机轮所受航向力、垂向力和侧向力；以及垂直位移传感器测得的机轮轮轴垂直位移，机轮转速器测得的机轮转速，水平位移传感器测得的活动平台水平位移，牵引力传感器测得的牵引装置牵引力； 步骤5 :停止牵引装置与三向测力传感器、垂直位移传感器、机轮转速器、水平位移传感器和牵引力传感器，实验结束； 步骤6:测量数据分析； 根据采集到的各测量装置测得数据，对拦阻系统设计模型的准确性和合理性进行验证。
9.如权利要求8所述基于一种飞机拦阻系统验证测试实验装置的实验方法，其特征在于所述拦阻材料一端设计为坡面，使机轮由坡面起始端开始对拦阻材料进行碾压。
10.如权利要求8所述基于一种飞机拦阻系统验证测试实验装置的实验方法，其特征在于通过选用不同飞机机轮，对机轮充气和放气调整机轮胎压，选择不同型号和厚度的拦阻材料，改变配重以及改变牵引装置的牵引速度，从而实现对不同飞机起落架在拦阻系统中受到的拦阻效果进行验证测试。
全文摘要
本发明提供一种飞机拦阻系统验证测试实验装置及实验方法，实验装置包括整体框架、负重夹持装置、活动平台、牵引装置；整体框架内部安装有可垂直移动的负重夹持装置，负重夹持装置内部用来盛放配重，底部通过夹持组件安装机轮；负重夹持装置下方设置有活动平台，活动平台通过牵引装置牵引移动；活动平台上表面设置拦阻材料；活动平台与拦阻材料的运动由牵引装置牵引，实现机轮对拦阻材料的碾压。碾压过程中测量机轮所受航向力、垂向力、侧向力，机轮轴心垂直位移，机轮转速，活动平台水平位移，牵引力等参数。本发明优点为通过模拟机轮与拦阻材料间的相对运动，实现飞机拦阻系统的验证测试，利于拦阻材料力学模型和拦阻材料的研发。
文档编号G01N19/00GK102854129SQ201210277189
公开日2013年1月2日 申请日期2012年8月6日 优先权日2012年8月6日
发明者孔祥骏, 史亚杰, 肖宪波, 曾亮, 姚红宇 申请人:中国民航科学技术研究院