一种飞机试验驱动系统及驱动方法

摘要

本发明公开了一种飞机试验驱动系统及驱动方法，属于飞机测试技术领域，驱动系统包括走行部、横向固定架、壳体、地面控制器、导航装置，地面控制器与导航装置信号连接，还包括一端与横向固定架平行设置且固定连接的电磁套接装置，电磁套接装置上设置有电磁发生装置、锁紧装置、压力传感器，地面控制器分别与电磁发生装置、锁紧装置、压力传感器电力连接并发出指令，使得电磁发生装置产生电磁将吊具的外耳吸附，吊具的外耳触碰到压力传感器，压力传感器将电信号传递给地面控制器，地面控制器控制锁紧装置插入吊具外耳内并锁紧吊具外耳。本发明能够解决现有驱动系统无法将实验模块运输到指定位置的问题。

权利要求

1.一种飞机试验驱动系统，其特征在于，包括嵌套于实验室顶端轨道的走行部、与走行部垂直固定连接的横向固定架（1）、与横向固定架（1）下表面固定连接的壳体（2）、能够控制驱动系统走行部移动的地面控制器、固定在横向固定架（1）前端的导航装置（3），所述地面控制器与导航装置（3）信号连接，所述地面控制器与走行部电力连接；

还包括一端与横向固定架（1）平行设置且固定连接的电磁套接装置（4），所述电磁套接装置（4）包括与横向固定架（1）固定连接的C型套接架（4‑1），所述C型套接架（4‑1）两端向外延伸形成套接空间，所述套接空间能够容纳吊具的外耳，所述C型套接架（4‑1）的一个延伸端上固定连接电磁发生装置（4‑2），另一个延伸端上固定连接有锁紧装置（4‑3），所述C型套接架（4‑1）上设置有压力传感器（5），所述压力传感器（5）与锁紧装置（4‑3）电力连接，所述地面控制器分别与电磁发生装置（4‑2）、锁紧装置（4‑3）、压力传感器（5）电力连接并发出控制指令，使得电磁发生装置（4‑2）产生电磁将吊具的外耳吸附，吊具的外耳触碰到压力传感器（5），所述压力传感器（5）将电信号传递给地面控制器，所述地面控制器控制锁紧装置（4‑

3）插入吊具外耳内并锁紧吊具外耳；

所述电磁发生装置（4‑2）包括中空的铸铁外壳（4‑2‑1），所述中空的铸铁外壳（4‑2‑1）与C型套接架（4‑1）的延伸端通过螺栓连接，所述铸铁外壳（4‑2‑1）内部沿螺栓圆周套接有磁力线圈（6），所述磁力线圈（6）的一端延伸出铸铁外壳（4‑2‑1），磁力线圈（6）的延伸端固定连接有生磁控制器（7），所述生磁控制器（7）内部设置有电路板，所述电路板上焊接有生磁电源以及开关控制器，所述开关控制器与地面控制器信号连接，所述生磁电源与开关控制器电力连接；

所述锁紧装置（4‑3）包括锁紧座（4‑3‑1），所述锁紧座（4‑3‑1）上滑动连接有蜗杆（8），所述锁紧座（4‑3‑1）固定连接有第一驱动电机（4‑3‑2），所述第一驱动电机（4‑3‑2）的输出轴与所述蜗杆（8）通过齿轮连接，所述第一驱动电机（4‑3‑2）与地面控制器电力连接。

2.根据权利要求1所述的一种飞机试验驱动系统，其特征在于，还包括套接在横向固定架（1）与C型套接架（4‑1）之间的横向缓冲装置（9），所述横向缓冲装置（9）包括第一缓冲件（9‑1）、第二缓冲件（9‑2）、第三缓冲件（9‑3），所述第一缓冲件（9‑1）的一端与横向固定架（1）套接，所述第三缓冲件（9‑3）的一端与C型套接架（4‑1）套接，所述第一缓冲件（9‑1）的另一端与第三缓冲件（9‑3）的另一端延伸入第二缓冲件（9‑2）内与第二缓冲件（9‑2）活动连接且留有间隙，所述间隙内充满缓冲液。

3.根据权利要求1所述的一种飞机试验驱动系统，其特征在于，所述地面控制器为CPU、RAM、ROM、定时计数器和多种I/O接口集成在一块芯片上形成的MCU芯片级计算机。

4.根据权利要求1所述的一种飞机试验驱动系统，其特征在于，所述走行部包括前后套接在实验室顶端轨道上且结构相同的第一走行组件、第二走行组件，所述第一走行组件包括走行轮（10）以及与走行轮（10）通过轴承连接的走行架（11），所述走行轮（10）置于轨道内侧且与轨道下边沿滚动接触，所述走行架（11）上固定连接有第二驱动电机（12），所述第二驱动电机（12）与地面控制器电力连接，所述第二驱动电机（12）与走行轮（10）通过齿轮连接用以驱动走行轮（10）运动，所述走行架（11）上与轨面相对的一面固定连接有两块缓冲滚动体（13），所述两块缓冲滚动体（13）对称设置于走行轮（10）两侧，所述缓冲滚动体（13）外表面设置有橡胶花纹，所述缓冲滚动体（13）的橡胶花纹与轨面接触且能够在轨面上相对转动。

5.根据权利要求4所述的一种飞机试验驱动系统，其特征在于，还包括制动组件（14），所述制动组件（14）包括固定设置于所述壳体（2）内部的第三驱动电机（14‑1）、与横向固定架（1）中心处转动连接的转动圆盘（14‑2）、与横向固定架（1）弹性连接的制动闸瓦（14‑3），所述制动闸瓦（14‑3）与轨道侧边之间预留有第一间隙，所述转动圆盘（14‑2）上设置有凸块（15），所述转动圆盘（14‑2）与制动闸瓦（14‑3）之间预留有第二间隙，所述第一间隙与第二间隙的尺寸相等，所述第二间隙的尺寸小于凸块（15）的长度尺寸，所述第三驱动电机（14‑

1）的输出轴与转动圆盘（14‑2）通过链条连接，所述第三驱动电机（14‑1）与地面控制器电力连接，当需要制动时，地面控制器先将第二驱动电机（12）断电，然后接通第三驱动电机（14‑

1）的电源，第三驱动电机（14‑1）通过链条驱动转动圆盘（14‑2）转动，凸块（15）通过第二间隙时将制动闸瓦（14‑3）顶起，制动闸瓦（14‑3）通过第一间隙与轨道侧边接触制动。

6.根据权利要求5所述的一种飞机试验驱动系统，其特征在于，所述横向固定架（1）上沿中心面向轨道的方向上对称设置有固定柱，所述固定柱上套接有弹簧（16），所述制动闸瓦（14‑3）的下表面卡接在弹簧（16）上。

7.一种根据权利要求1‑6任意一项所述的飞机试验驱动系统的驱动方法，其特征在于，包括如下步骤：

S1、操作人员通过控制地面控制器向走行部发出行车信号；

S2、电磁套接装置（4）靠近吊具外耳时，地面控制器发出信号控制电磁发生装置（4‑2）产生电磁，电磁将吊具外耳吸附，吊具外耳外侧触碰C型套接架（4‑1）上的压力传感器（5）；

S3、压力传感器（5）将压力信号转换为电信号传递给地面控制器，地面控制器进而控制锁紧装置（4‑3）插入吊具外耳内并锁紧吊具外耳；

S4、锁紧装置（4‑3）锁紧吊具外耳后通过地面控制器驱动走行部沿轨道运行，同时导航装置（3）为飞机试验驱动系统导航；

S5、当飞机试验驱动系统运行至导航装置（3）导航指定位置，通过地面控制器驱动走行部制动。

说明书

一种飞机试验驱动系统及驱动方法

技术领域

[0001] 本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及一种飞机试验驱动系统及驱动方法。

背景技术

[0002] 飞机测试通常应用于飞机研制过程中的模拟试验飞机在各种环境下的动态性能以及飞行特性的各种参数。而飞机气候环境试验往往是飞机试飞中重要的测试环节之一。

[0003] 飞机气候环境试验通常是在气候环境实验室内进行，气候环境实验室具备模拟温度、湿度、光照辐射、雷电、淋雨、降雪、冻雨、太阳辐射、结冰和低速吹风等典型气候环境能
力，同时能够满足无人机、战斗机、侦察机等大型航空武器装备的气候环境适应性验证需
求。一般情况下，气候环境实验室在模拟太阳辐射、淋雨、冻雨、降雾、结冰试验时，需要把这
些特殊环境模拟系统的试验模块悬挂在实验室顶部的指定位置。此时，就需要吊装小车这
种吊具设备将实验模块运输到具体位置，然后通过升降吊具抓手对实验模块进行抓取，而
由于气候环境实验室场地有限且现场设备众多，因此无法使用大型自主驱动的吊装设备。

[0004] 现有技术中通常采取另设驱动系统的方式，将驱动系统与吊具通过绳索进行连挂，通过驱动系统带动吊具运行到达指定区域，然后通过吊具抓手进行吊装实验模块。但是
由于绳索的这种软连接使得驱动系统制动时吊具受到惯性作用仍然向前运动，吊具在这种
惯性力的作用下，往往使得实验模块无法精确运输到指定的位置，工作人员在现场操作时
需要随时调整，在调整的过程中容易碰触其他相关设备而与其他设备发生剐蹭，甚至容易
误伤工作人员。

发明内容

[0005] 针对上述问题，本发明提供一种飞机试验驱动系统及驱动方法，能够有效解决现有技术中驱动系统与吊具通过绳索连接而导致实验模块无法被运输到指定位置，增加与其
他设备发生剐蹭危险的技术问题。

[0006] 本发明的技术方案是一种飞机试验驱动系统，包括嵌套于实验室顶端轨道的走行部、与走行部垂直固定连接的横向固定架、与横向固定架下表面固定连接的壳体、能够控制
驱动系统走行部移动的地面控制器、固定在横向固定架前端的导航装置，地面控制器与导
航装置信号连接，地面控制器与走行部电力连接；还包括一端与横向固定架平行设置且固
定连接的电磁套接装置，电磁套接装置包括与横向固定架固定连接的C型套接架，C型套接
架两端向外延伸形成套接空间，套接空间能够容纳吊具的外耳，C型套接架的一个延伸端上
固定连接电磁发生装置，另一个延伸端上固定连接有锁紧装置，C型套接架上设置有压力传
感器，压力传感器与锁紧装置电力连接，地面控制器分别与电磁发生装置、锁紧装置、压力
传感器电力连接并发出控制指令，使得电磁发生装置产生电磁将吊具的外耳吸附，吊具的
外耳触碰到压力传感器，压力传感器将电信号传递给地面控制器，地面控制器控制锁紧装
置插入吊具外耳内并锁紧吊具外耳。

[0007] 进一步地，电磁发生装置包括中空的铸铁外壳，中空的铸铁外壳与C型套接架的延伸端通过螺栓连接，铸铁外壳内部沿螺栓圆周套接有磁力线圈，磁力线圈的一端延伸出铸
铁外壳，磁力线圈的延伸端固定连接有生磁控制器，生磁控制器内部设置有电路板，电路板
上焊接有生磁电源以及开关控制器，开关控制器与地面控制器信号连接，生磁电源与开关
控制器电力连接。其中，地面控制器控制开关控制器开合，从而给磁力线圈送电，磁力线圈
通电后会产生磁力，该磁力能够吸附吊具外耳运动到压力传感器与之接触，进而压力传感
器将触发信号传动给地面控制器，地面控制器控制锁紧装置发生动作，使得锁紧装置锁紧
吊具外耳。本申请根据电生磁的原理将原绳索牵引方式改为电磁牵引方式，消除铁索连接
惯性的影响，从而保证吊具不会因为惯性而达不到精确定位的事情发生。

[0008] 进一步地，锁紧装置包括锁紧座，锁紧座上滑动连接有蜗杆，锁紧座固定连接有第一驱动电机，第一驱动电机的输出轴与蜗杆通过齿轮连接，第一驱动电机与地面控制器电
力连接。本申请涉及的锁紧装置是通过蜗轮蜗杆的方式实现的，第一驱动电机的输出轴的
齿轮相当于蜗轮，通过该方式能够有效确保传递效率，能够实现较大做功的需求。

[0009] 进一步地，还包括套接在横向固定架与C型套接架之间的横向缓冲装置，横向缓冲装置包括第一缓冲件、第二缓冲件、第三缓冲件，第一缓冲件的一端与横向固定架套接，第
三缓冲件的一端与C型套接架套接，第一缓冲件的另一端与第三缓冲件的另一端延伸入第
二缓冲件内与第二缓冲件活动连接且留有间隙，间隙内充满缓冲液。横向缓冲装置能够确
保吊具与驱动系统进行连挂时防止瞬间连挂力的挤压而导致连挂部件的毁损，而间隙内的
缓冲液一般选用润滑油或者齿轮润滑剂，一方面对于第一缓冲件、第三缓冲件进入第二缓
冲件内部部件起到润滑的作用，另一方面润滑油、齿轮润滑剂对于各部件之间具有缓冲作
用。

[0010] 进一步地，地面控制器为CPU、RAM、ROM、定时计数器和多种I/O接口集成在一块芯片上形成的MCU芯片级计算机。地面控制器一般选用现有技术已经公开的控制器，例如：授
权公告号为CN111532802B，专利名称为：一种到港货物运输转送装置及方法所涉及的控制
器，该控制器能够控制走行部动作，同时能够将压力传感器、电磁发生装置、锁紧装置进行
电力、信号连接，从而实现电路信号的联动。

[0011] 进一步地，走行部包括前后套接在实验室顶端轨道上且结构相同的第一走行组件、第二走行组件，第一走行组件包括走行轮以及与走行轮通过轴承连接的走行架，走行轮
置于轨道内侧且与轨道下边沿滚动接触，走行架上固定连接有第二驱动电机，第二驱动电
机与地面控制器电力连接，第二驱动电机与走行轮通过齿轮连接用以驱动走行轮运动，走
行架上与轨面相对的一面固定连接有两块缓冲滚动体，两块缓冲滚动体对称设置于走行轮
两侧，缓冲滚动体外表面设置有橡胶花纹，缓冲滚动体的橡胶花纹与轨面接触且能够在轨
面上相对转动。当地面控制器控制走行部停车时，由于受到惯性的作用，走行轮不可能立即
停车制动，而带有橡胶花纹的缓冲滚动体与轨面会产生摩擦力，而这种摩擦力能够立即与
惯性力相互冲抵，避免驱动系统运动到位时由于惯性的作用而产生位移误差。

[0012] 进一步地，还包括制动组件，制动组件包括固定设置于壳体内部的第三驱动电机、与横向固定架中心处转动连接的转动圆盘、与横向固定架弹性连接的制动闸瓦，制动闸瓦
与轨道侧边之间预留有第一间隙，转动圆盘上设置有凸块，转动圆盘与制动闸瓦之间预留
有第二间隙，第一间隙与第二间隙的尺寸相等，第二间隙的尺寸小于凸块的长度尺寸，第三
驱动电机的输出轴与转动圆盘通过链条连接，第三驱动电机与地面控制器电力连接，当需
要制动时，地面控制器先将第二驱动电机断电，然后接通第三驱动电机的电源，第三驱动电
机通过链条驱动转动圆盘转动，凸块通过第二间隙时将制动闸瓦顶起，制动闸瓦通过第一
间隙与轨道侧边接触制动。当带有橡胶花纹的缓冲滚动体失效时，制动组件会产生作用，进
一步防止驱动系统由于惯性的作用而产生位移差。

[0013] 进一步地，横向固定架上沿中心面向轨道的方向上对称设置有固定柱，固定柱上套接有弹簧，制动闸瓦的下表面卡接在弹簧上。这种弹性连接的方式一方面能够将制动闸
瓦在竖直方向上稳固，另一方面能够将凸块的作用力缓慢作用在制动闸瓦上，防止制动闸
瓦瞬间作用到轨道上而导致抱死现象的发生。

[0014] 本发明还提供上述飞机试验驱动系统的驱动方法，包括如下步骤：

[0015] S1、操作人员通过控制地面控制器向走行部发出行车信号；

[0016] S2、电磁套接装置靠近吊具外耳时，地面控制器发出信号控制电磁发生装置产生电磁，电磁将吊具外耳吸附，吊具外耳外侧触碰C型套接架上的压力传感器；

[0017] S3、压力传感器将压力信号转换为电信号传递给地面控制器，地面控制器进而控制锁紧装置插入吊具外耳内并锁紧吊具外耳；

[0018] S4、锁紧装置锁紧吊具外耳后通过地面控制器驱动走行部沿轨道运行，同时导航装置为飞机试验驱动系统导航；

[0019] S5、当飞机试验驱动系统运行至导航装置导航指定位置，通过地面控制器驱动走行部制动。

[0020] 与现有技术相比，本发明的有益效果为：本发明的飞机试验驱动系统，通过电磁套接装置以电生磁的方式将产生的电磁力作用在吊具的外耳上，把吊具的外耳牢牢吸附在电
磁套接装置的外表面，同时由于安装有压力传感器，当吊具外耳端部接触到压力传感器时，
压力传感器被触发继而将信号传递给地面控制器，地面控制器控制锁紧装置将驱动系统与
吊具锁紧，然后在通过驱动系统上的导航装置进行精确制导，将驱动系统运行到指定位置。
本发明通过电磁和锁紧这种刚性的连接方式取代现有技术中的绳索软连接的方式，同时通
过导航装置精确制导到达吊具在运输过程中不会发生位置偏差，进而确保实验模块能够被
运输到指定的位置。

附图说明

[0021] 图1为本发明驱动方法的流程图；

[0022] 图2为本发明驱动系统的结构示意图；

[0023] 图3为图2中电磁套接装置的结构示意图；

[0024] 图4为本发明实施例2的结构示意图；

[0025] 图5为图4中横向缓冲装置的结构示意图；

[0026] 图6为图2中A‑A的局部放大图；

[0027] 图7为实施例4电磁套接装置的结构示意图。

[0028] 其中，1.横向固定架，2.壳体，3.导航装置，4.电磁套接装置，4‑1.C型套接架，4‑2.电磁发生装置，4‑2‑1.铸铁外壳，4‑3.锁紧装置，4‑3‑1.锁紧座，4‑3‑2.第一驱动电机，5.压
力传感器，6.磁力线圈，7.生磁控制器，8.蜗杆，9.横向缓冲装置，9‑1.第一缓冲件，9‑2.第
二缓冲件，9‑3.第三缓冲件，10.走行轮，11.走行架，12.第二驱动电机，13.缓冲滚动体，14.
制动组件，14‑1.第三驱动电机，14‑2.转动圆盘，14‑3.制动闸瓦，15.凸块，16.弹簧，17.缓
冲垫，18.减震缓冲件。

具体实施方式

[0029] 下面结合附图，对本发明的具体实施方式进行详细描述，但应当理解本发明的保护范围并不受具体实施方式的限制。

[0030] 在本发明的描述中，需要理解的是，术语“横向”、“纵向”、“垂向”、“边缘”、“侧端”、“上”、“下”、“表面”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“轴
向”、“径向”、“周向”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
了便于描述本发明的技术方案和简化描述，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的限制。

[0031] 实施例1

[0032] 如图2‑3所示，一种飞机试验驱动系统，包括嵌套于实验室顶端轨道的走行部、与走行部垂直固定连接的横向固定架1、与横向固定架1下表面固定连接的壳体2、能够控制驱
动系统走行部移动的地面控制器、固定在横向固定架1前端的导航装置3，地面控制器与导
航装置3信号连接，还包括一端与横向固定架1平行设置且固定连接的电磁套接装置4，电磁
套接装置4包括与横向固定架1固定连接的C型套接架4‑1，C型套接架4‑1两端向外延伸形成
套接空间，套接空间能够容纳吊具的外耳，C型套接架4‑1的一个延伸端上固定连接电磁发
生装置4‑2，另一个延伸端上固定连接有锁紧装置4‑3，C型套接架4‑1上设置有压力传感器
5，压力传感器5与锁紧装置4‑3电力连接，地面控制器分别与电磁发生装置4‑2、锁紧装置4‑
3、压力传感器5电力连接并发出控制指令，使得电磁发生装置4‑2产生电磁将吊具的外耳吸
附，吊具的外耳触碰到压力传感器5，压力传感器5将电信号传递给地面控制器，地面控制器
控制锁紧装置4‑3插入吊具外耳内并锁紧吊具外耳。本实施例的飞机试验驱动系统，通过电
磁套接装置4以电生磁的方式将产生的电磁力作用在吊具的外耳上，把吊具的外耳牢牢吸
附在电磁套接装置4的外表面，同时由于安装有压力传感器5，当吊具外耳端部接触到压力
传感器5时，压力传感器5被触发继而将信号传递给地面控制器，地面控制器控制锁紧装置
4‑3将驱动系统与吊具锁紧，然后在通过驱动系统上的导航装置3进行精确制导，将驱动系
统运行到指定位置。通过电磁这种刚性的连接方式取代现有技术中的绳索软连接的方式，
同时通过导航装置3精确制导到达吊具在运输过程中不会发生位置偏差，进而确保实验模
块能够被运输到指定的位置。其中，导航装置3为GPS导航定位装置。

[0033] 参考图3，电磁发生装置4‑2包括中空的铸铁外壳4‑2‑1，中空的铸铁外壳4‑2‑1与C型套接架4‑1的延伸端通过螺栓连接，铸铁外壳4‑2‑1内部沿螺栓圆周套接有磁力线圈6，磁
力线圈6的一端延伸出铸铁外壳4‑2‑1，磁力线圈6的延伸端固定连接有生磁控制器7，生磁
控制器7内部设置有电路板，电路板上焊接有生磁电源以及开关控制器，开关控制器与地面
控制器信号连接，磁电源与开关控制器电力连接。其中，地面控制器控制开关控制器开合，
从而给磁力线圈6送电，磁力线圈6通电后会产生磁力，该磁力能够吸附吊具外耳运动到压
力传感器5与之接触，进而压力传感器5将触发信号传动给地面控制器，地面控制器控制锁
紧装置4‑3发生动作，使得锁紧装置4‑3锁紧吊具外耳。本申请根据电生磁的原理将原绳索
牵引方式改为电磁牵引方式，消除绳索连接惯性的影响，从而保证吊具不会因为惯性而达
不到精确定位的事情发生。其中，锁紧装置4‑3包括锁紧座4‑3‑1，锁紧座4‑3‑1上滑动连接
有蜗杆8，锁紧座4‑3‑1固定连接有第一驱动电机4‑3‑2，第一驱动电机4‑3‑2的输出轴与蜗
杆8通过齿轮连接，第一驱动电机4‑3‑2与地面控制器电力连接。其中，地面控制器为CPU、
RAM、ROM、定时计数器和多种I/O接口集成在一块芯片上形成的MCU芯片级计算机。地面控制
器一般选用现有技术已经公开的控制器，例如：授权公告号为CN111532802B，专利名称为：
一种到港货物运输转送装置及方法所涉及的控制器，该控制器能够控制走行部动作，同时
能够将压力传感器5、电磁发生装置4‑2、锁紧装置4‑3进行电力、信号连接，从而实现电路信
号的联动。信号的通信方式通常为无线通讯，而无线通讯的模块也集中在MCU芯片上，该无
线通讯的方式为移动网络。

[0034] 实施例2

[0035] 在实施例1的基础上，参考图4‑5，飞机试验驱动系统还包括套接在横向固定架1与C型套接架4‑1之间的横向缓冲装置9，横向缓冲装置9包括第一缓冲件9‑1、第二缓冲件9‑2、
第三缓冲件9‑3，第一缓冲件9‑1的一端与横向固定架1套接，第三缓冲件9‑3的一端与C型套
接架4‑1套接，第一缓冲件9‑1的另一端与第三缓冲件9‑3的另一端延伸入第二缓冲件9‑2内
与第二缓冲件9‑2活动连接且留有间隙，间隙内充满缓冲液。横向缓冲装置9能够确保吊具
与驱动系统进行连挂时防止瞬间连挂力的挤压而导致连挂部件的毁损，而间隙内的缓冲液
一般选用润滑油或者齿轮润滑剂，一方面对于第一缓冲件9‑1、第三缓冲件9‑3进入第二缓
冲件9‑2内部部件起到润滑的作用，另一方面润滑油、齿轮润滑剂对于各部件之间具有缓冲
施压作用。其中所留的间隙是为了确保第一缓冲件9‑1、第三缓冲件9‑3在第二缓冲件9‑2中
的活动余量。

[0036] 参考图6，上述实施例1与实施例2的走行部包括前后套接在实验室顶端轨道上且结构相同的第一走行组件、第二走行组件，第一走行组件包括走行轮10以及与走行轮10轴
承连接的走行架11，走行轮10置于轨道内侧且与轨道下边沿滚动接触，走行架11上固定连
接有第二驱动电机12，第二驱动电机12与地面控制器电力连接，第二驱动电机12与走行轮
10通过齿轮连接用以驱动走行轮10运动，走行架11上与轨面相对的一面固定连接有两块缓
冲滚动体13，两块缓冲滚动体13对称设置于走行轮10两侧，缓冲滚动体13外表面设置有橡
胶花纹，缓冲滚动体13的橡胶花纹与轨面接触且能够在轨面上相对转动。当地面控制器控
制走行部停车时，由于受到惯性的作用，走行轮10不可能立即停车制动，而带有橡胶花纹的
缓冲滚动体13与轨面会产生摩擦力，而这种摩擦力能够立即与惯性力相互冲抵，避免驱动
系统运动到位时由于惯性的作用而产生位移误差。

[0037] 实施例3

[0038] 在实施例2的基础上，参考图6，飞机试验驱动系统还包括制动组件14，制动组件14包括固定设置于壳体2内部的第三驱动电机14‑1、与横向固定架1中心处转动连接的转动圆
盘14‑2且转动圆盘14‑2上设置有凸块15、与横向固定架1弹性连接的制动闸瓦14‑3，横向固
定架1与制动闸瓦14‑3的具体连接方式为：横向固定架1上沿中心面向轨道的方向上对称设
置有固定柱，固定柱上套接有弹簧16，制动闸瓦14‑3的下表面卡接在弹簧16上。这种弹性连
接的方式一方面能够将制动闸瓦14‑3在竖直方向上稳固，另一方面能够将凸块15的作用力
缓慢作用在制动闸瓦14‑3上，防止制动闸瓦14‑3瞬间作用到轨道上而导致抱死现象的发
生。制动闸瓦14‑3与轨道侧边之间预留有第一间隙，转动圆盘14‑2与制动闸瓦14‑3之间预
留有第二间隙，第一间隙与第二间隙的尺寸相等，第二间隙的尺寸小于凸块15的长度尺寸，
第三驱动电机14‑1的输出轴与转动圆盘14‑2通过链条连接，第三驱动电机14‑1与地面控制
器电力连接，当需要制动时，地面控制器先将第二驱动电机12断电，然后接通第三驱动电机
14‑1的电源，第三驱动电机14‑1通过链条驱动转动圆盘14‑2转动，凸块15通过第二间隙时
将制动闸瓦14‑3顶起，制动闸瓦14‑3通过第一间隙与轨道侧边接触制动。其中，凸块15的长
度尺寸可以为5cm，而第二间隙的距离可以为3cm，此时，凸块15在第三驱动电机14‑1的驱动
作用下到达第二间隙处，由于弹簧16的弹性力，将会带动制动闸瓦14‑3被凸块15逐步顶起，
制动闸瓦14‑3接触到轨道侧边时，制动闸瓦14‑3无法被顶起，制动闸瓦14‑3将受到的阻力
传递给凸块15，凸轮15进而传递给第三驱动电机14‑1，此时，地面控制器由于接受到第三驱
动电机14‑1输出轴的阻力而停止给第三驱动电机14‑1给电，第三驱动电机14‑1停止工作。
带有橡胶花纹的缓冲滚动体13失效时，制动组件14会产生作用，进一步防止驱动系统由于
惯性的作用而产生位移差。同时在横向固定架1的一端设置有纵向减震缓冲件18，其中减震
缓冲件18可以为减震弹簧，进一步缓解行车过程中受到的纵向震动，进而保证行车的稳定
性。

[0039] 实施例4

[0040] 参考图7，在实施例3的基础上，在C型套接架4‑1对应压力传感器5的位置上设置有缓冲垫17，其中缓冲垫17为橡胶材质，缓冲吊具车在与驱动系统连挂过程中的挤压力，进而
避免压力传感器5在挤压力的作用下而发生毁损现象。

[0041] 上述飞机试验驱动系统的驱动方法，如图1所示，包括如下步骤：

[0042] S1、操作人员通过控制地面控制器向走行部发出行车信号；

[0043] S2、电磁套接装置4靠近吊具外耳时，地面控制器发出信号控制电磁发生装置4‑2产生电磁，电磁将吊具外耳吸附，吊具外耳外侧触碰C型套接架4‑1上的压力传感器5；

[0044] S3、压力传感器5将压力信号转换为电信号传递给地面控制器，地面控制器进而控制锁紧装置4‑3插入吊具外耳内并锁紧吊具外耳；

[0045] S4、锁紧装置4‑3锁紧吊具外耳后通过地面控制器驱动走行部沿轨道运行，同时导航装置3为飞机试验驱动系统导航；

[0046] S5、当飞机试验驱动系统运行至导航装置3导航指定位置，通过地面控制器驱动走行部制动。

[0047] 最后应说明的是：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实施例技术方案的精神和范
围。