飞机拦阻系统综合试验平台的制作方法
【专利摘要】一种飞机拦阻系统综合试验平台，包括：动态模拟器，真实模拟各种机型的着陆状态，即真实模拟各机型的重量、着陆速度等飞机相关性能参数；试验进场推力机构，推动或\和拉动动态模拟器就位，并且试验前反复推动或\和拉动动态模拟器，调整动态模拟器导向机构，防止动态模拟器在高加速度运行过程中因偏心而造成巨大摩擦力；加力推力装置，实现对动态模拟器的快速加速，使得动态模拟器满足飞机着陆的速度要求，并且速度可控可调；拦阻系统，在有限的距离上实现对飞机的减速，并且设计有触发式刹车装置，根据不同机型及不同飞行状况，设置飞机减加速度，真实模拟飞机的减速过程；本发明具有开放性、柔性设计、参数可控可调、精度高等诸多优点。
【专利说明】飞机拦阻系统综合试验平台
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种飞机拦阻系统综合试验平台。
【背景技术】
[0002] 近四十年来，考虑到飞机重量和速度的增加，空军机场，特别是前线支援飞机使用 的机场，已修得相当长，一般都在2000m以上，但仍有不少飞机着陆时冲出跑道，特别是作 战飞机终止起飞情况更为严重。西方国家以及使用西方战机的亚洲国家的军用飞机几乎都 加装拦阻钩，并在跑道端头设置绳网结合的拦阻装置进行应急拦阻。实践证明这种应急拦 阻装置使用效果很好。美国统计了 1995年7月到1998年6月三年中约有1100架飞机冲出 跑道，由于大多数机场装设了该设备，使多数飞机幸免于难。但少数机场由于没有装设该设 备或是拦阻失效使飞机遭受严重损坏，并危及空勤人员安全。参考国外使用经验，我国空军 研究部门也曾进行过一些拦阻装置的研究工作，在部分机场也曾使用，反映很好，并得到广 泛的重视，目前，在国内设备研究使用和配置尚未成熟情况下，尤其在航空母舰及岛礁上跑 道有限的机场回收飞机，要求所用的设备能够使飞机在有限甲板上的着舰滑跑距离缩短。 这种设备就是飞机拦阻装置，当飞机着舰时，其尾钩钩住的就是这根绳索，拦阻索再带动拦 阻机来吸收掉飞机的动能。喷气式舰载机降落时并不关闭发动机，情况不好可以马上复飞。 以美国航母的MK-73型舰载机为例，30吨重的舰载机以71. 36m/s的速度着舰后滑跑91. 5 米停止。国外的拦阻装置的发展比较成熟，但关于这方面的资料非常少，国内在这方面的研 究正处于起步阶段。对于拦阻系统的负载模拟仿真系统的研究更是少之又少，缺少综合试 验平台，严重影响对各参数的深入研究，更无法真实模拟拦阻设备使用过程中参数的匹配， 严重制约飞机拦阻系统的发展。
【发明内容】
[0003] 鉴于上述问题，本发明的目的是提供一种飞机拦阻系统综合试验平台，其能够真 实模拟飞机拦阻过程，而且通用性强，可以真实模拟不同机型及不同的拦阻系统，具有试验 周期短、相关参数可控可调的优点，符合柔性设计。
[0004] 为此，本发明提供一种飞机拦阻系统综合试验平台，包括：动态模拟器，真实模拟 各种机型的着陆状态，即真实模拟各机型的重量、着陆速度等飞机相关性能参数；试验进场 推力机构，推动或\和拉动动态模拟器就位，即使得动态模拟器准确到达试验初始位置，并 且试验前反复推动或\和拉动动态模拟器，调整动态模拟器导向机构，防止动态模拟器在 高加速度运行过程中因偏心而造成巨大摩擦力；加力推力装置，实现对动态模拟器的快速 加速，使得动态模拟器满足飞机着陆的速度要求，并且速度可控可调；拦阻系统，在有限的 距离上实现对飞机的减速，并且设计有触发式刹车装置，根据不同机型及不同飞行状况，设 置飞机减加速度，真实模拟飞机的减速过程。
[0005] 所述动态模拟器，包括：车体、飞机轮、配重块、拖动杆、制动头部、导向装置等部 分；车体采用分体拼装式结构，中间通过联接件将两部分车体相连；车体前部缓冲制动部 位设计成可拆装箱形结构，有利于车体的缓冲制动和更换；车体结构框架采用箱形梁焊接 结构，保证刚度强度要求；作为优选，配重块采用左右对称放置的方式配重，使得四个飞机 轮的承载均匀，并且配重块内部灌铅以减小动态模拟器体积，降低动态模拟器重心，改变配 重块的位置及含铅量，真实模拟各类型飞机的重量及其重量分布；优选地，制动头与拦阻系 统的啮合部位采用圆弧形式，并与车主体之间为可拆装式结构，方便安装及位置调整；所述 车体上设计有加速度传感器，实时检测模拟器的加速度变化情况，并合算出速度及位移变 化，制动头与车体之间设计有力传感器，实时检测拦阻系统对动态模拟器的作用情况。
[0006] 作为优选，拖动杆支架底部设计有限位装置以保证拖动杆30°工作位置，拖动杆 采用压板插销安装方式，既保证工作可靠，又可以方便安装拆卸；手柄通过手柄轴与拖动杆 相连，手柄轴的两端采用轴承安装方式，并且手柄设计有插销挡块装置，工作安全可靠。
[0007] 作为优选，导向装置的支架固定在车体上，导向轮安装在导向装置上，并在车体两 侧的固定于地面预埋钢板上的轨道上滚动，起导向作用；所述导向轮在垂直车体沿其侧向 设置有调整机构，采用螺杆调节机构，保证导向轮与导轨接触良好；调节机构的外侧采用手 轮锁紧防松的结构形式，确保导向轮在工作时的安装牢固。
[0008] 试验进场推力机构，包括：液压缸、液压缸支架、活塞杆头部推动装置等部分；所 述液压缸支架采用箱形梁结构，与地面连接采用螺钉连接，保证结构支撑安全可靠；所述 活塞杆头部推动装置保证与动态模拟器接触良好，活塞杆头部推动装置主要由装置外罩、 推力调心滚子轴承、卡环、弹簧以及端盖等组成，所述推力调心滚子轴承具有一定的调心功 能，从而能够消除由于活塞杆轴线与动态模拟器轴线不平行时活塞杆头部与动态模拟器的 不完全接触；在液压缸行程两端分别设计有限位开关，并采用双余度设计，确保系统运行过 程中的安全性。
[0009] 加力推力装置，包括液压缸、小车、拖动头、盖板、连接块、加力导向轮等；所述液压 缸与地面采用螺栓连接，并在液压缸行程两端分别设计有限位开关，并采用双余度设计，确 保系统运行过程中的安全性；作为优选，拖动头与动态模拟器采用十字铰的连接方式，该方 式承载能力强，可承受瞬间较大力的冲击，安全可靠。
[0010] 所述推力液压缸需要完成对模拟器的瞬间快速加速，即推力液压缸为间歇式大流 量的工况，因此液压系统采取了小排量油泵加大容量蓄能器的设计方案，即降低成本、减小 液压站工作噪音，又保证试验时瞬间释放出的大流量液压油满足试验的速度要求；作为优 选，液压系统采用两台小流量油泵组合使用的方式，一方面，当为蓄能器供油时，只需要开 启一台油泵，当推力液压缸开始动作，两台油泵均工作，这不仅使得系统获得瞬间大流量， 而且在蓄能器压力流量降低时，对其进行补充，保证系统工作压力恒定；另一方面，当进场 液压缸动作时，启动两台油泵，实现模拟器的快速就位。系统的工作压力通过比例调压阀来 设定，系统设计有压力传感器，实时检测系统压力。
[0011] 作为优选，加力推力装置前端设计有四个侧向导向滚轮各配备一对圆锥滚子轴 承，以抵消拖动头侧向偏移安装时在工作中所产生的侧向转矩；拖动头与小车采用梯形槽 螺钉连接方式，使得拖动头左右调节方便、工作安全可靠。
[0012] 拦阻系统主要由电机、卷筒、拦阻索、刹车调整器、护罩、组合滑轮组及手动轮等组 成，所述拦阻索缠绕在卷筒上，并且两端通过组合滑轮组形成所需拦阻状态，即通过组合滑 轮组，拦阻索的宽度及相对地面等关键参数可控可调，卷筒一端与电机相连，另一端与手动 轮相连，当飞机拦阻完成后，电机控制卷筒自动收回拦阻索，若一旦出现突然断电等突发事 件，利用手动轮将拦阻索迅速收回，为下一架飞机的着陆做好准备，保证系统使用过程中的 安全可靠；作为优选，刹车调整器采用液压式制动器，通过控制液压系统压力控制刹车片之 间的力学参数，实现对拦阻索张紧力的大小，从而实现对飞机减速快慢的调节，根据不同机 型不同的工况要求，只需设置系统压力就可满足使用要求，符合柔性设计的思想。
[0013] 该试验平台还包括测控计算机，其通过D/A接口电路实时采集试验过程中的运动 学参数及力学参数，并实时记录实时分析；通过A/D接口电路实时控制液压驱动系统，设定 液压系统的工作压力，从而实现对整个试验过程的实时控制；控制系统设计有声光报警及 故障提示窗口等，界面设计符合人机工程学的要求。
[0014] 根据本发明的飞机拦阻系统综合试验平台，其能够真实模拟飞机拦阻过程，并适 用于不同的机型及不同的拦阻系统试验，而且能够提取试验过程的力学参数及运动学参 数，为下一步拦阻系统的分析及相应配置提供理论依据及技术支持。
[0015] 本发明具有开放性、柔性设计、精度高等诸多优点，采用闭环控制系统，参数可观 可测可控可调，符合柔性设计。
【专利附图】
【附图说明】
[0016] 图1是根据本发明的一个实施方式的飞机拦阻系统综合试验平台结构示意图；
[0017] 图2是根据本发明的一个实施方式的飞机拦阻系统综合试验平台轴测图；
[0018] 图3是根据本发明的一个实施方式的飞机拦阻系统综合试验平台动态模拟器结 构轴测图；
[0019] 图4是根据本发明的一个实施方式的飞机拦阻系统综合试验平台动态模拟器仰 视图；
[0020] 图5是根据本发明的一个实施方式的飞机拦阻系统综合试验平台拦阻系统结构 示意图；
[0021] 图6是根据本发明的一个实施方式的飞机拦阻系统综合试验平台拦阻系统轴测 图；
[0022] 图7是根据本发明的一个实施方式的飞机拦阻系统综合试验平台推力系统轴测 图；
[0023] 图8是根据本发明的一个实施方式的飞机拦阻系统综合试验平台推力系统结构 示意图；
[0024] 图9是根据本发明的一个实施方式的飞机拦阻系统综合试验平台试验进场推力 装置轴测图；
[0025] 图10是根据本发明的一个实施方式的飞机拦阻系统综合试验平台试验进场推力 装置连接头结构示意图；
[0026] 图11是根据本发明的一个实施方式的飞机拦阻系统综合试验平台拖动杆系统结 构示意图1 ;
[0027] 图12是根据本发明的一个实施方式的飞机拦阻系统综合试验平台拖动杆系统结 构示意图2 ;
[0028] 图13是根据本发明的一个实施方式的飞机拦阻系统综合试验平台拖动杆系统轴 测图；
[0029] 图14是根据本发明的一个实施方式的飞机拦阻系统综合试验平台手柄结构示意 图；
[0030] 图15是根据本发明的一个实施方式的飞机拦阻系统综合试验平台手柄轴测图；
[0031] 图16是根据本发明的一个实施方式的飞机拦阻系统综合试验平台导向装置结构 示意图；
[0032] 图17是根据本发明的一个实施方式的飞机拦阻系统综合试验平台导向装置轴测 图；
[0033] 图18是根据本发明的一个实施方式的飞机拦阻系统综合试验平台的液压原理 图；
[0034] 图中：1、安装平台；2、导轨；3、拦阻器；4、飞机轮；5、动态模拟器；6、导向机构；7、 车体就位液压缸；8、制动头；9、推力机构；10、电机；11、卷筒；12、拦阻索；13、刹车调整器； 14、护罩；15、组合滑轮组；16、手动轮；17、拖动头；18、连接块；19、加力导向轮；20、连接 耳轴；21、液压缸支撑架1 ;22、液压缸；23、活塞杆连接头；24、液压缸支撑架2 ;25、推动液 压缸；26、液压缸支撑架3 ;27、外罩；28、端盖、29、卡环；30、推力调心滚子轴承；31、轴套； 32、间距套；33、弹簧；34、伸出杆；35、拖动杆；36、拖动杆支架；37、压板；38、手柄轴；39、手 柄；40、拔销；41、调整手轮；42、加强筋板；43、导向轮；2001、加力推力油缸；2002、压力传 感器1 ;2003、压力传感器2 ;2004、节流阀；2005、蓄能器；2006、截止阀；2007、压力继电器； 2008、两位三通阀1 ;2009、插装阀1 ;2010、插装阀2 ;2011、两位三通阀2 ;2012、两位三通阀 3 ;2013、插装阀3 ;2014、单向节流阀1 ;2015、单向节流阀2 ;2016、插装阀4 ;2017、两位三通 阀4 ;2018、三位四通阀1 ;2019、冷却器；2020、减压阀1 ;2021、进场推力油缸；2022、单向节 流阀3 ;2023、单向节流阀4 ;2024、三位四通阀2 ;2025、压力表1 ;2026、冷却器；2027、减压 阀2 ;2028、压力表2 ;2029、溢流阀；2030、压力表；2031、冷却器；2032、液压制动器；2033、 减压阀；2034、三位四通阀3 ;2035、减压阀3 ;2036、冷却器；2037、安全阀1 ;2038、压力表4 ; 2039、高压油滤1 ;2040、油泵机组1 ;2041、真空表1 ;2042、压力表3 ;2043、安全阀2 ;2044、 冷却器；2045、高压油滤2 ;2046、油泵机组2 ;2047、真空表2 ;2048、滤油器1 ;2049、滤油器 2 ;2050、液位计；2051、加热器；2052、温度计；2053、油箱。
【具体实施方式】
[0035] 下面结合附图详细说明根据本发明的实施方式。
[0036] 如附图所示，飞机拦阻系统综合试验平台，包括：动态模拟器5,真实模拟各种机 型的着陆状态，即真实模拟各机型的重量、着陆速度等飞机相关性能参数；试验进场推力机 构7,推动或\和拉动动态模拟器5就位，即使得动态模拟器5准确到达试验初始位置，并 且试验前反复推动或\和拉动动态模拟器5,调整动态模拟器导向机构6,防止动态模拟器 5在高加速度运行过程中因偏心而造成巨大摩擦力；加力推力装置9,实现对动态模拟器5 的快速加速，使得动态模拟器5满足飞机着陆的速度要求，并且速度可控可调；拦阻系统3， 在有限的距离上实现对飞机的减速，并且设计有触发式刹车装置，根据不同机型及不同飞 行状况，设置飞机减加速度，真实模拟飞机的减速过程。
[0037] 所述动态模拟器，包括：车体、飞机轮4、配重块、拖动杆35、制动头部8、导向装置 6等部分；车体采用分体拼装式结构，中间通过联接件将两部分车体相连；车体前部缓冲制 动部位设计成可拆装箱形结构，有利于车体的缓冲制动和更换；车体结构框架采用箱形梁 焊接结构，保证刚度强度要求；作为优选，配重块采用左右对称放置的方式配重，使得四个 飞机轮4的承载均匀，并且配重块内部灌铅以减小动态模拟器体积，降低动态模拟器5重 心，改变配重块的位置及含铅量，真实模拟各类型飞机的重量及其重量分布；优选地，制动 头8与拦阻系统3的啮合部位采用圆弧形式，并与车主体之间为可拆装式结构，方便安装及 位置调整；所述车体上设计有加速度传感器，实时检测模拟器的加速度变化情况，并合算出 速度及位移变化，制动头8与车体5之间设计有力传感器，实时检测拦阻系统对动态模拟器 的作用情况。
[0038] 作为优选，拖动杆支架底部36设计有限位装置以保证拖动杆（35)30°工作位置， 拖动杆35采用压板37插销安装方式，既保证工作可靠，又可以方便安装拆卸；手柄39通过 手柄轴38与拖动杆35相连，手柄轴38的两端采用轴承安装方式，并且手柄39设计有插销 挡块40装置，工作安全可靠。
[0039] 作为优选，导向装置6的支架固定在车体上，导向轮43安装在导向装置6上，并在 车体两侧的固定于地面预埋钢板上的轨道2上滚动，起导向作用；所述导向轮43在垂直车 体沿其侧向设置有调整机构，采用螺杆调节机构，保证导向轮与导轨接触良好；调节机构的 外侧采用手轮41锁紧防松的结构形式，确保导向轮43在工作时的安装牢固。
[0040] 试验进场推力机构7,包括：液压缸25、液压缸支架26、活塞杆头部推动装置23等 部分；所述液压缸支架26采用箱形梁结构，与地面连接采用螺钉连接，保证结构支撑安全 可靠；所述活塞杆头部推动装置保23证与动态模拟器5接触良好，活塞杆头部推动装置23 主要由装置外罩27、推力调心滚子轴承30、卡环29、弹簧33以及端盖28等组成，所述推力 调心滚子轴承30具有一定的调心功能，从而能够消除由于活塞杆轴线与动态模拟器5轴线 不平行时活塞杆头部23与动态模拟器5的不完全接触；在液压缸25行程两端分别设计有 限位开关，并采用双余度设计，确保系统运行过程中的安全性。
[0041] 加力推力装置9,包括液压缸22、拖动头17、盖板、连接块18、加力导向轮19等；所 述液压缸22与地面采用螺栓连接，并在液压缸22行程两端分别设计有限位开关，并采用双 余度设计，确保系统运行过程中的安全性；作为优选，拖动头17与动态模拟器5采用十字铰 的连接方式，该方式承载能力强，可承受瞬间较大力的冲击，安全可靠。
[0042] 所述推力液压缸22需要完成对模拟器的瞬间快速加速，即推力液压缸22为间歇 式大流量的工况，因此液压系统采取了小排量油泵（2040、2046)加大容量蓄能器2005的设 计方案，即降低成本、减小液压站工作噪音，又保证试验时瞬间释放出的大流量液压油满足 试验的速度要求；作为优选，液压系统采用两台小流量油泵（2040、2046)组合使用的方式， 一方面，当为蓄能器2005供油时，只需要开启一台油泵，当推力液压缸开始动作，两台油泵 均工作，这不仅使得系统获得瞬间大流量，而且在蓄能器压力流量降低时，对其进行补充， 保证系统工作压力恒定；另一方面，当进场液压缸25动作时，启动两台油泵，实现模拟器的 快速就位。系统的工作压力通过比例调压阀来设定，系统设计有压力传感器，实时检测系统 压力。
[0043] 作为优选，加力推力装置9前端设计有四个侧向导向滚轮19各配备一对圆锥滚子 轴承，以抵消拖动头17侧向偏移安装时在工作中所产生的侧向转矩；拖动头17与加力推力 装置9采用梯形槽螺钉连接方式，使得拖动头17左右调节方便、工作安全可靠。
[0044] 拦阻系统主要由电机10、卷筒11、拦阻索12、刹车调整器13、护罩14、组合滑轮组 15及手动轮16等组成，所述拦阻索12缠绕在卷筒上，并且两端通过组合滑轮组15形成所 需拦阻状态，即通过组合滑轮组15,拦阻索12的宽度及相对地面等关键参数可控可调，卷 筒11 一端与电机10相连，另一端与手动轮16相连，当飞机拦阻完成后，电机10控制卷筒 11自动收回拦阻索12,若一旦出现突然断电等突发事件，利用手动轮16将拦阻索12迅速 收回，为下一架飞机的着陆做好准备，保证系统使用过程中的安全可靠；作为优选，刹车调 整器13采用液压式制动器2032,通过控制液压系统压力控制刹车片之间的力学参数，实现 对拦阻索12张紧力的大小，从而实现对飞机减速快慢的调节，根据不同机型不同的工况要 求，只需设置系统压力就可满足使用要求，符合柔性设计的思想。
[0045] 飞机拦阻系统综合试验平台的一个示例性实施方式的工作方式如下，也可以其他 方式工作。
[0046] 转动手柄39,通过手柄轴38使得拖动杆35处在水平位置（如附图12的虚线位 置），用拔销40将手柄锁住，进场液压缸25推动动态模拟器5进入轨道，此时动态模拟器5 与加力推力装置9发生任何关系，进场液压缸25推动动态模拟器5前后运动，通过调整手 轮41调整导向轮43,使得导向轮43与导轨2接触良好，并且使得各导向轮43受力均匀，经 过反复调整满足试验要求后，将动态模拟器5移至远离进场液压缸25的一侧。拔开拔销40 通过转动手柄39转动拖动杆35,使其向下旋转至工作位置（如附图12的实线位置），启动 液压系统，进场液压缸25缓慢推动动态模拟器5运动至加力装置处，并使拖动杆35与拖动 头17接触良好，此时使进场液压缸25与动态模拟器5脱离，油泵向蓄能器2005供油。
[0047] 当蓄能器2005供油完成，控制器设置好拦阻系统的刹车力，启动试验，系统控制 两位三通阀1 (2008)动作，使得插装阀1 (2009)打开，蓄能器2005瞬间向加力液压缸22供 油，液压缸22推动动态模拟器5快速加速，在动态模拟器5与拦阻索12接触的前一个时刻， 加力装置上的拖动头17与拖动杆35脱离，制动头8与拦阻索12接触，刹车装置13与组合 滑轮15组配合，使得动态模拟器5以一定的减加速度减速，测控计算机采集试验过程中的 运动学参数及动力学参数，实时分析整个运动过程，整个减速过程可控可调，完成一次实验 后，进场液压缸25推动动态模拟器归位，电机10通过卷筒11转动，快速收回拦阻索12,调 整相应配置，反复进行上述实验，获得适应于相应机型相应工况的最佳减速过程。
[0048] 根据本发明的飞机拦阻系统综合试验平台，其能够真实模拟飞机拦阻过程，并适 用于不同的机型及不同的拦阻系统试验，而且能够提取试验过程的力学参数及运动学参 数，采用闭环控制系统，参数可观可测可控可调，具有开放性、柔性设计、精度高等诸多优 点。
[0049] 以上所述，仅为本发明的【具体实施方式】，但本发明的保护范围并不局限于此，任何 熟悉本【技术领域】的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵 盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
【权利要求】
1. 一种飞机拦阻系统综合试验平台，其特征在于，包括： 动态模拟器，真实模拟各种机型的着陆状态，即真实模拟各机型的重量、着陆速度等飞 机相关性能参数； 试验进场推力机构，推动或\和拉动动态模拟器就位，即使得动态模拟器准确到达试 验初始位置，并且试验前反复推动或\和拉动动态模拟器，调整动态模拟器导向机构，防止 动态模拟器在高加速度运行过程中因偏心而造成巨大摩擦力； 加力推力装置，实现对动态模拟器的快速加速，使得动态模拟器满足飞机着陆的速度 要求，并且速度可控可调； 拦阻系统，在有限的距离上实现对飞机的减速，并且设计有触发式刹车装置，根据不同 机型及不同飞行状况，设置飞机减加速度，真实模拟飞机的减速过程。
2. 根据权利要求1所述的飞机拦阻系统综合试验平台，其特征在于，动态模拟器，包 括：车体、飞机轮、配重块、拖动杆、制动头部、导向装置等部分；车体采用分体拼装式结构， 车体前部缓冲制动部位设计成可拆装箱形结构，有利于车体的缓冲制动和更换；配重块采 用左右对称放置的方式配重，使得四个飞机轮的承载均匀，并且配重块内部灌铅以减小动 态模拟器体积，降低动态模拟器重心，改变配重块的位置及含铅量，真实模拟各类型飞机的 重量及其重量分布；制动头与拦阻系统的啮合部位采用圆弧形式，并与车主体之间为可拆 装式结构，方便安装及位置调整；所述车体上设计有加速度传感器，实时检测模拟器的加速 度变化情况，并合算出速度及位移变化，制动头与车体之间设计有力传感器，实时检测拦阻 系统对动态模拟器的作用情况。
3. 根据权利要求1、2所述的飞机拦阻系统综合试验平台，其特征在于，拖动杆支架底 部设计有限位装置以保证拖动杆30°工作位置，拖动杆采用压板插销安装方式，既保证工 作可靠，又可以方便安装拆卸；手柄通过手柄轴与拖动杆相连，手柄轴的两端采用轴承安装 方式，并且手柄设计有插销挡块装置，工作安全可靠。
4. 根据权利要求1所述的飞机拦阻系统综合试验平台，其特征在于，推力调心滚子轴 承具有一定的调心功能，从而能够消除由于活塞杆轴线与动态模拟器轴线不平行时活塞杆 头部与动态模拟器的不完全接触；在液压缸行程两端分别设计有限位开关，并采用双余度 设计，确保系统运行过程中的安全性。
5. 根据权利要求1所述的飞机拦阻系统综合试验平台，其特征在于，拖动头与动态模 拟器采用十字铰的连接方式，该方式承载能力强，可承受瞬间较大力的冲击，安全可靠。
6. 根据权利要求1所述的飞机拦阻系统综合试验平台，其特征在于，加力推力装置前 端设计有四个侧向导向滚轮各配备一对圆锥滚子轴承，以抵消拖动头侧向偏移安装时在工 作中所产生的侧向转矩；拖动头与小车采用梯形槽螺钉连接方式，使得拖动头左右调节方 便、工作安全可靠。
7. 根据权利要求1所述的飞机拦阻系统综合试验平台，其特征在于优化刹车调整器与 组合滑轮组配置，实现刹车力无极控制，即根据不同机型不同工况要求，动态模拟器减加速 度可控可调。
【文档编号】G01M99/00GK104122112SQ201410410066
【公开日】2014年10月29日 申请日期:2014年8月19日 优先权日:2014年8月19日
【发明者】刘永光, 杨晓伟, 程楠楠, 高晓辉, 刘文磊, 孙健, 王一轩 申请人:北京航空航天大学