一种舰载机起落架突伸试验设备及方法与流程

1.本发明涉及飞机试验技术领域，具体为一种舰载机起落架突伸试验设备及方法。


背景技术：

2.舰载飞机弹射起飞时，弹射杆被张紧。当达到弹射起飞速度后，牵引力突然卸载，导致飞机被释放，储存在起落架支柱缓冲器和轮胎内的能量被释放，使前起落架突伸，飞机快速抬头，甲板边缘获得足够的俯仰角。如果弹射高度太小，则机翼升力不足，弹射高度太大，则可能导致飞机失速或者起飞失败。因此，需要对舰载机前起落架进行突伸试验。
3.目前对舰载机前起落架突伸试验的相关技术和装置研究较少。


技术实现要素：

4.本发明的目的在于提供一种舰载机起落架突伸试验设备及方法，能够对飞机前起落架进行快速的垂向载荷加载和释放，模拟突伸过程，获得其冲击动态响应，为舰载机起落架研制提供试验依据。
5.为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种舰载机起落架突伸试验设备，包括主体支撑结构，设置在主体支撑结构上的负载施加机构，以及与负载施加机构相连的机载起落机构；主体支撑结构包括主体支撑底座，主体支撑底座顶部固定设有多根沿竖直方向延伸的主体支撑立柱，多根主体支撑立柱顶部共同固定设有主体支撑顶盖；多根主体支撑立柱上共同连接有一个开口朝下的主体支撑容纳壳，主体支撑容纳壳外侧固定设有多个支撑约束耳板，支撑约束耳板上具有竖直贯通的支撑约束孔，多个支撑约束孔与多根主体支撑立柱一一对应进行滑动配合连接；主体支撑容纳壳顶部具有竖直贯通的容纳壳通孔；负载施加机构包括滑动配合连接在主体支撑容纳壳内的负载施加壳体，负载施加壳体为一个圆环形且中空的壳体结构，负载施加壳体顶部具有多个竖直贯通的加载驱动杆通孔，主体支撑容纳壳内顶部固定设有多根沿竖直方向延伸的加载驱动配合杆，加载驱动配合杆穿过加载驱动杆通孔并延伸至负载施加壳体内部，负载施加壳体内部转动配合连接有加载驱动环，加载驱动环螺纹传动套设在加载驱动配合杆上，加载驱动环由伺服电机驱动绕竖直轴线转动；机载起落机构包括滑动配合连接在负载施加壳体内侧的起落机构容纳壳，和设在起落机构容纳壳上的起落锁止释放机构；主体支撑底座顶部固定设有测力平台，起落机构容纳壳下端固定有飞机前起落架。
6.优选地，支撑约束耳板通过升降驱动机构与主体支撑立柱相连，升降驱动机构包括转动配合连接在支撑约束孔内的升降驱动环，主体支撑立柱为一根滚珠丝杆，升降驱动环以滚珠丝杆的传动方式与主体支撑立柱传动连接；
主体支撑立柱外周设有多根与其平行的纵向约束杆，纵向约束杆上端与主体支撑顶盖固定相连，下端与主体支撑顶盖和主体支撑底座固定相连，支撑约束耳板上具有多个纵向约束孔，多根纵向约束杆与多个纵向约束孔一一对应进行滑动配合连接。
7.说明：通过升降驱动机构便于控制调节整个主体支撑容纳壳沿竖直方向上的位置高度。
8.优选地，起落机构容纳壳为一个圆柱形的中空壳体，起落机构容纳壳外侧壁上具有多个沿竖直方向延伸的起落约束滑槽，负载施加壳体内侧壁上固定设有多个沿竖直方向延伸的起落约束滑轨，多个起落约束滑轨与多个起落约束滑槽一一对应进行滑动配合连接；起落锁止释放机构设在起落约束滑槽中，起落约束滑槽内侧壁上具有锁止机构容纳孔，锁止机构容纳孔沿起落机构容纳壳的径向延伸，起落锁止释放机构包括滑动配合在锁止机构容纳孔中的锁止释放驱动块，锁止释放驱动块靠近起落约束滑轨的一端固定设有锁止楔形块，起落约束滑轨侧面上具有多个锁止配合孔；锁止机构容纳孔内设有锁止驱动伸缩杆，锁止驱动伸缩杆为电控伸缩杆，锁止驱动伸缩杆的外杆端部与锁止机构容纳孔内端部固定相连，锁止驱动伸缩杆的内杆端部与锁止释放驱动块固定相连；起落约束滑轨通过滑轨纵向微调机构与负载施加壳体内侧壁相连，滑轨纵向微调机构包括固定在负载施加壳体内侧壁上的微调机构支撑壳，微调机构支撑壳为一个沿竖直方向延伸的柱状壳体，微调机构支撑壳靠近负载施加壳体轴线的侧面具有多个内外贯通且沿竖直方向延伸的固定连通槽，微调机构支撑壳内滑动配合设有多个纵向微调支撑柱，纵向微调支撑柱与起落约束滑轨通过连接板固定相连，连接板穿过固定连通槽与起落约束滑轨固定相连；纵向微调支撑柱上具有竖直贯通的微调螺纹孔，多个纵向微调支撑柱上的微调螺纹孔共同螺纹传动设有一根沿竖直方向延伸的微调螺纹驱动杆，微调机构支撑壳内固定设有用于驱动微调螺纹驱动杆转动的微调驱动电机。
9.说明：对起落约束滑轨在竖直方向上的位置进行微调，便于更加精准地控制起落机构容纳壳对飞机前起落架施加的垂向载荷。
10.优选地，负载施加壳体上设有定向约束机构，负载施加壳体顶部具有多个竖直贯通的定向滑动约束孔，定向约束机构包括位于每个定向滑动约束孔处且固定在负载施加壳体内顶部的定向约束筒，定向约束筒开口朝上，主体支撑容纳壳内顶部固定设有多根沿竖直方向延伸的定向约束柱，多根定向约束柱与多个定向约束筒一一对应进行滑动配合连接。
11.说明：定向约束机构能够约束负载施加壳体在上移和下移过程中保持更加稳定的姿态。
12.优选地，负载施加壳体内部设有舰载震动模拟机构，舰载震动模拟机构包括固定在负载施加壳体内部的震动模拟容纳柱，震动模拟容纳柱为一个中空的圆柱形壳体，震动模拟容纳柱沿竖直方向延伸且固定在负载施加壳体内部；震动模拟容纳柱内固定设有两个电磁驱动线圈，震动模拟容纳柱内位于两个电磁驱动线圈之间固定设有两个永磁柱约束环，两个永磁柱约束环之间滑动配合设有永磁驱动
柱；两个永磁柱约束环相互靠近的一端固定设有橡胶减震圈；负载施加壳体内底部固定设有偏向支撑滑轨，偏向支撑滑轨上滑动配合设有偏向支撑滑块，震动模拟容纳柱下端通过第一阻尼连杆与偏向支撑滑块相连，第一阻尼连杆为一根阻尼可调的电磁伸缩杆，第一阻尼连杆的外杆端部以球铰链的连接方式与震动模拟容纳柱下端相连，第一阻尼连杆的内杆端部以球铰链的连接方式与偏向支撑滑块相连；震动模拟容纳柱上端通过第二阻尼连杆与负载施加壳体内顶部相连，第二阻尼连杆为一根阻尼可调的电磁伸缩杆，第二阻尼连杆的外杆端部以球铰链的连接方式与震动模拟容纳柱上端相连，第二阻尼连杆的内杆端部以球铰链的连接方式与负载施加壳体内顶部相连。
13.说明：通过舰载震动模拟机构对舰载机起飞环境下的环境震动进行模拟，并能够控制震动模拟容纳柱产生偏转，多根震动模拟容纳柱组合将能够模拟出多种震动环境。
14.优选地，负载施加壳体内侧设有起落辅助定向机构，起落辅助定向机构包括固定在负载施加壳体内侧且为环形的辅助定向支撑板，辅助定向支撑板下侧固定设有多根沿竖直方向延伸的辅助定向约束柱，起落机构容纳壳上具有多个竖直贯通的辅助定向约束孔，多个辅助定向约束柱与多个辅助定向约束孔一一对应进行滑动配合连接。
15.说明：飞机前起落架突伸带动整个起落机构容纳壳上移，而多个辅助定向约束柱与多个辅助定向约束孔一一对应进行滑动配合连接，对起落机构容纳壳沿负载施加壳体轴线上移过程起到稳定约束作用。
16.优选地，主体支撑容纳壳顶部设有起落容纳壳复位机构，起落容纳壳复位机构包括固定在起落机构容纳壳顶部的一根沿竖直方向延伸的复位支撑柱，复位支撑柱外侧包围设有一个开口朝下的复位约束支撑筒；复位约束支撑筒内侧壁上连接有多个复位约束固定板，复位约束固定板通过一根复位约束连杆与复位约束支撑筒内侧壁相连，复位约束连杆两端均以固定铰链的连接方式分别与复位约束固定板和复位约束支撑筒内侧壁相连；复位约束支撑筒外侧壁固定设有固定板驱动杆容纳筒，固定板驱动杆容纳筒的轴线沿复位约束支撑筒的径向延伸布置，复位约束支撑筒侧边具有与固定板驱动杆容纳筒内部连通的驱动杆连通孔，固定板驱动杆容纳筒内设有固定板驱动杆，固定板驱动杆为电控伸缩杆，固定板驱动杆的内杆端部穿过驱动杆连通孔并与复位约束连杆以固定铰链的连接方式相连，固定板驱动杆外杆端部以固定铰链的连接方式与固定板驱动杆容纳筒内端部相连；主体支撑容纳壳顶部固定设有多个开口朝上的复位升降固定筒，复位升降固定筒内滑动配合设有开口朝下的复位升降驱动筒，复位升降固定筒内设有复位升降驱动杆，复位升降驱动杆为电控伸缩杆，复位升降驱动杆的外杆端部与复位升降固定筒内底部固定相连，复位升降驱动杆的内杆端部与复位升降驱动筒内顶部固定相连；多个复位升降驱动筒顶部共同连接有一个复位机构支撑板，复位机构支撑板与复位约束支撑筒顶部固定相连。
17.说明：利用起落容纳壳复位机构对整个起落机构容纳壳进行重新复位锁定，同时对整个起落机构容纳壳固定约束，也避免起落机构容纳壳回落撞击测力平台。
18.优选地，起落机构容纳壳顶部设有升力模拟机构，升力模拟机构包括固定在起落机构容纳壳顶部且沿竖直方向延伸的升力模拟驱动柱，升力模拟驱动柱外侧壁固定设有多个升力驱动叶片，升力模拟驱动柱外侧包围设有开口朝下的升力模拟约束筒，升力模拟约束筒顶部固定设有与其内部连通的升力驱动抽气管，升力模拟约束筒与负载施加壳体内侧壁固定相连。
19.说明：利用升力模拟机构为起落机构容纳壳提供竖向拉力，模拟飞机起飞过程中的升力，控制升力模拟约束筒中的空气流速即可对模拟升力的大小进行调整。
20.优选地，起落机构容纳壳外侧面具有多个沿起落机构容纳壳径向延伸的配重容纳孔，配重容纳孔内滑动配合设有常驻配重柱，常驻配重柱上具有沿配重容纳孔轴线贯通的配重调节螺纹孔，配重调节螺纹孔内螺纹传动配合设有配重调节螺纹杆，配重容纳孔内固定设有用于驱动配重调节螺纹杆转动的配重调节电机；配重容纳孔内滑动配合设有多个外加配重柱，外加配重柱上具有沿配重容纳孔轴线贯通的螺纹孔，且外加配重柱上的螺纹孔与配重调节螺纹杆螺纹转动连接。
21.说明：通过增加或者减少外加配重柱数量，以模拟出各种自重载荷的情况，通过调节常驻配重柱和外加配重柱在配重容纳孔中的位置，能够调节载荷重心平衡位置。
22.优选地，应用上述的一种舰载机起落架突伸试验设备进行舰载机起落架突伸试验的方法，包括以下步骤：s1、对飞机前起落架进行稳固安装：将飞机前起落架安装在起落机构容纳壳下端，调整主体支撑容纳壳的高度位置，使飞机前起落架的轮胎静压在测力平台顶部；s2、对飞机前起落架施加垂向载荷：由伺服电机驱动加载驱动环转动，使得加载驱动环相对于加载驱动配合杆下移，加载驱动环进一步带动整个负载施加壳体沿主体支撑容纳壳的轴线下移；此时利用起落锁止释放机构将整个起落机构容纳壳相对固定在负载施加壳体中；负载施加壳体带动起落机构容纳壳一起下移对飞机前起落架施加预定的垂向载荷；s3、起落锁止释放机构对起落机构容纳壳解除锁定，飞机前起落架完成突伸过程：起落锁止释放机构对起落机构容纳壳解除锁定，使起落机构容纳壳能够在负载施加壳体中自由滑动；整个起落机构容纳壳模拟飞机自重载荷，整个起落机构容纳壳从负载施加壳体内部脱离固定后，飞机前起落架突伸带动整个起落机构容纳壳沿负载施加壳体的轴线上移；同时测力平台对飞机前起落架受力情况进行测量记录。
23.与现有技术相比，本发明的有益效果体现在以下几点：1、本发明通过驱动负载施加壳体沿竖直方向移动，可快速对飞机前起落架施加垂向载荷，有效适应不同载荷要求的舰载机起落架突伸试验；2、本发明通过增加或者减少外加配重柱数量，以模拟出各种自重载荷的情况，通过调节常驻配重柱和外加配重柱在配重容纳孔中的位置，能够调节载荷重心平衡位置；3、本发明利用起落容纳壳复位机构对整个起落机构容纳壳进行重新复位锁定，便于进行下一次试验；
4、本发明的设备也能够用于舰载飞机前起落架和陆基飞机前起落架落震试验；5、本发明通过舰载震动模拟机构对舰载机起飞环境下的环境震动进行模拟：并能够控制震动模拟容纳柱产生偏转，多根震动模拟容纳柱组合将能够模拟出多种震动环境；6、本发明利用升力模拟机构为起落机构容纳壳提供竖向拉力，模拟飞机起飞过程中的升力，控制升力模拟约束筒中的空气流速即可对模拟升力的大小进行调整。
附图说明
24.图1是本发明舰载机起落架突伸试验设备的主视图；图2是图1的俯视图；图3是定向约束机构的结构示意图；图4是舰载震动模拟机构的结构示意图；图5是起落锁止释放机构的结构示意图；图6是滑轨纵向微调机构的结构示意图；图7是起落容纳壳复位机构的结构示意图；图8是升力模拟机构的结构示意图；图9是配重容纳孔的结构示意图；图10是起落机构容纳壳的俯视图；图11是舰载机起落架突伸试验方法的流程图。
25.图中，10-主体支撑结构、11-主体支撑底座、12-主体支撑立柱、121-纵向约束杆、13-主体支撑顶盖、14-主体支撑容纳壳、141-容纳壳通孔、15-支撑约束耳板、151-支撑约束孔、152-纵向约束孔、16-升降驱动机构、161-升降驱动环、20-负载施加机构、21-负载施加壳体、211-加载驱动杆通孔、221-加载驱动配合杆、222-加载驱动环、23-定向约束机构、231-定向滑动约束孔、232-定向约束筒、233-定向约束柱、24-舰载震动模拟机构、241-震动模拟容纳柱、242-电磁驱动线圈、243-永磁柱约束环、244-永磁驱动柱、245-橡胶减震圈、251-偏向支撑滑轨、252-偏向支撑滑块、253-第一阻尼连杆、254-第二阻尼连杆、30-机载起落机构、31-起落机构容纳壳、321-起落约束滑槽、322-起落约束滑轨、33-起落锁止释放机构、330-锁止机构容纳孔、331-锁止释放驱动块、332-锁止楔形块、333-锁止配合孔、334-锁止驱动伸缩杆、34-滑轨纵向微调机构、341-微调机构支撑壳、342-固定连通槽、343-纵向微调支撑柱、344-微调螺纹孔、345-微调螺纹驱动杆、346-微调驱动电机、35-起落辅助定向机构、351-辅助定向支撑板、352-辅助定向约束柱、353-辅助定向约束孔、36-起落容纳壳复位机构、361-复位支撑柱、362-复位约束支撑筒、363-复位约束固定板、364-复位约束连杆、365-固定板驱动杆容纳筒、366-驱动杆连通孔、367-固定板驱动杆、371-复位升降固定筒、372-复位升降驱动筒、373-复位升降驱动杆、38-升力模拟机构、381-升力模拟驱动柱、382-升力驱动叶片、383-升力模拟约束筒、384-升力驱动抽气管、391-配重容纳孔、392-常驻配重柱、393-配重调节螺纹孔、394-配重调节螺纹杆、395-配重调节电机、396-外加配重柱、40-测力平台。
具体实施方式
26.下面结合图1-图11对本发明进行详细说明，为叙述方便，现对下文所说的方位规
定如下：下文所说的上下左右前后方向与各自主视图或结构示意图本身投影关系的上下左右前后方向一致。
27.实施例1：一种舰载机起落架突伸试验设备，如图1所示，包括主体支撑结构10，设置在主体支撑结构10上的负载施加机构20，以及与负载施加机构20相连的机载起落机构30；主体支撑结构10包括主体支撑底座11，主体支撑底座11顶部固定设有多根沿竖直方向延伸的主体支撑立柱12，多根主体支撑立柱12顶部共同固定设有主体支撑顶盖13；多根主体支撑立柱12上共同连接有一个开口朝下的主体支撑容纳壳14，主体支撑容纳壳14外侧固定设有多个支撑约束耳板15，支撑约束耳板15上具有竖直贯通的支撑约束孔151，多个支撑约束孔151与多根主体支撑立柱12一一对应进行滑动配合连接；主体支撑容纳壳14顶部具有竖直贯通的容纳壳通孔141；如图2所示，支撑约束耳板15通过升降驱动机构16与主体支撑立柱12相连，升降驱动机构16包括转动配合连接在支撑约束孔151内的升降驱动环161，主体支撑立柱12为一根滚珠丝杆，升降驱动环161以滚珠丝杆的传动方式与主体支撑立柱12传动连接；主体支撑立柱12外周设有多根与其平行的纵向约束杆121，纵向约束杆121上端与主体支撑顶盖13固定相连，下端与主体支撑顶盖13和主体支撑底座11固定相连，支撑约束耳板15上具有多个纵向约束孔152，多根纵向约束杆121与多个纵向约束孔152一一对应进行滑动配合连接；负载施加机构20包括滑动配合连接在主体支撑容纳壳14内的负载施加壳体21，负载施加壳体21为一个圆环形且中空的壳体结构，负载施加壳体21顶部具有多个竖直贯通的加载驱动杆通孔211，主体支撑容纳壳14内顶部固定设有多根沿竖直方向延伸的加载驱动配合杆221，加载驱动配合杆221穿过加载驱动杆通孔211并延伸至负载施加壳体21内部，负载施加壳体21内部转动配合连接有加载驱动环222，加载驱动环222螺纹传动套设在加载驱动配合杆221上，加载驱动环222由伺服电机驱动绕竖直轴线转动；如图3所示，负载施加壳体21上设有定向约束机构23，负载施加壳体21顶部具有多个竖直贯通的定向滑动约束孔231，定向约束机构23包括位于每个定向滑动约束孔231处且固定在负载施加壳体21内顶部的定向约束筒232，定向约束筒232开口朝上，主体支撑容纳壳14内顶部固定设有多根沿竖直方向延伸的定向约束柱233，多根定向约束柱233与多个定向约束筒232一一对应进行滑动配合连接；如图1所示，机载起落机构30包括滑动配合连接在负载施加壳体21内侧的起落机构容纳壳31和设在起落机构容纳壳31上的起落锁止释放机构33；起落机构容纳壳31为一个圆柱形的中空壳体，起落机构容纳壳31外侧壁上具有多个沿竖直方向延伸的起落约束滑槽321，负载施加壳体21内侧壁上固定设有多个沿竖直方向延伸的起落约束滑轨322，多个起落约束滑轨322与多个起落约束滑槽321一一对应进行滑动配合连接；起落锁止释放机构33设在起落约束滑槽321中，如图5所示，起落约束滑槽321内侧壁上具有锁止机构容纳孔330，锁止机构容纳孔330沿起落机构容纳壳31的径向延伸，起落锁止释放机构33包括滑动配合在锁止机构容纳孔330中的锁止释放驱动块331，锁止释放驱动块331靠近起落约束滑轨322的一端固定设有锁止楔形块332，起落约束滑轨322侧面上具有多个锁止配合孔333；
锁止机构容纳孔330内设有锁止驱动伸缩杆334，锁止驱动伸缩杆334为电控伸缩杆，锁止驱动伸缩杆334的外杆端部与锁止机构容纳孔330内端部固定相连，锁止驱动伸缩杆334的内杆端部与锁止释放驱动块331固定相连；如图1所示，负载施加壳体21内侧设有起落辅助定向机构35，起落辅助定向机构35包括固定在负载施加壳体21内侧且为环形的辅助定向支撑板351，辅助定向支撑板351下侧固定设有多根沿竖直方向延伸的辅助定向约束柱352，起落机构容纳壳31上具有多个竖直贯通的辅助定向约束孔353，多个辅助定向约束柱352与多个辅助定向约束孔353一一对应进行滑动配合连接；如图9所示，起落机构容纳壳31外侧面具有多个沿起落机构容纳壳31径向延伸的配重容纳孔391，配重容纳孔391内滑动配合设有常驻配重柱392，常驻配重柱392上具有沿配重容纳孔391轴线贯通的配重调节螺纹孔393，配重调节螺纹孔393内螺纹传动配合设有配重调节螺纹杆394，配重容纳孔391内固定设有用于驱动配重调节螺纹杆394转动的配重调节电机395，配重调节电机395为伺服电机；配重容纳孔391内滑动配合设有多个外加配重柱396，外加配重柱396上具有沿配重容纳孔391轴线贯通的螺纹孔，且外加配重柱396上的螺纹孔与配重调节螺纹杆394螺纹转动连接；如图1所示，主体支撑底座11顶部固定设有测力平台40，起落机构容纳壳31下端固定有飞机前起落架；测力平台40为现有技术的三向测力平台。
28.实施例2：应用上述实施例1的一种舰载机起落架突伸试验设备进行舰载机起落架突伸试验的方法，如图11所示，包括以下步骤：s1、对飞机前起落架进行稳固安装：将飞机前起落架安装在起落机构容纳壳31下端，调整主体支撑容纳壳14的高度位置，使飞机前起落架的轮胎静压在测力平台40顶部；s2、对飞机前起落架施加垂向载荷：由伺服电机驱动加载驱动环222转动，使得加载驱动环222相对于加载驱动配合杆221下移，加载驱动环222进一步带动整个负载施加壳体21沿主体支撑容纳壳14的轴线下移；此时锁止楔形块332插入锁定在锁止配合孔333中，使得整个起落机构容纳壳31相对固定在负载施加壳体21中；负载施加壳体21带动起落机构容纳壳31一起下移对飞机前起落架施加预定的垂向载荷；s3、起落锁止释放机构33对起落机构容纳壳31解除锁定，飞机前起落架完成突伸过程：锁止驱动伸缩杆334的内杆缩回带动锁止释放驱动块331向着远离起落约束滑轨322的方向移动，锁止释放驱动块331带动锁止楔形块332从锁止配合孔333中抽离；整个起落机构容纳壳31模拟飞机自重载荷，整个起落机构容纳壳31从负载施加壳体21内部脱离固定后，飞机前起落架突伸带动整个起落机构容纳壳31上移，在起落约束滑轨322与起落约束滑槽321约束下，起落机构容纳壳31沿负载施加壳体21轴线上移；
同时测力平台40对飞机前起落架受力情况进行测量记录。
29.实施例3：本实施例与实施例1不同之处在于，如图1所示，主体支撑容纳壳14顶部设有起落容纳壳复位机构36，如图7所示，起落容纳壳复位机构36包括固定在起落机构容纳壳31顶部的一根沿竖直方向延伸的复位支撑柱361，复位支撑柱361外侧包围设有一个开口朝下的复位约束支撑筒362；复位约束支撑筒362内侧壁上连接有多个复位约束固定板363，复位约束固定板363通过一根复位约束连杆364与复位约束支撑筒362内侧壁相连，复位约束连杆364两端均以固定铰链的连接方式分别与复位约束固定板363和复位约束支撑筒362内侧壁相连；复位约束支撑筒362外侧壁固定设有固定板驱动杆容纳筒365，固定板驱动杆容纳筒365的轴线沿复位约束支撑筒362的径向延伸布置，复位约束支撑筒362侧边具有与固定板驱动杆容纳筒365内部连通的驱动杆连通孔366，固定板驱动杆容纳筒365内设有固定板驱动杆367，固定板驱动杆367为电控伸缩杆，固定板驱动杆367的内杆端部穿过驱动杆连通孔366并与复位约束连杆364以固定铰链的连接方式相连，固定板驱动杆367外杆端部以固定铰链的连接方式与固定板驱动杆容纳筒365内端部相连；如图1所示，主体支撑容纳壳14顶部固定设有多个开口朝上的复位升降固定筒371，复位升降固定筒371内滑动配合设有开口朝下的复位升降驱动筒372，复位升降固定筒371内设有复位升降驱动杆373，复位升降驱动杆373为电控伸缩杆，复位升降驱动杆373的外杆端部与复位升降固定筒371内底部固定相连，复位升降驱动杆373的内杆端部与复位升降驱动筒372内顶部固定相连；多个复位升降驱动筒372顶部共同连接有一个复位机构支撑板37，复位机构支撑板37与复位约束支撑筒362顶部固定相连。
30.实施例4：本实施例记载的是基于上述实施例3的一种舰载机起落架突伸试验设备进行舰载机起落架突伸试验的方法，与实施例2不同之处在于，还包括步骤s4，s4、对整个起落机构容纳壳31进行重新复位锁定：飞机前起落架突伸带动整个起落机构容纳壳31上移至上止点后，利用多个复位约束固定板363将复位支撑柱361夹持固定住，进而对整个起落机构容纳壳31固定约束，避免起落机构容纳壳31回落撞击测力平台40；固定板驱动杆367的内杆伸出带动复位约束连杆364偏转，复位约束连杆364偏转带动复位约束固定板363向着靠近复位约束支撑筒362轴线移动，进而使得多个复位约束固定板363将复位支撑柱361夹持固定住；然后复位升降驱动杆373的内杆缩回带动复位升降驱动筒372沿复位升降固定筒371轴线下移，多个复位升降驱动筒372共同带动复位机构支撑板37下移，复位机构支撑板37通过相对固定的复位支撑柱361和复位约束支撑筒362带动整个起落机构容纳壳31下移，使起落机构容纳壳31回落至初始位置，并利用锁止楔形块332插入锁定在锁止配合孔333中，使得整个起落机构容纳壳31相对固定在负载施加壳体21中。
31.实施例5：本实施例与实施例4不同之处在于，如图1所示，起落机构容纳壳31顶部设有升力模拟机构38，如图8所示，升力模拟机构38包括固定在起落机构容纳壳31顶部且沿竖直方向延伸的升力模拟驱动柱381，升力模拟驱动柱381外侧壁固定设有多个升力驱动叶片382，升力模拟驱动柱381外侧包围设有开口朝下的升力模拟约束筒383，升力模拟约束筒
383顶部固定设有与其内部连通的升力驱动抽气管384，升力模拟约束筒383与负载施加壳体21内侧壁固定相连。
32.实施例6：本实施例记载的是基于上述实施例5的一种舰载机起落架突伸试验设备进行舰载机起落架突伸试验的方法，与实施例4不同之处在于，还包括步骤s5，s5、利用升力模拟机构38为起落机构容纳壳31提供竖向拉力，模拟飞机起飞过程中的升力；升力驱动抽气管384通过管道与抽气机的输入端相连，利用抽气机将升力模拟约束筒383中的空气抽走，当外界空气从升力模拟约束筒383下端流入对其内部的空气进行补充时，气流冲击升力驱动叶片382并带动升力模拟驱动柱381产生一个竖向拉力，进而为起落机构容纳壳31提供竖向拉力，模拟飞机起飞过程中的升力；控制升力模拟约束筒383中的空气流速即可对模拟升力的大小进行调整。
33.实施例7：本实施例与实施例5不同之处在于，如图6所示，起落约束滑轨322通过滑轨纵向微调机构34与负载施加壳体21内侧壁相连，滑轨纵向微调机构34包括固定在负载施加壳体21内侧壁上的微调机构支撑壳341，微调机构支撑壳341为一个沿竖直方向延伸的柱状壳体，微调机构支撑壳341靠近负载施加壳体21轴线的侧面具有多个内外贯通且沿竖直方向延伸的固定连通槽342，微调机构支撑壳341内滑动配合设有多个纵向微调支撑柱343，纵向微调支撑柱343与起落约束滑轨322通过连接板固定相连，连接板穿过固定连通槽342与起落约束滑轨322固定相连；纵向微调支撑柱343上具有竖直贯通的微调螺纹孔344，多个纵向微调支撑柱343上的微调螺纹孔344共同螺纹传动设有一根沿竖直方向延伸的微调螺纹驱动杆345，微调机构支撑壳341内固定设有用于驱动微调螺纹驱动杆345转动的微调驱动电机346，微调驱动电机346为伺服电机。
34.实施例8：本实施例记载的是基于上述实施例7的一种舰载机起落架突伸试验设备进行舰载机起落架突伸试验的方法，与实施例6不同之处在于，还包括步骤s6，s6、利用滑轨纵向微调机构34对起落约束滑轨322在竖直方向上的位置进行微调，便于更加精准地控制起落机构容纳壳31对飞机前起落架施加的垂向载荷；由微调驱动电机346驱动微调螺纹驱动杆345转动，微调螺纹驱动杆345带动纵向微调支撑柱343在微调机构支撑壳341内沿竖直方向移动，多个纵向微调支撑柱343共同带动起落约束滑轨322沿竖直方向移动；纵向微调支撑柱343的行程大于相邻两个锁止配合孔333沿竖直方向的中心距，且小于相邻两个锁止配合孔333沿竖直方向的中心距的两倍。
35.实施例9：本实施例与实施例7不同之处在于，如图4所示，负载施加壳体21内部设有舰载震动模拟机构24，舰载震动模拟机构24包括固定在负载施加壳体21内部的震动模拟容纳柱241，震动模拟容纳柱241为一个中空的圆柱形壳体，震动模拟容纳柱241沿竖直方向延伸且固定在负载施加壳体21内部；震动模拟容纳柱241内固定设有两个电磁驱动线圈242，震动模拟容纳柱241内位于两个电磁驱动线圈242之间固定设有两个永磁柱约束环243，两个永磁柱约束环243之间滑动配合设有永磁驱动柱244；两个永磁柱约束环243相互靠近的一端固定设有橡胶减震圈245；
负载施加壳体21内底部固定设有偏向支撑滑轨251，偏向支撑滑轨251上滑动配合设有偏向支撑滑块252，震动模拟容纳柱241下端通过第一阻尼连杆253与偏向支撑滑块252相连，第一阻尼连杆253为一根阻尼可调的电磁伸缩杆，第一阻尼连杆253的外杆端部以球铰链的连接方式与震动模拟容纳柱241下端相连，第一阻尼连杆253的内杆端部以球铰链的连接方式与偏向支撑滑块252相连；震动模拟容纳柱241上端通过第二阻尼连杆254与负载施加壳体21内顶部相连，第二阻尼连杆254为一根阻尼可调的电磁伸缩杆，第二阻尼连杆254的外杆端部以球铰链的连接方式与震动模拟容纳柱241上端相连，第二阻尼连杆254的内杆端部以球铰链的连接方式与负载施加壳体21内顶部相连。
36.实施例10：本实施例记载的是基于上述实施例9的一种舰载机起落架突伸试验设备进行舰载机起落架突伸试验的方法，与实施例8不同之处在于，还包括步骤s7，s7、通过舰载震动模拟机构24对舰载机起飞环境下的环境震动进行模拟：两个电磁驱动线圈242产生与永磁驱动柱244相反的磁场，使电磁驱动线圈242与永磁驱动柱244之间相斥，将永磁驱动柱244约束在两个电磁驱动线圈242中间，通过周期性的改变两个电磁驱动线圈242产生的磁场强度，能够驱动永磁驱动柱244在震动模拟容纳柱241中沿震动模拟容纳柱241轴线移动，永磁驱动柱244周期性移动产生的震动通过震动模拟容纳柱241、第一阻尼连杆253和第二阻尼连杆254传递给负载施加壳体21，再通过起落机构容纳壳31将这种震动传递给飞机前起落架；偏向支撑滑块252由伺服电机驱动沿偏向支撑滑轨251移动，偏向支撑滑块252进而通过第一阻尼连杆253带动震动模拟容纳柱241产生偏转，多根震动模拟容纳柱241组合将能够模拟出多种震动环境。