本实用新型属于飞行器测试领域，具体涉及一种用于带摇臂式起落架的飞机的牵引滑跑装置。
背景技术：
为验证飞行器起飞、着陆的性能以及前轮转弯系统、刹车系统、导航系统、飞控系统等的功能和性能，飞行器需进行地面的高速滑跑试验。常规飞行器可通过自身的推进系统作为高速滑跑动力。对于无动力的空天飞行器，必须采用牵引系统将飞行器直线牵引加速到预定试验速度，并在高速牵引状态进行释放分离，分离后飞行器惯性自主滑跑并进行相关性能功能试验。
常规飞行器前起落架通常采用支柱式的设计，牵引装置一般连接在支柱式的扭力臂上，通过牵引扭力臂来拉动飞行器滑跑。而对于采用摇臂式起落架的飞行器而言，没有扭力臂可供牵引。
技术实现要素：
本实用新型所要解决的技术问题是：为带摇臂式起落架的飞行器，在地面高速滑跑试验时提供用于牵引系统的连接释放装置。此装置能抑制飞行器在高速牵引滑跑过程中左右以及上下方向的发散性摆动，并能实现高速牵引状态的安全可靠释放分离。
本实用新型的技术方案是：一种用于带摇臂式起落架的飞机的牵引滑跑装置，用于飞行器地面高速滑跑试验，该装置包括牵引杆，牵引杆前端与牵引车连接，后端与脱钩装置，该脱钩装置与机体连接架连接，机体连接架通过摇臂转轴凸耳与摇臂式起落架的摇臂转轴连接，通过缓冲器转轴凸耳与摇臂式起落架的缓冲器转轴连接。
在所述牵引杆上还安装有动力源、作动筒和高度可调的轮子，作动筒与轮子支架连接。
当牵引速度达到预设值时，脱钩装置断开。
所述机体连接架前端为钝角结构，脱钩装置尾端为钝角结构，两者在同一平面上相互约束转动角度。
所述的机体连接架为组装结构。
本实用新型的有益效果是：此牵引滑跑装置充分利用已有成熟技术，针对采用摇臂式起落架的飞行器牵引滑跑的特点，改传统的前支柱牵引方式为机体牵引方式，充分利用摇臂式起落架已有摇臂转轴和缓冲器转轴的四个转轴孔，不改变机体内部任何结构设计，可提供在高速牵引中对飞行器的左右偏航约束，抑制飞行器左右摆动和俯仰方向的摆动。
附图说明
图1是本实用新型牵引滑跑装置的结构示意图；
图2是图1的局部放大图；
图3是图2的俯视图；
图4是图3的局部放大图。
图中，1－牵引杆，2－气源或液压源，3－作动筒，4－脱钩装置，5－固定销钉，6－机体连接架，7－摇臂转轴凸耳，8－缓冲器转轴凸耳
具体实施方式
下面对本实用新型做进一步详细说明。
牵引杆1前端为环形结构挂钩，表面圆润光滑，其尺寸与牵引车牵引钩配合设计。牵引杆1上安装动力源2(可以为气瓶或液压瓶)和作动筒3，通过作动筒3可调节牵引杆1后端的高低，在牵引时避免牵引杆1的轮子接地。脱钩装置4一端与牵引杆1连接，另一端与机体连接架6连接，在飞行器牵引滑跑时，脱钩装置4保持锁定状态，当飞行器到达预定速度后，脱钩装置4断开，牵引杆1随牵引车远离飞行器，而机体连接架6固定于飞行器上继续向前滑行。机体连接架6前端为钝角结构，顶角为164°，作用是保持牵引杆1一定的转向功能，同时也抑制滑跑时飞行器左右方向的发散。机体连接架6上摇臂转轴凸耳7和缓冲器转轴凸耳8分别与起落架的摇臂转轴和缓冲器转轴配合，将牵引杆1的牵引力传递到飞行器上，从而实现飞行器的牵引。针对摇臂式起落架设计的飞行器而言，机体连接的牵引方式能抑制飞行器滑跑过程中俯仰方向的摆动。