一种用于飞机模拟弹射试验装置的制作方法

本发明涉及飞机模拟弹射试验领域，具体是一种用于飞机模拟弹射试验装置。

背景技术：

飞机在真实的飞行前均需要在不同环境条件下进行各种试验，在研究、设计、鉴定、生产和使用各阶段都需要进行飞行试验，借助于大量精确的测量手段以获得实际试验的数据资料，尤其是在飞机模拟弹射试验中，需要在要承受试验产生50kn向上作用的瞬间冲击载荷，为了避免瞬间冲击载荷可能造成的危害，对试验架子需要做出稳固及缓冲的提前防护。

如中国专利公开号cn201410231086.9公开了一种弹射附加载荷模拟试验系统，将流体由注入口注入，由测压装置测得注入的流体压力大小，流体注入导向筒后，因柔性底座受压会产生弹性变形，因而会导致导向筒和滑动筒之间产生垂直方向上的相互运动，固定连接在导向筒和滑动筒上的拉力传感器因而能测得相互运动过程中产生的附加载荷的大小，该系统主要用于静态模拟试验，以此试验数据为基础，可以设计出结构更加优化的发射平台，将附加载荷的大小控制在一定范围内，最大程度降低弹射时对发射平台的载荷，有效改善发射平台的弹射稳定性和安全性，但是该专利利用流体作为压力试验，容易发生泄露，影响试验的安全性。

技术实现要素：

为了解决上述问题，本发明提出一种用于飞机模拟弹射试验装置。

一种用于飞机模拟弹射试验装置,包括用于控制的控制柜、与控制柜配合的试验架、设置在试验架下端的平台车，所述的试验架上设置有用于钩挂飞机的钩挂装置，所述的试验架上还设置有用于实现飞机模拟弹射试验的模拟装置，所述的控制柜内置有用于实现液压及气动的液压系统及气动系统。

所述的试验架包括两组上框横梁、在两组上框横梁的两端均有设置的数组立柱、设置在数组立柱之间且与上框横梁平行分布的拉杆、设置在两组上框横梁之间的两组上框纵梁，所述的数组立柱的底端均设置有用于使得试验架固定在地面防止试验反射力过大造成试验架失效的固定装置。

所述的飞机模设置在拉杆上且与钩挂装置连接。

所述的固定装置包括设置在立柱上的加强筋、设置在立柱低端且与加强筋配合的底板、设置在底板上的数组地脚螺栓，所述的数组地脚螺栓均与地面水泥浇筑配合。

所述的两组上框纵梁之间设置有横梁，所述的横梁内设置有两组套管。

所述的钩挂装置包括两组扳杆、与两组扳杆分别配合的背紧螺母、设置在背紧螺母内的套筒、设置在套筒内的减震机构、设置在减震机构内的连接轴、与连接轴配合的衬套、与衬套连接的连接耳、设置在连接耳上的锁紧机构。

所述的减震机构包括在套筒上下端均有设置的挡圈、在挡圈下端均有设置的压板、设置在压板之间且呈交替状分布的减震胶垫与减震垫隔片。

所述的锁紧机构包括设置在连接耳上的连接销、设置在连接销一端上的保险别针、设置在保险别针端部上的钢索、设置在钢索上的铅封。

所述的模拟装置包括设置在试验架上的作动筒、与作动筒连接的弹簧、与弹簧配合的用于放置飞机的卡槽，所述的作动筒与控制柜配合实现供气或油压。

所述的气为氮气。

本发明的有益效果是：将地脚螺栓与地面水泥浇筑实现试验时试验架的稳定性，同时配合减震机构提高稳定性，保障试验过程中的绝对安全；为了限制作动筒的收缩速度，配有节流阀，可保证作动筒在整个收缩过程中平稳、安全、可靠。

附图说明

下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。

图1为本发明的主视结构示意图；

图2为本发明的控制柜结构示意图；

图3为本发明的控制柜面板结构示意图；

图4为本发明的试验架结构示意图；

图5为本发明的试验架俯视结构示意图；

图6为本发明的图4的a-a结构示意图；

图7为本发明的钩挂装置结构示意图；

图8为本发明的作动筒结构示意图；

图9为本发明的作动筒俯视结构示意图；

图10为本发明的图9的i局部放大结构示意图；

图11为本发明的液压系统原理结构示意图；

图12为本发明的气动系统原理结构示意图；

图13为本发明的控制柜侧视结构示意图；

图14为本发明的控制柜局部结构示意图。

具体实施方式

为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面对本发明进一步阐述。

如图1至图14所示，一种用于飞机模拟弹射试验装置,包括用于控制的控制柜1、与控制柜1配合的试验架4、设置在试验架4下端的平台车5，所述的试验架4上设置有用于钩挂飞机的钩挂装置，所述的试验架4上还设置有用于实现飞机模拟弹射试验的模拟装置，所述的控制柜1内置有用于实现液压及气动的液压系统3及气动系统2。

所述的钩挂装置设置在试验架4上，用于钩挂飞机；所述的模拟装置设置在试验架4上，用于实现飞机模拟弹射试验。

所述的平台车5为液压式自动升降推车。

所述的控制柜1包括设置在控制柜1侧端面上的数个进口51、设置在控制柜1上端面上的控制面板50、设置在控制柜1底端的控制底座52。

所述的控制柜1为plc。

所述液压系统包括手摇泵40、换向阀41、单向阀42、油箱43。

所述的进口51包括进气口、进油口、回油口、充气接口。

所述的液压系统3与模拟装置配合，所述油液通过手摇泵40，经过单向阀42、通过换向阀41向作动筒37提供动力源,摇动手摇泵40，从油箱43中吸取工作液，在压力的作用下经单向阀42进入换向阀41，通过换向阀41操作，使作动筒37活塞伸缩，将换向阀42操作手柄置于“顶伸”时，摇动手摇泵40，作动筒37顶伸推动压缩外界弹簧38；换向阀41操作手柄置于“收缩”时，摇动手摇泵40，作动筒37收缩，由于外界弹簧38的推力作用；为了限制作动筒37的收缩速度，配有节流阀；保证作动筒37在整个收缩过程中平稳、安全、可靠。

所述的换向阀41是德国进口的型号为vh1-g2，所述的单向阀42的型号为yxf-11，所述的手摇泵40的型号为sb-6a。

所述气动系统2由一个氮气瓶49、2个截止阀44、可调减压阀45、气压表46、软管47、试验架专用充气接嘴48组成。

所述的氮气瓶为15mpa，所述的两个截止阀44的型号分别为qsf-6a和qsf-8，所述的可调减压阀45的型号为or4la-bdw-00-00。

所述气压原理是将氮气瓶49的气体通过截止阀44经减压阀45减压后，打开第2个截止阀44，通过试验架专用充气接嘴48给试验架4充气，当试验架4内腔气压达到所需压力后，应先关掉两截止阀44，拧下试验架专用充气接嘴48即可，减压阀45压力通过气压表46显示已调定至所需的试验架试验压力后方可接试验架专用充气接嘴48对试验架4进行充气。

所述的试验架4包括两组上框横梁14、在两组上框横梁14的两端均有设置的数组立柱16、设置在数组立柱16之间且与上框横梁14平行分布的拉杆17、设置在两组上框横梁14之间的两组上框纵梁7，所述的数组立柱16的底端均设置有用于使得试验架4固定在地面防止试验反射力过大造成试验架4失效的固定装置。

所述的飞机模设置在拉杆17上且与钩挂装置连接。

将地脚螺栓10与地面水泥浇筑实现试验时试验架4的稳定性，同时配合减震机构提高稳定性，保障试验过程中的绝对安全。

所述的固定装置包括设置在立柱16上的加强筋8、设置在立柱16低端且与加强筋8配合的底板9、设置在底板9上的数组地脚螺栓10，所述的数组地脚螺栓10均与地面水泥浇筑配合。

首先将数组地脚螺栓10均与地面水泥浇筑防止弹射力度使得试验架4平稳放置，然后将飞机放置在平台车5上并上升至适当位置通过挂在连接耳28上，接着插入连接销33并用保险别针34别好。

为了限制作动筒37的收缩速度，配有节流阀，可保证作动筒37在整个收缩过程中平稳、安全、可靠。

所述的数组地脚螺栓10上均通过i型六角螺母a11、标准型弹簧垫圈a12及平垫圈a13与底板9配合。

所述的两组上框纵梁7之间设置有横梁18，所述的横梁18内设置有两组套管6。

所述的钩挂装置包括两组扳杆21、与两组扳杆21分别配合的背紧螺母20、设置在背紧螺母20内的套筒25、设置在套筒25内的减震机构、设置在减震机构内的连接轴26、与连接轴26配合的衬套27、与衬套27连接的连接耳28、设置在连接耳28上的锁紧机构。

所述的衬套27与连接耳28之间通过i型六角螺母b29、标准型弹簧垫圈b30、六角头螺栓32及平垫圈b31配合。

所述的减震机构包括在套筒25上下端均有设置的挡圈19、在挡圈19下端均有设置的压板22、设置在压板22之间且呈交替状分布的减震胶垫23与减震垫隔片24。

驱动控制柜1对作动筒37进行供氮气使得作动筒37推动弹簧38，观察飞机掉落的气压并用控制柜1及时记录。

所述的锁紧机构包括设置在连接耳28上的连接销33、设置在连接销33一端上的保险别针34、设置在保险别针34端部上的钢索35、设置在钢索35上的铅封36。

所述的模拟装置包括设置在试验架4上的作动筒37、与作动筒37连接的弹簧38、与弹簧38配合的用于放置飞机的卡槽39，所述的作动筒37与控制柜1配合实现供气或油压。

所述的作动筒37上设置有用于进出调节内部压力的气管或油管。

所述的气为氮气。

本发明的使用方法：首先将数组地脚螺栓10均与地面水泥浇筑防止弹射力度使得试验架4平稳放置，然后将飞机放置在平台车5上并上升至适当位置通过挂在连接耳28上，接着插入连接销33并用保险别针34别好；接着驱动控制柜1对作动筒37进行供氮气使得作动筒37推动弹簧38，观察飞机掉落的气压并用控制柜1及时记录。

以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征和本发明的优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。