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公开(公告)号：CN117141743B
公开(公告)日：2024-01-16
申请号：CN202311412375.4
申请日：2023-10-30
Applicant: 中国飞机强度研究所
Abstract: 本发明公开了一种飞机全机落震试验用承载释放装置，属于飞机试验技术领域，包括底座，所述底座的前端设有快速释放机构，底座的后端并排设有两个前高度调节座和两个后高度调节座，两个所述前高度调节座的上方分别固定连接有一个前铰接座，两个所述前铰接座上共同铰接有一个H型支臂，两个所述后高度调节座的上方分别固定连接有一个后铰接座，两个所述后铰接座上共同铰接有一个H型压溃杆，所述H型压溃杆的上方两侧分别铰接有一个垂向支臂，两个所述垂向支臂的前端分别与所述H型支臂顶部两侧铰接，本发明可以在试验室环境模拟自由飞行钩住工况下的前起落架与主起落架下沉速度之间的关系。
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公开(公告)号：CN116923725B
公开(公告)日：2023-12-12
申请号：CN202311200804.1
申请日：2023-09-18
Applicant: 中国飞机强度研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明提供了一种用于模拟舰载机全机落震试验时机翼升力试验方法，属于飞机全机落震试验技术领域。该方法在舰载机全机落震试验过程中，根据机翼的空间尺寸和升力分配关系，在不同翼肋位置布置多个加载点，通过多个加载点连接升力分配装置，通过升力分配装置为机翼提供升力。本发明解决了现有舰载机全机落震试验在提供机翼升力时采用的集中载荷模拟方法无法考核部分机翼段和机翼卡板质量过大的实际情况，导致试验室环境模拟方法与真实服役环境一致性低的问题，具有减少单点加载时因飞机落震过程中姿态变化产生的仿升载荷俯仰力矩，使得飞机的落震过程中姿态变化更真实的优点。
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公开(公告)号：CN117163319A
公开(公告)日：2023-12-05
申请号：CN202311453158.X
申请日：2023-11-03
Applicant: 中国飞机强度研究所
Abstract: 本发明公开了飞机地面试验用航空轮胎动力学特性测试方法及装备，所述方法包括：S1、预试验，获得F~s曲线，S2、矫正试验载荷力，S3、结果计算，得到航空轮胎的刚度、阻尼系数，本发明通过航空轮胎侧滑的判定，可以矫正试验载荷力，避免影响刚度与阻尼的测试结果；通过加载位移±10%，可以表征航空轮胎的弹性变形特征，使拟合获得的载荷/位移曲线近似为直线，提高计算结果精度；且按照航空轮胎未发生侧滑的最大位移80%进行加载，既兼顾了阻尼测算的需要，也能获得拟合较好的线性段进行刚度计算，能够有利于对航空轮胎力学特性进行科学且合理地计算。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117622511B
公开(公告)日：2024-06-21
申请号：CN202311674850.5
申请日：2023-12-08
Applicant: 中国飞机强度研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明公开了一种舰载机前起落架牵制杆释放试验设备及试验方法，所述设备包括安装机构、设置在安装机构上的吊篮、安装在吊篮下方的起落架系统、位于起落架系统下方的放置平台、设置在安装机构前侧的弹射加载系统以及设置在安装机构后侧的牵制加载系统；所述方法包括：S1、预准备，S2、牵制杆释放模拟，S3、前起落架的起飞模拟，S4、飞行试验数据计算；本发明利用第一转动齿轮、齿条的设置能够使得牵制平台在达到最大牵制力的同时即可实现释放，无需人为对钩锁进行释放，提升了试验的效率。
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公开(公告)号：CN117163319B
公开(公告)日：2024-01-16
申请号：CN202311453158.X
申请日：2023-11-03
Applicant: 中国飞机强度研究所
Abstract: 本发明公开了飞机地面试验用航空轮胎动力学特性测试方法及装备，所述方法包括：S1、预试验，获得F s曲线，S2、矫正试验载荷力，S3、结~果计算，得到航空轮胎的刚度、阻尼系数，本发明通过航空轮胎侧滑的判定，可以矫正试验载荷力，避免影响刚度与阻尼的测试结果；通过加载位移±10%，可以表征航空轮胎的弹性变形特征，使拟合获得的载荷/位移曲线近似为直线，提高计算结果精度；且按照航空轮胎未发生侧滑的最大位移80%进行加载，既兼顾了阻尼测算的需要，也能获得拟合较好的线性段进行刚度计算，能够有利于对航空轮胎力学特性进行科学且合理地计算。
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公开(公告)号：CN117087873B
公开(公告)日：2024-01-05
申请号：CN202311360064.8
申请日：2023-10-20
Applicant: 中国飞机强度研究所
Abstract: 本发明公开了一种舰载飞机拦阻钩着舰撞击载荷测量装置与测量方法，属于飞机拦阻钩测量技术领域，包括实验台架，所述实验台架的下方设有实验底座，实验台架的顶部固定连接有提升锁持系统，所述提升锁持系统的下方连接有吊篮，所述吊篮的左右两侧各设有一组导向装置，所述吊篮底部左侧固定连接有起落架，所述吊篮的后侧设有拦阻钩，所述吊篮的内部设有配重室，所述配重室内放置有配重块，所述实验底座的左侧上方固定连接有三向测力平台，实验底座的右侧设有飞轮槽，所述飞轮槽内设有旋转飞轮，本发明通过调节提升高度和飞轮转速，可以测试不同下降速度和不同着舰速度组合下拦阻钩的着舰冲击动力学响应。
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公开(公告)号：CN117141743A
公开(公告)日：2023-12-01
申请号：CN202311412375.4
申请日：2023-10-30
Applicant: 中国飞机强度研究所
Abstract: 本发明公开了一种飞机全机落震试验用承载释放装置，属于飞机试验技术领域，包括底座，所述底座的前端设有快速释放机构，底座的后端并排设有两个前高度调节座和两个后高度调节座，两个所述前高度调节座的上方分别固定连接有一个前铰接座，两个所述前铰接座上共同铰接有一个H型支臂，两个所述后高度调节座的上方分别固定连接有一个后铰接座，两个所述后铰接座上共同铰接有一个H型压溃杆，所述H型压溃杆的上方两侧分别铰接有一个垂向支臂，两个所述垂向支臂的前端分别与所述H型支臂顶部两侧铰接，本发明可以在试验室环境模拟自由飞行钩住工况下的前起落架与主起落架下沉速度之间的关系。
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公开(公告)号：CN117030232A
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202311299459.1
申请日：2023-10-09
Applicant: 中国飞机强度研究所
Abstract: 本发明公开了一种舰载机起落架牵制杆高速释放试验装置及试验方法，属于飞机试验技术领域，试验装置包括试验框架、设置在试验框架内顶部的吊篮、设置在吊篮下底面的试验件、以及设置在试验框架内底部两侧的弹射组件和牵制组件；试验框架内底部设置有测力平台，测力平台内部设置有柱式力传感器；本发明的试验装置能够在试验环境下模拟舰载机前起落架的真实使用工况，并测得前起落架航向和垂向的动态响应，为舰载机前起落架的研制提供了试验依据。
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