CN103068675A - 用于飞行器起落架的销轴承装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种用于测量飞机起落架(1)中的载荷的销轴承装置(10)，所述起落架包括后缘臂(2)和减震器(4)，所述后缘臂连接到飞机轮(3)中的至少一个，所述减震器(4)连接到飞机，藉此载荷(11)从后缘臂(2)传递至减震器(4)，后缘臂(2)可相对于减震器(4)旋转，销轴承装置(10)包括在预定位置连接到销轴承装置(10)的至少一个应变测量元件(12)，这些位置被选择使得：对于后缘臂(2)相对于减震器(4)采取的任意值的角度(5)，当传递的载荷(11)超过第一阈值时应变测量元件(12)至少提供最小可检测信号。本发明还涉及一种用于使用作为所述销轴承装置的销轴承装置(10)提供飞机的地面上状态的指定的方法，和一种用于确定至少一个应变测量元件(12)在这种销轴承装置(10)中的位置的方法。

Description

用于飞行器起落架的销轴承装置

技术领域

本发明涉及一种飞机起落架中的销轴承装置、一种用于确定所述销轴承装置中的测量装置的位置的方法、和一种用于提供飞机的地面上状态的指示的方法。

背景技术

当飞机已经着陆并在地面上时，所述飞机的起落架受到地面荷载。起落架包括连接到飞机轮中的至少一个的后缘臂和当飞机已经触及地面时消耗来自地面载荷的大多数动能的减震器，且所述后缘臂通常可相对于减震器旋转。起落架的后缘臂通常包括固定到后缘臂并位于后缘臂与减震器之间的销轴承装置。

飞机起落架通常包括测量元件以提供用于确定飞机是否位于地面上或仍然飞行的信息。

在发生这种情况的具体情况下，在飞机起落架的一些实施方式中，当飞机已经触及地面时，由后缘臂和销轴承装置形成的组件不会旋转任意角度达到特定地面载荷水平。因此，由于测量元件不存在，因此测量元件不能测量后缘臂的任意旋转，从而使得微开关或近程传感器都不能用作起落架销轴承中的有效测量装置。

位于减震器内部的压力传感器也不能用作有效的测量装置，这是因为减震器的内部机械结构构造不允许这种压力传感器的正确安装。

根据上述，期望的是提供具有测量装置的销轴承，所述测量装置能够可靠地确定飞机是否在地面上或仍然在飞行。

在使用位于销轴承装置中的应变仪时已经发现了该方案。按照EP1147384，在现有技术状态中已知销轴承中的应变仪的位置，使得这些应变仪可以检测施加在销轴承的一定区域中的恒定剪切力。然而，该文献没有介绍其用于指示在地面上的状态。另外，这些应变仪的正确位置实际上非常复杂，并且在该文献中主要用于测试地面荷载。

在应变仪实施在飞机起落架的销轴承上的问题之一在于这些应变仪必须足够灵敏地检测飞机已经触及地面的非常低的阈值载荷水平，其中，即使当飞机早已触及地面时，由后缘臂和销轴承形成的组件不能旋转任意角度达到一定地面荷载水平。因此，为了在此情况下正确地工作，应变仪被定位成使得所述应变仪可以检测低载荷：该问题在于当飞机已经触及地面时，应变仪可能会提供飞机在飞行的指示。

然而，如果应变仪在销轴承装置中位于所述应变仪可以检测更高载荷的位置，则所述应变仪则会在持续的一段时间内受到高应力，这会在这些应变仪中产生强疲劳问题，从而使得应变仪具有短寿命。另外的问题在于后缘臂相对于减震器的旋转使得销中的应变仪的测量条件变化很大。

因此，理想的是提供一种用于使用销轴承装置确定销轴承装置中的测量元件的位置的方法以及一种用于提供飞机的地面上状态的指示，以提供对上述问题的适当解决方案。

发明内容

本发明的一个目的是一种用于测量飞机起落架中的载荷的销轴承装置。起落架包括后缘臂和减震器，所述后缘臂连接到飞机轮中的至少一个，所述减震器连接到飞机，后缘臂可相对于所述减震器旋转。当飞机触及地面时，由飞机接收到的载荷从后缘臂传递至减震器。销轴承装置包括在预定位置的至少一个应变测量元件，这些位置被选择使得：对于后缘臂相对于减震器采取的角度的整个范围，当后缘臂的载荷超过第一阈值时，测量元件至少提供最小可检测的信号。

本发明的销轴承装置中的预定位置被选择使得对于后缘臂相对于应变测量元件所采取的任意值的角度，应变测量元件总是在该应变测量元件的操作范围内的工作应力的最大值以下。此外，所述最大值使得应变测量元件的疲劳寿命高于飞机的运行寿命。

本发明的另一个目的是包括如上所述的销轴承装置的飞机起落架。

用于提供飞机的地面上状态的指示的方法是本发明的另一个目的，该方法使用连接有至少一个应变测量元件的销轴承装置，销轴承装置可旋转地连接后缘臂和减震器。

本发明的另一个目的是提供一种用于确定应变测量元件在销轴承装置中的位置的方法。

本发明的另一个目的是一种包括起落架的飞机，所述起落架包括如上所述的销轴承装置。

本发明的另一个目的是一种包括如上所述的销轴承装置的飞机。

以下从结合所附附图的以下详细说明理解本发明的其他特征和优点。

附图说明

图1a和图1b显示了根据本发明的包括销轴承装置的飞机起落架；

图2a、2b和2c显示了根据本发明的施加到飞机起落架中的销轴承装置的载荷，该载荷与飞机地面着陆的行进的力矩不同；以及

图3显示了根据本发明的用于将测量装置定位在用于飞机起落架的销轴承装置中的最佳角度。

具体实施方式

以下结合飞机起落架1描述本发明的优选实施例，所述飞机起落架1包括连接到飞机轮3中的至少一个的后缘臂2和减震器4，当飞机已经触及地面时，所述减震器4消耗来自地面载荷的大多数动能。起落架1的后缘臂2包括固定到后缘臂2并位于后缘臂2与减震器4之间的销轴承装置10。后缘臂2可相对于减震器4旋转。该销轴承装置10接收作为已经从飞机轮3传递给减震器4的地面载荷的载荷11：当测量销轴承装置10中的载荷11的大小时，可以确定飞机是否已经在地面上。

用于测量来自地面载荷并被传递给减震器4的载荷的最好位置是位于后缘臂2与减震器4之间的销轴承装置10的位置。在该位置，地面载荷从轮3传递给减震器4，并被非恒定值放大，其中该值取决于起落架1的旋转角度5，该角度5是后缘臂2相对于减震器4所采用的角度。

当将地面荷载20施加在一个或多个飞机轮3上时，该载荷20的一部分作为载荷11通过销轴承装置10被传递。在飞机起落架1中的销轴承装置10的一个优选实施例中，后缘臂2不能相对于减震器4旋转，因此后缘臂2相对于减震器4所采取的角度5具有恒定值，直到地面载荷20达到一定值为止。当出现这种情况时，后缘臂2开始相对于减震器4旋转，并且施加到销轴承装置10的载荷11然后超过第二阈值(图2b中的载荷11的值)。然而，即使当地面载荷20在一定值以下，飞机也已经触及地面，并且销轴承装置中的载荷11在所述一定第二阈值以下(图2a中的载荷11的值)。因此，将被销轴承装置10检测的指示飞机已经触及地面的载荷11在图2b的第二阈值以下，但是超过将被确定的第一阈值。

根据本发明的销轴承装置10包括至少一个应变测量元件12，所述应变测量元件12影响施加到销轴承装置10的载荷11的作为所述应变测量元件12被延展的函数的测量值。因此，如刚刚所提及的，必须校正应变测量元件12以具有能够检测施加在销轴承装置上的在第二阈值以下但是超过第一阈值的载荷11的灵敏度，从而影响飞机已经触及地面的正确指示。

应变测量元件12优选地是应变仪电桥，且四个或更多个应变仪形成惠斯通电桥装置，但是还可以是单个应变仪，或具有电桥的单个应变仪的组合。在根据本发明的销轴承装置10中，应变测量元件12连接在预定位置，且选择这些位置，使得对于后缘臂2相对于减震器4所采取的角度5的任意值应变测量元件12始终在这种应变测量元件12的操作范围内的工作应力的最大值以下。在本发明的优选实施例中，所述最大值使得应变测量元件12的疲劳寿命高于飞机的运行寿命。在另一个优选实施例中，该最大值使得应变测量元件12的疲劳寿命比飞机的运行寿命高5倍：五倍的限定根据US FAR规则形成。飞机的运行寿命应该至少为10.000个航班(当前军用飞机的标准)，从而利用至少一千万(10⁷)个应变测量元件12的测量循环，有时候可以达到八千万(8×10⁷)个测量循环。

一旦后缘臂2已经开始相对于减震器4旋转，则当保持恒定的旋转角度5开始减小时，销轴承装置10中的载荷11的大小开始增加：图2a、2b和2c显示这种趋势。在这种情况下，销轴承装置10中的应变测量元件12受到更高值的载荷11，其中当旋转角度5减少时，所述载荷11的值增加。由于应变测量元件12中的疲劳约束，必须限制施加到销轴承10的载荷11的最大值，以便为应变测量元件12提供较长使用期限。

应变测量元件12在通常被计算为30年的整个飞机使用期限必须是可靠的并可操作。应变测量元件12必须在非常临界工作条件下工作，从而确保在极限载荷下没有故障，并当将静荷载11施加在销轴承装置销轴承装置10上时获得通常为0,3mv/V/90KN的最小灵敏度。对于应变测量元件12上的疲劳载荷，必须确保元件12在整个飞机使用期限中不会由于疲劳载荷而具有任意失效。此外，元件12必须能够在从-54℃变化到+80℃临界的温度条件下工作。

根据本发明的优选实施例，应变测量元件12的数量至少为两个，且这些元件在销轴承装置10中沿圆周方向以至少90°彼此间隔开。另一个优选实施例将应变测量元件12定位成相对于销轴承装置10的轴线14近似径向相对。

单独或接合其它信号使用由应变测量元件12提供的信号，以提供包括如本发明中所述的销轴承装置的销轴承装置10的飞机的在地面上状态的指示，或提供该飞机的在飞行中状态的指示。

本发明还描述了一种用于使用销轴承装置10提供飞机的地面上状态的指示的方法，其中所述销轴承装置10可旋转地连接到飞机轮3中的至少一个的后缘臂2并连接到飞机的减震器4，藉此载荷11从后缘臂2被传递给减震器4。该方法包括以下步骤：

a)从在预定位置中连接到销轴承装置10的至少一个应变测量元件12获得信号；以及

b)单独使用这种信号或结合其它信号使用这种信号来提供所述飞机的地面上状态或飞行中状态的指示。

根据本发明所述的方法的步骤a)还包括以下步骤：

a1)从在预定位置连接到销轴承装置10的至少两个应变测量元件12获得电阻型信号；以及

a2)将所述电阻型信号调节并处理成能够被现有飞机系统理解和使用的感应式信号。

此外，本发明描述了一种用于确定至少一个应变测量元件12在飞机起落架1的销轴承装置10中的位置的方法，该方法包括以下步骤：

a)确定将由应变测量元件12提供的可靠的信号的最小可检测值，该值与销轴承装置10中的载荷11的第一阈值相对应；

b)对应变测量元件12确定最大工作应力，使得应变测量元件12的疲劳寿命高于飞机的运行寿命；和

c)对应变测量元件12的不同位置并且在由销轴承装置10传递的载荷11的模数和方向上的整个矢量范围内进行计算和/或测试，以便确定应变测量元件12的位置的提供超过a)但是在b)以下的值的最佳范围。

优选地，通过计算模拟、实验测量或其组合获得步骤c)中的最佳范围。

作为刚刚所述的结果，在本发明的包括至少两个应变测量元件12的优选实施例中，应变测量元件12在销轴承装置10中的最佳位置被获得：应变测量元件12最佳地位于销轴承装置10的区域15中，所述区域15将优选地相对于销轴承10的轴线14形成角度13，使得应变测量元件12位于相对于所述轴线14近似径向相对的位置处(图3)。相对于进入减震器4的载荷方向测量该角度13。应变测量元件12的位置使得所述应变测量元件12在销轴承装置10中沿圆周方向彼此间隔开至少90°。

提供应变测量元件12在销轴承装置10中的最佳位置的角度13由有限元分析和测试结果两者确定，以便实现应变测量元件12所提及的考虑和要求。

在本发明的优选实施例中，用于定位应变测量元件12的角度13包括在10°与25°值之间。更优选地，角度13的值为20°。

如已经提及的，在计算应变测量元件12在销轴承装置10中的位置时要考虑的主要条件如下：

-当所述元件可以提供更加可靠的测量时，作用于销轴承10上的载荷11产生具有非常高应力的区域，且元件12通常位于所述区域中，这是因为销轴承10的材料具有非常高的屈服应力极限，并且将销轴承10设计成使得这些销轴承10在高应力水平下工作；

-在这些高应力工作值下，对于至少10-7的可靠性来说，应变测量元件位置不是显而易见的，这是因为如果应变测量元件12在其通常为350-400MPa的操作疲劳范围外工作，则在飞机的微小量着地之后应变测量元件12可能会失效；

-应变测量元件位置必须以期望的载荷检测水平和角度提供可检测信号，但是当施加在销轴承装置10上的载荷11围绕轴线14旋转时，该信号不能减小；以及

-考虑应变测量元件12的高应力工作值，所述应变测量元件12需要具有用于现有销轴承装置10的轴向长度的适当尺寸以便被正确地集成化。

虽然已经结合优选实施例充分描述了本发明，但是显而易见的是可以在本发明的保护范围内引入修改，并且本发明的保护范围不由这些实施例限制，而是由权利要求的内容限制。

Claims (15)

1.一种用于测量飞机起落架(1)中的载荷的销轴承装置(10)，所述起落架包括后缘臂(2)和减震器(4)，所述后缘臂连接到飞机轮(3)中的至少一个，所述减震器(4)连接到所述飞机，藉此载荷(11)从所述后缘臂(2)传递到所述减震器(4)，所述后缘臂(2)能够相对于所述减震器(4)旋转，其特征在于所述销轴承装置(10)包括在预定位置连接到所述销轴承装置(10)的至少一个应变测量元件(12)，所述预定位置被选择使得：对于所述后缘臂(2)相对于所述减震器(4)所采取的任意值的角度(5)，当传递的载荷(11)超过第一阈值时所述应变测量元件(12)至少提供最小可检测的信号。

2.根据权利要求1所述的销轴承装置(10)，其中，所述预定位置被选择使得：对于所述后缘臂(2)相对于所述减震器(4)所采取的任意值的角度(5)，所述应变测量元件(12)始终在所述应变测量元件(12)的操作范围内的工作应力的最大值以下。

3.根据权利要求2所述的销轴承装置(10)，其中，所述最大值使得所述应变测量元件(12)的疲劳寿命高于飞机的运行寿命。

4.根据前述权利要求中任一项所述的销轴承装置(10)，其中，所述应变测量元件(12)至少为两个。

5.根据权利要求4所述的销轴承装置(10)，其中，所述预定位置沿圆周方向彼此间隔开至少90°。

6.根据权利要求5所述的销轴承装置(10)，其中，所述预定位置相对于所述销轴承装置(10)的轴线(14)大致径向相对。

7.根据前述权利要求中任一项所述的销轴承装置(10)，其中，所述应变测量元件(12)是应变仪或应变仪电桥。

8.一种包括根据前述权利要求中任一项所述的销轴承装置(10)的飞机起落架(1)。

9.根据权利要求8所述的飞机起落架(1)，其中，当所述后缘臂(2)上的载荷(11)超过第二阈值时，所述后缘臂(2)开始相对于所述减震器(4)旋转。

10.根据权利要求8或9所述的飞机起落架(1)，其中，由所述应变测量元件(12)提供的信号单独或与其它信号结合提供所述飞机的地面上状态的指示或所述飞机的飞行中状态的指示。

11.一种飞机，所述飞机包括根据权利要求8-10中任一项所述的起落架(1)。

12.一种用于使用销轴承装置(10)提供飞机的地面上状态的指示的方法，所述销轴承装置(10)能够旋转地连接后缘臂(2)和减震器(4)，所述后缘臂(2)连接到飞机轮(3)中的至少一个，所述减震器连接到飞机，藉此载荷(11)从所述后缘臂(2)被传递至所述减震器(4)，所述方法包括以下步骤：

a)从在预定位置连接到所述销轴承装置(10)的至少一个应变测量元件(12)获得信号；以及

b)单独使用所述信号或结合其它信号使用所述信号来提供所述飞机的地面上状态的指示，或提供所述飞机的飞行中状态的指示。

13.根据权利要求12所述的方法，其中，所述应变测量元件是应变仪、应变仪电桥或具有电桥的单个应变仪的组合，以及步骤a)包括以下步骤：

a1)从在预定位置连接到所述销轴承装置(10)的至少一个应变测量元件(12)获得电阻型信号；以及

a2)将所述电阻型信号调节和处理成能够被现有飞机系统理解和使用的感应式信号。

14.一种用于确定至少一个应变测量元件(12)在根据权利要求1-7中任一项所述的销轴承装置(10)中的位置的方法，所述方法包括以下步骤：

a)确定由所述应变测量元件(12)提供的可靠的信号的最小可检测值，所述最小可检测值与所述销轴承装置(10)中的载荷(11)的第一阈值相对应；

b)对所述应变测量元件(12)确定最大工作应力，使得所述应变测量元件(12)的疲劳寿命高于所述飞机的运行寿命；以及

c)对所述应变测量元件(12)的不同位置并且在由所述销轴承装置(10)传递的载荷(11)的模数和方向中的矢量的整个范围内进行计算和/或测试，以便确定提供超过a)但是在b)以下的值的所述应变测量元件(12)的位置的最佳范围。

15.根据权利要求14所述的方法，其中，在步骤c)中的最佳范围通过计算模拟、实验测量或其组合获得。

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