飞机姿态调整装置及落震试验系统的制作方法

本发明飞机技术领域，具体涉及一种飞机姿态调整装置及落震试验系统。

背景技术：

舰载飞机全机落震试验是在试验室模拟舰载机着舰时机体所承受的动态载荷和响应的方法。为了在实验室全面考核舰载机着舰时各种着舰姿态情况，在进行全机落震试验时需要对飞机着舰姿态进行调整。着舰姿态主要涉及两个方向的角度即沿飞机机身方向的俯仰角度，和沿飞机翼展方向的滚转角度。试验时需要按照试验任务的要求，分别对俯仰和滚转角度进行调整，在满足任务需求后才能进行后续试验准备。着舰姿态的精确调整一方面直接决定试验是否成功，另一方面直接影响试验效率。

国内目前舰载机研制尚处于起步阶段，对舰载机在实验室进行全机落震试验考核尚在探索阶段，本专利提出的基于起吊点位置调整而改变飞机着陆姿态的方案尚未见类似调整装置应用。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述问题。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种飞机姿态调整装置及落震试验系统来克服或至少减轻现有技术中的至少一个上述问题。

为实现上述目的，本发明提供了一种飞机姿态调整装置，包括：承载框架，与所述飞机固定连接；第一调节部件，沿第一方向可移动地设置于所述承载框架上；第二调节部件，沿第二方向可移动地设置于所述承载框架上，并与所述第一调节部件连接；电磁锁舌，沿第二方向可移动地设置于所述第二调节部件上，其中，所述第一方向与所述第二方向垂直。

优选的，所述承载框架为矩形结构。

优选的，所述第一调节部件设置于所述承载框架的某条边上，所述第二调节部件的一端与所述承载框架的一条边连接，另一端与所述承载框架的另一条边连接。

优选的，所述第一调节部件包括第一调节轴和第一电动推杆，所述第一调节轴和所述第一电动推杆均设置于所述承载框架的某条边上，且所述第一调节轴与所述电动推杆的输出端连接。

优选的，所述第一调节轴的数量为两个，并且分别设置于所述承载框架相对的两边上；所述第一电动推杆的数量为两个，并且分别设置于所述承载框架相对的两边上。

优选的，所述第二调节部件包括第二调节轴和第二电动推杆，所述第二调节轴的一端与所述承载框架的一条边连接，另一端与所述承载框架的另一条边连接，所述第二电动推杆设置于所述第二调节轴上，所述第二调节轴与所述第一调节轴连接，以使得所述第一调节轴的移动能够带动所述第二调节轴相应地移动。

优选的，所述电磁锁舌可移动地设置于所述第二调节轴上，并且所述第二电动推杆的输出端与所述电磁锁舌连接。

在另一方面，本发明还提供了一种飞机落震试验系统，所述飞机落震试验系统包括上述的飞机姿态调整装置。

优选的，还包括测力平台，所述测力平台设置于所述飞机姿态调整装置的下方。

本领域技术人员能够理解的是，在本发明的优选技术方案中，通过第一调节部件和第二调节部件的配合使用，能够改变飞机起吊点的位置，由起吊点与飞机重心相对重心的位置变化能够等效地改变飞机的俯仰角和滚转角以达到飞机姿态的调整。

附图说明

图1是本发明实施例提供的调整装置的结构示意图；

图2是本发明实施例提供的调整装置的侧视图。

附图标记：

1、承载框架；2、机身连接点；3、第一调节轴；4、第一电动推杆；5、第二调节轴；6、电磁锁舌；7、第二电动推杆。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

为了更好的理解本发明，下面将结合附图，详细描述根据本发明实施例提供的飞机姿态调整装置及落震试验系统，应注意，这些实施例并不是用来限制本发明公开的范围。

参见图1，飞机姿态调整装置包括承载框架1、第一调节部件、第二调节部件和电磁锁舌6。

承载框架1用于与飞机固定连接，可选的，承载框架1与飞机之间刚性连接。

第一调节部件沿第一方向可移动地设置于承载框架1上，第二调节部件沿第二方向可移动地设置于承载框架1上，电磁锁舌6沿第二方向可移动地设置于第二调节部件上，电磁锁舌6用于吊装飞机，其与飞机的连接点为起吊点。

其中，第一方向与第二方向垂直。可选的，第一方向为飞机的航向方向，第二方向为垂直于飞机航向方向的方向。

本实施例中，通过在承载框架1上改变第一调节部件的位置，来使飞机的起吊点位置与飞机的实际重心位置之间的相对关系发生改变，从而能够等效为飞机的俯仰角发生了改变；通过在第二调节部件上改变电磁锁舌6的位置，来使飞机的起吊点位置与飞机的实际重心位置之间的相对关系发生改变，从而能够等效为飞机的滚转角发生了改变。

需要说明的是，本领域技术人员可以根据实际需要来单独改变飞机的俯仰角或者滚转角，也可以即改变飞机的俯仰角也改变飞机的滚转角，在此不作限定。

根据本发明的一个实施例，承载框架1位矩形结构，在承载框架1的四角处分别设置有机身连接点2，通过机身连接点2与飞机机身进行连接，可选的，机身连接点2处于飞机机身进行刚性连接。

进一步地，第一调节部件设置在承载框架1的某条边上，第二调节部件的一端与承载框架1的一条边连接，另一端与承载框架1的另一条边连接，并且第一调节部件和第二调节部件相互垂直设置，也就是说，第一调节部件能够改变飞机的俯仰角，第二调节部件能够改变飞机的滚转角；或者，第一调节部件能够改变飞机的滚转角，第二调节部件能够改变飞机的俯仰角。

进一步地，第一调节部件包括第一调节轴3和第二电动推杆4，第一调节轴3和第一电动推杆4均设置在承载框架1的某条边上，并且第一调节轴3与第一电动推杆4的输出端连接，通过第一电动推杆4的输出端能够控制第一调节轴3在承载框架1上的位置。

第一调节轴3可以是通过滑轨滑槽的结构安装于承载框架1的一条边上，也可以通过滚珠或者滚柱的形式安装于承载框架1的一条边上，本领域技术人员可以根据实际需要来灵活地设置第一调节轴3的安装方式，只要能够保证第一调节轴3能够在承载框架1的某条边上移动即可。

进一步地，第二调节部件包括第二调节轴5和第二电动推杆7，第二调节轴5的一端与承载框架1的一条边连接，另一端与承载框架1的另一条边连接，第二电动推杆设置于第二调节轴5上，第二调节轴5的一端与第一调节轴3连接，以使得第一调节轴3的移动能够带动第二调节轴5的移动，电磁锁舌6设置于第二调节轴5上，第二电动推杆7的输出端与电磁锁舌6连接，通过第二电动推杆7能够控制电磁锁舌6沿第二调节轴5的轴向方向运动。

第二调节轴5可以是通过滑槽滑轨的结构安装于承载框架1上，也可以通过滚珠或者滚柱的形式安装于承载框架1上；电磁锁舌6可以通过滑槽滑轨的结构安装于第二调节轴5上，也可以通过滚珠或者滚柱的形式安装于第二调节轴5上，本领域技术人员可以根据实际需要来灵活地设置第二调节轴5以及电磁锁舌6的安装方式，只要保证第二调节轴5能够在承载框架1上移动并且电磁锁舌6能够在第二调节轴5上移动即可。

下面以第一调节轴3的轴向方向为飞机的航向方向，以第二调节轴5的轴向方向为飞机的机翼方向为例来对本发明的技术方案进行详细的说明。

飞机通过电磁锁舌6处吊装，电磁锁舌6与飞机连接处为起吊点，通过第一电动推杆4来调整第一调节轴3在承载框架1上的相对位置，从而能够改变第二调节轴5沿飞机航向的位置，进而使得电磁锁舌6在飞机航向方向上的位置发生改变，即起吊点位置在飞机航向方向上偏离了飞机重心，使得飞机产生了俯仰角。

第二电动推杆7调整电磁锁舌6的位置，从而能够改变起吊点在飞机机翼方向上的位置发生改变，即起吊点在垂直于飞机航向方向上偏离了飞机重心，使得飞机产生了滚转角。

根据本发明一个可选的实施例，承载框架1位矩形结构，第一调节轴3的数量为两个，第一电动推杆4的数量也为两个，每个第一调节轴3连接一个第一电动推杆4形成两个第一调节部件，两个第一调节部件分别设置于承载框架1相对的两边上，第二调节轴5与第一调节轴3相互垂直设置并且第二调节轴5的两端分别设置在承载框架1相对的两边上，同时，第二调节轴5的一端与第一调节轴3连接，另一端与另一个第一调节轴3连接。

本实施例中，同时调节两个第一电动推杆4，也能够实现飞机俯仰角或者滚转角的改变。

在另一方面，本发明还提供一种飞机落震试验系统，该试验系统包括上述的飞机姿态调整装置和测力平台，测力平台设置于飞机姿态调整装置的下方，通过飞机姿态调整装置来改变飞机的俯仰角和/或滚转角，在调整完成后，使飞机下坠到测力平台上，来模拟飞机着舰时的各种着舰姿态的情况。

最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。