CN102717897A - 起落架自控弹簧—阻尼系统气动力负载加载系统及加载方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞机起落架收放的弹簧-阻尼系统气动力负载加载系统和加载方法，属于飞机起落架收放试验系统，它包括试验台架（1）、飞机起落架（2）、连接在飞机起落架（2）上的撑杆作动筒（3）、支撑架（4），其中气动力负载方向控制机构控制起落架在收放过程中气动载荷的方向，气动力负载大小模拟机构控制起落架在收放过程中气动载荷的大小。本发明提供的自控弹簧-阻尼系统气动力负载加载方案加载精度高、负载模拟连续性好、结构简洁，能适用于各类型飞机起落架收放试验，并能为飞机起落架设计研发提供准确的相应参数。

Description

起落架自控弹簧—阻尼系统气动力负载加载系统及加载方法

技术领域

本发明涉及一种起落架自控弹簧—阻尼系统气动力负载加载系统及加载方法，属于飞机起落架收放试验系统。

背景技术

    为保证飞机飞行过程中的气动外形，现代的飞机普遍设计为可收放的起落架，在空中飞行时将起落架收起在机身或机翼内部；在起飞、降落过程中将起落架放下承受地面载荷。因此，飞机在空中飞行时需要完成起落架的收起和放下动作。由于空气阻力的影响，起落架在收放时会受到气动力的影响，该气动力分布于起落架迎风面上，影响起落架撑杆作动筒与上位锁工作。因此，在飞机起落架设计研发阶段，需要对其进行真实气动力负载下的收放可靠性试验。 

在起落架收放试验中，如何保证气动力负载加载时的精度以及保证加载系统良好的跟随性一直是个难题。发达国家对于起落架收放系统的研究比较成熟，普遍采用起落架现代设计技术，将飞机起落架安装于风洞之中进行起飞、降落的模拟。此试验方法较为接近起落架真实使用情况，试验结果准确可靠，但试验耗资巨大，建设周期过长，不宜在短时间内进行。

国内对于起落架收放试验的研究一般在无风洞条件下进行。由于起落架在真实收放过程中受到的力为一个分布力系，在试验中模拟极为困难，因此普遍将该分布力系进行简化，应用铰链力矩等效原理将该气动载荷简化为一个或几个集中力来施加于起落架上。根据试验装置的不同主要分为以下三种：

(a)液压伺服作动筒加载方案

该方案结构较为简单，负载模拟的跟踪性能较好，但其不足之处在于对液压作动筒的要求较高。第一，对作动筒尺寸要求较大，作动筒过小无法提供足够的行程用于起落架的收放，作动筒过大安装可能产生干涉；第二，力矩等效法会产生附加力，导致收放过程中受力模型不准确；第三，加载作动筒的速度比较小，可能无法满足飞机起落架收放时所需要的速度；第四，需要建设一整套完备的液压伺服控制系统，试验周期较长，投入较大。

(b)质量块—凸轮—滑轨加载方案

该方案气动载荷较为接近真实情况，载荷方向性好，但其不足之处有如下几点：第一，结构设计较为复杂，钢丝绳数量过多导致易与起落架产生干涉；第二，根据起落架上气动载荷的大小只能设计唯一的凸轮形状与之对应，对应于某些载荷工况可能无法设计出相应的凸轮来满足其加载要求；第三，加载中质量块随着起落架的收放会产生晃动，加载精度无法得到保证，并且存在一定的安全隐患。

(c)伺服电机加载方案

一种伺服电机式起落架收放随动加载系统，专利申请号

该方案采用两套伺服电机，通过钢丝绳对起落架加载，并采用一套伺服电机，通过滚珠丝杠带动装有转向滑轮的升降平台进行上下运动，从而通过协调伺服电机的工作，达到模拟飞机起落架在收放过程中受到的气动载荷的大小和方向。该方案响应速度快，跟随性较好，加载精度高。

起落架收起过程：假设起落架完全放下时收放角度为0，加载点位置至起落架根部转轴位置距离为R，当0°≤θ≤45°时，水平伺服电机释放钢丝绳长度L=Rsinθ-R（1-cosθ）；当45°≤θ≤90°时，水平伺服电机收起钢丝绳长度L=Rsinθ-R（1-cosθ）。

起落架放下过程：假设起落架完全收起时收放角度为0，加载点位置至起落架根部转轴位置距离为R，当0°≤θ≤45°时，水平伺服电机释放钢丝绳长度L=Rsinθ-R（1-cosθ）；当45°≤θ≤90°时，水平伺服电机收起钢丝绳长度L=Rsinθ-R（1-cosθ）。

收放过程中水平伺服电机需要两次反转来保证钢丝绳上始终是拉力，伺服电机反转可导致起落架收放过程中载荷模拟不连续，甚至导致钢丝绳脱离升降平台上的转向滑轮。

发明内容

    本发明针对现有技术的不足，提供一种自控弹簧—阻尼系统气动力负载加载系统及加载方法，该方加载精度高、载荷模拟连续性好、结构简单、操作方便，能适用于各类型飞机起落架收放试验。

为实现以上的技术目的，本发明将采取以下的技术方案：

一种起落架自控弹簧—阻尼系统气动力负载加载系统，由飞机起落架装夹机构、气动力负载方向控制机构、气动力负载大小模拟机构；其中飞机起落架装夹机构由安装于地面的试验台架、安装于试验台架上的吊板，安装于吊板下表面用于装夹起落架主支柱的主支柱夹具、安装于吊板下表面用于装夹起落架收放作动筒的收放作动筒夹具组成；其中气动力负载方向控制机构包括安装于试验地面的支撑架、安装于支撑架上的滚珠丝杆和直线导轨，还包括安装于支撑架下部且输出轴与滚珠丝杆下端相连的升降台伺服电机，还包括通过升降螺母安装于滚珠丝杆上，同时通过直线法兰轴承安装于直线导轨上的升降台；其中气动力负载大小模拟机构包括与支撑架相对固定的顶板，还包括弹簧阻尼加载机构；所述弹簧阻尼加载机构包括安装于顶板上的加载系统伺服电机、通过减速器与加载系统伺服电机连接的圆盘、通过钢丝绳与圆盘连接的弹簧—阻尼系统，还包括安装于升降台的定滑轮，还包括一端连接于所述弹簧—阻尼系统另一端绕过所述定滑轮连接飞机起落架加载点的钢丝绳；上述弹簧—阻尼系统为弹簧和阻尼器并联结构，且共有两套。

本发明的技术方案还包括上述起落架自控弹簧—阻尼系统气动力负载加载系统实现的加载方法，包括以下过程：

（a）、在飞机起落架收放过程中，利用气动力负载方向控制机构保证定滑轮与起落架加载点之间的钢丝绳保持水平，具体是通过以下方式实现的：

将飞机起落架转过的角度换算为升降台需要升高或降低的距离，将滚珠丝杆转过的角度换算为升降台实际升高或降低的距离，通过安装于起落架的角度传感器和安装于滚珠丝杆的角度传感器监控升降台伺服电机的运行；

（b）、根据升降台升高或降低的距离，控制加载系统伺服电机的运行，使钢丝绳始终保持自然张紧；由于钢丝绳始终保持自然张紧状态，因此钢丝绳上模拟的气动力负载大小仅由弹簧—阻尼器提供；

设定弹簧—阻尼系统变形量为                                               

，阻尼器两端相对运动速度为

,弹簧刚度系数为k,阻尼器阻尼系数为c；

当飞机起落架处于收起或者放下位置时，钢丝绳上模拟的气动力负载大小等于弹簧—阻尼系统中弹簧发生变形时产生的力，即

；

当飞机起落架处于动态收起或者放下过程中时，钢丝绳上模拟的气动力负载大小等于弹簧—阻尼系统中弹簧和阻尼器产生的力之和，即

；

（c）、提前设定起落架收放过程中相应时刻所需要的加载载荷,在弹簧—阻尼系统一端安装载荷传感器用于测量对应时刻下钢丝绳上的载荷，并实时反馈给加载系统伺服电机，通过改变加载系统伺服电机转速的快慢以改变弹簧—阻尼系统中弹簧变形量和阻尼器两端运动速度，从而改变气动力负载大小。

    根据以上的技术方案，可以实现以下的有益效果：

1.本发明提供的自控弹簧—阻尼系统气动力负载加载方案中采用两套弹簧—阻尼系统单独加载，分别对起落架两侧对称位置进行加载，跟伺服电机式起落架收放随动加载系统相比，加载系统伺服电机无需带动圆盘进行反向转动，因此载荷模拟连续性更好；

2.传统的液压伺服作动筒方案加载对作动筒空间尺寸要求严格，且作动筒的速度可能跟不上起落架收放的速度，本发明提供的自控弹簧—阻尼系统气动力负载加载方案，响应速度快，试验设备占用空间较小；

3.质量块-凸轮-滑轨加载方案结构复杂，钢丝绳数量较多，易发生干涉，且质量块的晃动会影响加载精度，自控弹簧—阻尼系统气动力负载加载方案钢丝绳数量较少，结构简单，且加载过程平稳，易保证加载的精度；

4.本发明提供的方案中采用滚珠丝杆、直线导轨以及直线法兰轴承，4根直线导轨通过直线法兰轴承与升降台连接，使得升降台的上下直线运动更加平稳。

5.本发明提供的自控弹簧—阻尼系统方案，可调节弹簧的刚度系数和阻尼器的阻尼系数，能够适用于不同型号尺寸的起落架收放试验，适用范围更广。

附图说明

图1是收放试验整体安装示意图；

图2是收放试验自控弹簧-阻尼系统气动力加载方案示意图；

图3是起落架安装示意图；

图4是图1的主视图；

图5是图1的俯视图；

图6是图1的左视图；

图7是起落架收起过程示意图；箭头方向代表起落架收起方向；

图8是起落架放下过程示意图；箭头方向代表起落架放下方向；

图中标号名称：1、试验台架，2、飞机起落架，3、撑杆作动筒，4、支撑架，5、滚珠丝杆，6、滚珠丝杆螺母，7、升降台伺服电机，8、升降台，9、加载系统伺服电机，10、减速器，11、圆盘，12、钢丝绳，13、单耳片支座， 14、导轨夹头支座，15、直线导轨，16、弹簧，17、直线法兰轴承，18、地脚螺栓，19、弹簧-阻尼系统，20、定滑轮，21、双耳片支座，22、力传感器，23、顶板，24、角度传感器。

具体实施方式

下面结合说明书附图以及具体实施范例，进一步阐述本发明，应理解这些实施范例仅仅用于对本发明的进一步说明，而不用于限制本发明的范围，在阅读了本发明之后，本领域技术人员对本发明的各种等价形式的修改均落于本申请所附权利要求所限定的范围。

如图1和图2所示，一种自控弹簧—阻尼系统气动力负载加载方案，它包括：试验台架1、飞机起落架2、撑杆作动筒3、支撑架4，负载跟随装置包括安装在支撑架4上的滚珠丝杆5、滚珠丝杠螺母6、升降台伺服电机7、升降台8、定滑轮20、角度传感器24，升降台4固定安装在滚珠丝杆螺母6以及直线法兰轴承17上，沿导轨15上下运动，升降台伺服电机7的输出轴通过联轴器与滚珠丝杆5联接；负载加载装置包括两套弹簧—阻尼系统加载机构，每一套加载机构均包括加载系统伺服电机9、减速器10、圆盘11、弹簧—阻尼系统19、钢丝绳12、力传感器22，减速器10连接在加载系统伺服电机9输出轴上，圆盘11连接在减速器10的输出轴上，钢丝绳12一端连接在力传感器22上，另一端绕过定滑轮20连接在飞机起落架2上，力传感器22通过螺栓固联于弹簧—阻尼系统19下端，弹簧—阻尼系统19上端连接一小段钢丝绳，并将这一小段钢丝绳另一端绕在圆盘11上。

以上说明的自控弹簧—阻尼系统加载方案，所述的支撑架4上安装有4个导轨夹头支座14，4根直线导轨15下端分别安装在4个导轨夹头支座14上，升降台8上安装有4个直线法兰轴承17，4根直线导轨15分别穿过4个直线法兰轴承17，滚珠丝杆螺母6连接在升降台8上，两套加载机构以升降台8的中心为对称点安装在顶板23上，两套机构的钢丝绳12和弹簧—阻尼系统19分布在起落架2两侧。

如图3所示，所述的起落架2通过其自身铰接处连接到单耳片支座13上，撑杆作动筒4通过其自身铰接处连接在双耳片支座21上，撑杆作动筒4下端铰接处通过关节轴承与飞机起落架2连接。

设定弹簧—阻尼系统变形量为

，阻尼器两端相对运动速度为

,弹簧刚度系数为k,阻尼器阻尼系数为c。当起落架处于静态的状态时，钢丝绳上模拟的气动力负载，大小等同于弹簧静态时发生形变时产生的力的大小，即

；当起落架处于动态收放过程中时，钢丝绳上模拟的气动力，大小等同于弹簧—阻尼系统发生形变时产生的力的大小，即

。

假设飞机起落架2上气动力加载点至起落架根部转轴的距离为R，飞机起落架2转过的角度为收放角度θ，升降台上下运动的距离为L，飞机起落架2上加载点至升降台8上定滑轮20距离变化量ΔL。

起落架收起过程：设定飞机起落架2在完全放下的位置收起角度为0°，L=R(1-cosθ)，ΔL=Rsinθ，假设没有弹簧—阻尼系统19，0°≤θ≤45°时，加载系统伺服电机9释放钢丝绳长度为Rsinθ-R（1-cosθ），45°≤θ≤90°时，加载系统伺服电机9收起钢丝绳长度为Rsinθ-R（1-cosθ），当θ为45°时，加载系统伺服电机9释放的钢丝绳长度达到最大，约为0.414R。在收起角度θ达到45°后，加载系统伺服电机9无需反转，只需要减慢释放绕在圆盘11上的钢丝绳即可。

起落架放下过程：设定飞机起落架2在完全收起的位置放下角度为0°，L=Rsinθ，ΔL= R(1-cosθ)，假设没有弹簧—阻尼系统19，0°≤θ≤45°时，加载系统伺服电机9收起钢丝绳长度为Rsinθ-R（1-cosθ），45°≤θ≤90°时，加载系统伺服电机9释放钢丝绳长度为Rsinθ-R（1-cosθ），当θ为45°时，加载系统伺服电机（9）收起的钢丝绳长度达到最大，约为0.414R。由于起落架在放下过程中气动力负载呈上升趋势，弹簧—阻尼系统19需要增大其变形量以及提高阻尼器两端运动速度，在放下角度θ达到45°后，加载系统伺服电机9无需反转，只需要加速收起绕在圆盘11上的钢丝绳即可。

起落架收放过程中所受的气动力负载大小随收放角度变化而变化，起落架收起过程中，气动力负载随着收起角度的增大总体呈现下降趋势，而在放下过程中，气动力负载随着放下角度的增加总体呈上升趋势。

本发明提供的自控弹簧—阻尼系统气动力负载加载方案实际工作原理为：试验前，起落架2处于飞机刚刚离开地面时的状态，加载系统伺服电机9工作，使钢丝绳12在小载荷下张紧，调整升降台8的高度，使得在定滑轮20到飞机起落架2上加载点之间的一段钢丝绳12到达水平位置；试验开始时，撑杆作动筒3开始往外伸长，飞机起落架2绕自己与单耳片支座13铰接处运动，升降台伺服电机7根据飞机起落架2收起角度控制升降台8升上高度，通过角度传感器24的输出信号监测升降台伺服电机7的运转，保证钢丝绳12从定滑轮20至飞机起落架2之间一段的水平状态，同时加载系统伺服电机9根据力传感器22输出的气动力负载信号控制转动，不断调整弹簧—阻尼系统19的变形量以及阻尼器两端相对运动速度，模拟飞机起落架2上所受的气动力；当飞机起落架2收起至规定位置时，升降台伺服电机7迅速制动，加载系统伺服电机9根据力传感器22的信号控制转动，迅速地使钢丝绳12上的载荷达到规定值；飞机起落架2开始放下时，撑杆作动筒3开始往回收缩，升降台伺服电机7根据放下角度控制升降台8下降高度，通过角度传感器24的输出信号监测升降台伺服电机7的运转，保证钢丝绳12从定滑轮20至飞机起落架2之间一段的水平状态，加载系统伺服电机9根据力传感器22的输出的气动力负载信号控制转动，不断调整弹簧—阻尼系统19的变形量以及阻尼器两端相对运动速度，保证钢丝绳12上的载荷符合要求；飞机起落架2到放下位置时，升降台伺服电机7迅速制动，滚珠丝杠5停止运动，加载系统伺服电机9根据力传感器22的输出信号控制转动，保证钢丝绳12上载荷符合规定要求，此时一个收放过程结束。

本发明提供的弹簧-阻尼系统气动力负载加载方案能够精确模拟飞机起落架收放过程中的气动力负载，能适用于各类型飞机起落架收放试验，并能为飞机起落架设计研发提供准确的相应参数。

以上所述仅为本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以提出若干改进措施，这些改进也应视为本发明的保护范围。

Claims (4)

1.一种起落架自控弹簧—阻尼系统气动力负载加载系统，由飞机起落架装夹机构、气动力负载方向控制机构、气动力负载大小模拟机构组成，其特征在于：

上述飞机起落架装夹机构由安装于地面的试验台架（1）、安装于试验台架上的吊板，安装于吊板下表面用于装夹起落架主支柱的主支柱夹具、安装于吊板下表面用于装夹起落架收放作动筒的收放作动筒夹具组成；

气动力负载方向控制机构包括安装于地面的支撑架（4）、安装于支撑架（4）上的滚珠丝杆（5）和直线导轨（15），还包括安装于支撑架下部且输出轴与滚珠丝杆下端相连的升降台伺服电机（7），还包括通过滚珠丝杠螺母（6）安装于滚珠丝杆（5）上，同时通过直线法兰轴承（17）安装于直线导轨（15）上的升降台（8）；

气动力负载大小模拟机构包括与支撑架（4）相对固定的顶板（23），还包括弹簧阻尼加载机构；所述弹簧阻尼加载机构包括安装于顶板（23）上的加载系统伺服电机（9）、通过减速器（10）与加载系统伺服电机（9）连接的圆盘（11）、通过钢丝绳与圆盘（11）连接的弹簧—阻尼系统（19），还包括安装于升降台（8）的定滑轮（20），还包括一端连接于所述弹簧—阻尼系统（19）另一端绕过所述定滑轮（20）连接飞机起落架加载点的钢丝绳（12）；上述弹簧—阻尼系统（19）为弹簧和阻尼器并联结构。

2.根据权利要求1所述的起落架自控弹簧—阻尼系统气动力负载加载系统，其特征在于：上述主支柱夹具为单耳片支座（13），上述收放作动筒夹具为双耳片支座（21）。

3.根据权利要求1所述的起落架自控弹簧—阻尼系统气动力负载加载系统，其特征在于：上述弹簧阻尼加载机构为两套。

4.利用权利要求1所述的起落架自控弹簧—阻尼系统气动力负载加载系统的加载方法，其特征在于包括以下过程：

（a）、在飞机起落架（2）收放过程中，利用气动力负载方向控制机构保证定滑轮（20）与起落架加载点之间的钢丝绳保持水平，具体是通过以下方式实现的：

将飞机起落架转过的角度换算为升降台（8）需要升高或降低的距离，将滚珠丝杆（5）转过的角度换算为升降台（8）实际升高或降低的距离，通过安装于起落架的角度传感器和安装于滚珠丝杆（5）的角度传感器（24）监控升降台伺服电机（7）的运行；

（b）、根据升降台（8）升高或降低的距离，控制加载系统伺服电机（9）的运行，使钢丝绳始终保持自然张紧；由于钢丝绳始终保持自然张紧状态，因此钢丝绳（12）上模拟的气动力负载大小仅由弹簧—阻尼器（19）提供；

设定弹簧—阻尼系统变形量为                                                

，阻尼器两端相对运动速度为

,弹簧刚度系数为k,阻尼器阻尼系数为c；

当飞机起落架（2）处于收起或者放下位置时，钢丝绳（12）上模拟的气动力负载大小等于弹簧—阻尼系统（19）中弹簧发生变形时产生的力，即；

当飞机起落架（2）处于动态收起或者放下过程中时，钢丝绳（12）上模拟的气动力负载大小等于弹簧—阻尼系统（19）中弹簧和阻尼器产生的力之和，即

；

（c）、提前设定起落架（7）收放过程中相应时刻所需要的加载载荷,在弹簧—阻尼器（19）一端安装载荷传感器用于测量对应时刻下钢丝绳（12）上的载荷，并实时反馈给加载系统伺服电机（9），通过改变加载系统伺服电机（9）转速的快慢以改变弹簧—阻尼器（19）中弹簧变形量和阻尼器两端运动速度，从而改变气动力负载大小。

Images