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1、(10)申请公布号 CN 103029849 A (43)申请公布日 2013.04.10 C N 1 0 3 0 2 9 8 4 9 A *CN103029849A* (21)申请号 201210533980.2 (22)申请日 2012.12.12 B64F 5/00(2006.01) (71)申请人江西洪都航空工业集团有限责任公 司 地址 330000 江西省南昌市新溪桥5001信 箱460分箱 (72)发明人邹群飞 陈水根 朱亲强 任锋亮 李友和 梅李霞 杜娟 李善勋 (74)专利代理机构南昌新天下专利商标代理有 限公司 36115 代理人施秀瑾 (54) 发明名称 飞机翻倒试验装置以。
2、及飞机翻倒试验方法 (57) 摘要 本发明公开了一种飞机翻倒试验装置，包括 试验平台以及用于支撑试验平台的支架，试验平 台上表面前端设有机加铰支接头，翻倒后的飞机 机头与机加铰支接头铰接，试验平台两侧设有立 柱，立柱上设有与飞机机身接触的滑轮，还设有惯 性载荷加载机构和摩擦力加载机构。还公开一种 飞机翻倒试验方法：设置一个试验平台，在试验 平台上安装机加铰支接头，用于与飞机机头铰接； 将飞机翻倒后放置在试验平台上，并将飞机机头 与机加铰支接头铰接；在试验平台上的飞机机身 两侧设置立柱，并在立柱上安装滑轮，滑轮安装好 与飞机机身接触；设置惯性载荷加载机构和摩擦 力加载机构。本发明真实的模拟飞机翻。
3、倒姿态，并 保证了飞机翻倒后与地面接触点挤压受载的准确 性。 (51)Int.Cl. 权利要求书1页 说明书3页 附图1页 (19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 权利要求书 1 页 说明书 3 页 附图 1 页 1/1页 2 1.一种飞机翻倒试验装置，其特征在于：包括试验平台以及用于支撑试验平台的支 架，所述试验平台上表面的前端设有用于与飞机机头铰接的机加铰支接头，翻倒后的飞机 机头与所述机加铰支接头铰接，所述试验平台的两侧设有立柱，所述立柱上设有与飞机机 身接触的滑轮，还设有惯性载荷加载机构，和摩擦力加载机构。 2.根据权利要求1所述的飞机翻倒试验装置，其特征在于：所述。
4、试验平台的侧面共设 有四根立柱分设于两侧。 3.根据权利要求1所述的飞机翻倒试验装置，其特征在于：所述惯性载荷加载机构包 括连接于飞机机身上的竖直钢索，还包括杠杆和竖直加载作动筒，所述竖直钢索通过竖直 加载作动筒施加拉力。 4.根据权利要求1所述的飞机翻倒试验装置，其特征在于：所述摩擦力加载机构包括 连接于飞机机身上座舱接地点的水平钢索，还包括水平加载作动筒，所述水平钢索通过水 平加载作动筒施加拉力。 5.一种飞机翻倒试验方法，其特征在于，包括如下步骤： a.设置一个试验平台，在试验平台上安装机加铰支接头，用于与飞机机头铰接； b.将飞机翻倒后放置在试验平台上，并将飞机机头与试验平台上的机加铰。
5、支接头铰 接； c.在试验平台上的飞机机身两侧设置立柱，并在立柱上安装滑轮，滑轮安装好与飞机 机身接触； d.设置惯性载荷加载机构和摩擦力加载机构。 6.根据权利要求5所述的飞机翻倒试验方法，其特征在于：所述立柱包括四根，每侧设 置两根。 7.根据权利要求5所述的飞机翻倒试验方法，其特征在于：所述惯性载荷加载机构包 括连接于飞机机身上的竖直钢索，还包括杠杆和竖直加载作动筒，所述竖直钢索通过竖直 加载作动筒施加拉力。 8.根据权利要求5所述的飞机翻倒试验方法，其特征在于：所述摩擦力加载机构包括 连接于飞机机身上座舱接地点的水平钢索，还包括水平加载作动筒，所述水平钢索通过水 平加载作动筒施加拉力。。
6、 权 利 要 求 书CN 103029849 A 1/3页 3 飞机翻倒试验装置以及飞机翻倒试验方法 技术领域 0001 本发明涉及飞行器设计领域，具体地说，公开了一种飞机翻倒试验装置，以及在本 发明的飞机翻倒试验装置基础上的飞机翻倒试验方法。 背景技术 0002 按照中国民用航空总局CCAR-23部要求，飞机应急着陆时，如果不能确保飞机在 应急着陆时不会发生翻倒，则结构必须设计成能在飞机完全翻倒时保护乘员。若无经验表 明结构设计在飞机完全翻倒时可以保护乘员，则必须通过翻倒试验验证其结构的符合性， 目前国内尚未开展过此类试验。 0003 图1示出了飞机翻倒后所受到的载荷情况，图中向右的箭头表示。
7、飞机翻倒后的滑 行趋势，翻倒后，飞机主要承受向下惯性载荷PW和地面摩擦力Pf，通过翻倒试验模拟其真 实受力状态主要存在以下技术难题： 1.如何模拟翻倒姿态； 2.如何施加向下惯性载荷和地面摩擦力，尤其是模拟规定摩擦系数的地面摩擦力 （CCAR-23规定摩擦系数为0.5）； 3.如何固定飞机且又不增加多余约束。 发明内容 0004 本发明的目的在于克服现有技术的不足，适应现实的需要，提供一种飞机翻倒试 验装置，同时公开了在本发明的飞机翻倒试验装置基础上的飞机翻倒试验方法，旨在尽量 真实的模拟翻倒姿态，并按照规定施加向下的惯性载荷和地面摩擦力，同时能够很好的固 定飞机且不增加多余约束。 0005 。
8、为了实现本发明的目的，本发明采用的技术方案为： 一种飞机翻倒试验装置，包括试验平台以及用于支撑试验平台的支架，所述试验平台 上表面的前端设有用于与飞机机头铰接的机加铰支接头，翻倒后的飞机机头与所述机加铰 支接头铰接，所述试验平台的两侧设有立柱，所述立柱上设有与飞机机身接触的滑轮，还设 有惯性载荷加载机构，和摩擦力加载机构。 0006 本装置中，所述试验平台的侧面共设有四根立柱分设于两侧。 0007 本装置中，所述惯性载荷加载机构包括连接于飞机机身上的竖直钢索，还包括杠 杆和竖直加载作动筒，所述竖直钢索通过竖直加载作动筒施加拉力。 0008 本装置中，所述摩擦力加载机构包括连接于飞机机身上座舱接。
9、地点的水平钢索， 还包括水平加载作动筒，所述水平钢索通过水平加载作动筒施加拉力。 0009 一种飞机翻倒试验方法，包括如下步骤： a.设置一个试验平台，在试验平台上安装机加铰支接头，用于与飞机机头铰接； b.将飞机翻倒后放置在试验平台上，并将飞机机头与试验平台上的机加铰支接头铰 接； 说 明 书CN 103029849 A 2/3页 4 c.在试验平台上的飞机机身两侧设置立柱，并在立柱上安装滑轮，滑轮安装好与飞机 机身接触； d.设置惯性载荷加载机构和摩擦力加载机构。 0010 本方法中，所述立柱包括四根，每侧设置两根。 0011 本方法中，所述惯性载荷加载机构包括连接于飞机机身上的竖直钢索，。
10、还包括杠 杆和竖直加载作动筒，所述竖直钢索通过竖直加载作动筒施加拉力。 0012 本方法中，所述摩擦力加载机构包括连接于飞机机身上座舱接地点的水平钢索， 还包括水平加载作动筒，所述水平钢索通过水平加载作动筒施加拉力。 0013 本发明的有益效果在于： 1. 国内首创将飞机完全翻倒后进行试验，这样可以真实的模拟飞机翻倒姿态，并保证 了飞机翻倒后与地面接触点挤压受载的准确性； 2.通过机加铰支接头将飞机机头铰支于试验平台上，可以有效防止飞机滑动且未增加 多余约束；通过设置立柱紧靠飞机，可以防止飞机侧向摆动，且通过滑轮与飞机接触，可以 防止产生额外的摩擦载荷；在座舱接地点通过钢索拉力主动施加摩擦力可。
11、以保证载荷的准 确性，解决通过相对滑动被动产生摩擦力无法准确模拟摩擦系数的问题。 附图说明 0014 图1为飞机翻倒后所受到的载荷情况。 0015 图2为本发明的使用原理示意图。 具体实施方式 0016 下面结合附图和实施例对本发明进一步说明： 实施例：参见图1，图2。 0017 图1示出了飞机翻倒后所受到的载荷情况，图中，G为飞机重心，P w 向下惯性载 荷；P f 座舱接地点摩擦力；图中飞机水平基准线用于标示飞机的水平面，试验时要用水平 基准线作参考标定其它位置，例如应力测量点、位移测量点位置等。图中箭头所示方向为飞 机翻倒后的滑行方向。 0018 图2中示出了本发明的飞机翻倒试验装置，以。
12、及在本装置基础上的飞机翻倒试验 方法。 0019 一种飞机翻倒试验装置，包括试验平台2以及用于支撑试验平台2的支架8，所述 试验平台2上表面的前端设有用于与飞机1机头铰接的机加铰支接头9，翻倒后的飞机1机 头与所述机加铰支接头9铰接，所述试验平台2的两侧设有立柱6，所述立柱6上设有与飞 机1机身接触的滑轮7，还设有惯性载荷加载机构，和摩擦力加载机构。 0020 由于飞机1的机身有向下变形趋势，如果立柱6与机身之间平面接触，会有滑动 摩擦力抑制机身向下变形，人为的增加了额外的摩擦载荷，与真实状态不符，而采用滑轮接 触，产生的是滚动摩擦，但摩擦力很小，可以忽略不计。 0021 作为一种优选的实施方。
13、式，本装置中，所述试验平台2的侧面共设有四根立柱6分 设于两侧，每边设置两根立柱，有利于相对均衡的加载载荷。 0022 本装置中，所述惯性载荷加载机构包括连接于飞机1机身上的竖直钢索5，还包括 说 明 书CN 103029849 A 3/3页 5 杠杆4和竖直加载作动筒3，所述竖直钢索5通过竖直加载作动筒3施加拉力。 0023 本装置中，所述摩擦力加载机构包括连接于飞机1机身上座舱接地点的水平钢索 11，还包括水平加载作动筒10，所述水平钢索11通过水平加载作动筒10施加拉力。 0024 一种飞机翻倒试验方法，包括如下步骤： a.设置一个试验平台2，在试验平台2上安装机加铰支接头9，用于与飞机。
14、1机头铰接； b.将飞机1翻倒后放置在试验平台2上，并将飞机1机头与试验平台2上的机加铰支 接头9铰接； c.在试验平台2上的飞机机身两侧设置立柱6，并在立柱6上安装滑轮7，滑轮7安装 好与飞机机身接触； d.设置惯性载荷加载机构和摩擦力加载机构。 0025 本方法中，所述立柱6包括四根，每侧设置两根。 0026 本方法中，所述惯性载荷加载机构包括连接于飞机1机身上的竖直钢索5，还包括 杠杆4和竖直加载作动筒3，所述竖直钢索5通过竖直加载作动筒3施加拉力。 0027 本方法中，所述摩擦力加载机构包括连接于飞机1机身上座舱接地点的水平钢索 11，还包括水平加载作动筒10，所述水平钢索11通过水平加载作动筒10施加拉力。 0028 要根据试验后测量数据分析是否满足适航条款要求，若采用此试验方案得到的试 验结果满足适航试验判据要求，那此项试验就可以通过适航。 说 明 书CN 103029849 A 1/1页 6 图1 图2 说 明 书 附 图CN 103029849 A 。