CN104163250A - 一种用于飞机起落架舱门锁系统的可靠性试验装置 - Google Patents

Abstract

发明公开了一种用于飞机起落架舱门锁系统的可靠性试验装置，它包含试验台架和相应的载荷加载装置以及起落架舱门锁系统，所述的试验台架包含四根立柱，固定在四根立柱下端的承载梁，固定在四根立柱上端的支撑梁和固定在所述支撑梁之间的锁系统安装梁，该锁系统安装梁上开设有锁系统的安装孔，所述试验台架的一侧中部垂直安装有作动器安装杆，该作动器安装杆与承载梁和锁系统安装梁固定连接成一体。本发明试验装置结构紧凑、重量轻，能满足振动台的重量要求。配合振动台和配合液压系统，能同时实现振动应力、液压应力和气动力载荷的加载，所模拟的环境条件和工况较为真实。能实现锁系统的主要收放功能。

Description

一种用于飞机起落架舱门锁系统的可靠性试验装置

技术领域

发明涉及飞机实验设备领域，具体涉及一种用于飞机起落架舱门锁系统的可靠性试验装置。 

背景技术

起落架舱门锁系统体积大，重量大，结构和原理复杂，是飞机起落架系统的关键子系统之一。其能否正常工作直接影响着飞机执行任务的能力和飞行安全。尤其是在飞机降落过程中，一旦舱门锁系统不能正常打开，极易造成机毁人亡的严重事故。飞机起落架舱门锁系统的特点是体积大，结构和原理复杂，要求寿命长，且工作条件恶劣。气动载荷、液压应力、振动应力等工作载荷和环境因素是影响舱门锁系统可靠性的重要因素 

目前的问题是，若对舱门锁系统进行飞行试验，其不但成本高昂，而且风险较大，一旦出现舱门锁系统不能正常打开的故障，极有可能造成飞机坠毁的严重事故。因此需要一种能在地面对舱门锁进行可靠性试验的试验方法和装置。而针对此类机械产品的可靠性试验，由于系统复杂，现有试验方法往往只考虑单环境因素对机械产品可靠性的影响，模拟的环境条件不够真实。 

发明内容

本发明目的是为飞机起落架舱门锁系统提供一种用于飞机起落架舱门锁系统的可靠性试验装置，其考虑多环境因素和工作载荷对舱门锁可靠性演化和寿命的耦合影响作用，能实现舱门锁系统运动功能的模拟，并能同时对舱门锁加载振动、气动力载荷、液压载荷等多种应力，所模拟的工作条件较为真实。 

为了解决背景技术中所存在的问题，它包含试验台架和相应的载荷加载装 置以及起落架舱门锁系统，所述的试验台架包含四根立柱24，固定在四根立柱下端的承载梁19，固定在四根立柱24上端的支撑梁25和固定在所述支撑梁25之间的锁系统安装梁26，该锁系统安装梁26上开设有锁系统的安装孔，所述试验台架的一侧中部垂直安装有作动器安装杆2，该作动器安装杆2与承载梁19和锁系统安装梁26固定连接成一体，所述的承载梁19上分别安装有两组滑轮耳片18，每组滑轮耳片18上安装有滑轮23，所述试验台架的外侧设有丝杠安装台14，该丝杠安装台14固定在立柱24的下端附近，其上端附近安装有相应的丝杠限位板8，所述试验台架的底部安装有支撑圆柱22，该支撑圆柱22通过多个腹板20与试验台架下端的振动台安装板21相连；所述的载荷加载装置包含四根丝杠9、四个丝杠接头10、两根加载横梁11、四个丝杠底座12、四个压力传感器13、吊环15、卡子16和橡皮绳17，所述丝杠9的上端分别安装在丝杠限位板8的丝杠孔内，其中部设有与其旋接配合的丝杠接头10，所述加载横梁11的两端附近分别贯通设置有与丝杠9套接配合的丝杠孔，所述横梁11的两端分别向内开设有与丝杠接头10卡接配合的卡槽，该卡槽整体为U形结构，所述的加载横梁11上设置有两个与滑轮耳片18相对应的吊环安装孔，所述的吊环15的上端安装在所述吊环安装孔内，其下端通过卡子16将橡皮绳17固定在其底部，该橡皮绳17的另一端绕过安装在所述滑轮耳片18上的滑轮23，与飞机起落架舱门锁系统中舱门外表面上的胶布带连接；所述起落架舱门锁系统由作动器4和舱门5以及两个舱门锁6构成，所述作动器4安装在作动器底座3上，舱门5安装在舱门底座1上，舱门锁6安装在舱门锁底座7上。 

所述的丝杠9通过丝杠接头10与加载横梁11连接，该丝杠接头10中部径向设有与丝杠9螺旋配合的螺纹孔，其两侧分别有一个与卡槽卡接配合的耳轴。 

所述吊环15上端为螺杆，下端为叉形，并在两个叉耳上分别开设有销子孔，橡皮绳17通过销子连接到吊环15上。 

所述丝杠9下端为半球形，所述丝杠底座12的上部设有与丝杠9下端半球形转动配合的凹槽，其下部为与压力传感器13旋接相配合的螺杆。 

所述锁系统安装梁26采用槽钢制成。 

由于采用了以上技术方案，发明具有以下有益效果：试验装置结构紧凑、重量轻，能满足振动台的重量要求。配合振动台和配合液压系统，能同时实现振动应力、液压应力和气动力载荷的加载，所模拟的环境条件和工况较为真实。能实现锁系统的主要收放功能。能进行舱门锁驱动力不足、空气动力载荷过大等故障模拟试验，具有较强的通用性。试验装置主要由钢材焊接而成，加工成本低。仅需采用振动台、液压源等试验设备即可对锁系统进行可靠性试验，因此相对于飞行试验，试验成本低。 

附图说明

为了更清楚地说明发明，下面将结合图对实施例作简单的介绍。 

图1是本发明的立体图； 

图2是起落架舱门锁系统立体图； 

图3是试验台架立体图； 

图4是载荷加载装置立体图； 

图5是单侧的加载装置立体图； 

图6是载荷加载装置侧视图； 

图7是丝杠与加载横梁连接方式示意图； 

图8是丝杠接头立体图； 

图9是吊环与加载横梁连接方式示意图； 

图10是丝杠与丝杠底座配合方式示意图； 

图11是舱门底座的立体图； 

图12是舱门锁底座的立体图； 

其中：1.舱门底座；2.作动器安装杆；3.作动器底座；4.作动器；5.舱门；6.舱门锁；7.舱门锁底座；8.丝杠限位板；9.丝杠；10.丝杠接头；11.加载横梁；12.丝杠底座；13.压力传感器；14.丝杠安装台；15.吊环；16.卡子；17.橡皮绳；18.滑轮耳片18；19.承载梁；20.腹板；21.振动台安装板；22.支撑圆柱23.滑轮；24.立柱；25.支撑梁；26.锁系统安装梁。 

具体实施方式

为了使发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面将结合发明实施例中的图，对发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。 

实施例1 

参看图1-12，本具体实施方式是采用以下技术方案予以实现，它包含试验台架和相应的载荷加载装置以及起落架舱门锁系统，所述的试验台架包含四根立柱24，固定在四根立柱下端的承载梁19，固定在四根立柱24上端的支撑梁25和固定在所述支撑梁25之间的锁系统安装梁26，该锁系统安装梁26上开设有锁系统的安装孔，所述试验台架的一侧中部垂直安装有作动器安装杆2，该作动器安装杆2与承载梁19和锁系统安装梁26固定连接成一体，所述的承载梁19上分别安装有两组滑轮耳片18，每组滑轮耳片18上安装有滑轮23，所述试验台架的外侧设有丝杠安装台14，该丝杠安装台14固定在立柱24的下端附近， 其上端附近安装有相应的丝杠限位板8，所述试验台架的底部安装有支撑圆柱22，该支撑圆柱22通过多个腹板20与试验台架下端的振动台安装板21相连；所述的载荷加载装置包含四根丝杠9、四个丝杠接头10、两根加载横梁11、四个丝杠底座12、四个压力传感器13、吊环15、卡子16和橡皮绳17，所述丝杠9的上端分别安装在丝杠限位板8的丝杠孔内，其中部设有与其旋接配合的丝杠接头10，所述加载横梁11的两端附近分别贯通设置有与丝杠9套接配合的丝杠孔，所述横梁11的两端分别向内开设有与丝杠接头10卡接配合的卡槽，该卡槽整体为U形结构，所述的加载横梁11上设置有两个与滑轮耳片18相对应的吊环安装孔，所述的吊环15的上端安装在所述吊环安装孔内，其下端通过卡子16将橡皮绳17固定在其底部，该橡皮绳17的另一端绕过安装在所述滑轮耳片18上的滑轮23，与飞机起落架舱门锁系统中舱门外表面上的胶布带连接；所述起落架舱门锁系统由作动器4和舱门5以及两个舱门锁6构成，所述作动器4安装在作动器底座3上，舱门5安装在舱门底座1上，舱门锁6安装在舱门锁底座7上。 

所述的丝杠9通过丝杠接头10与加载横梁11连接，该丝杠接头10中部径向设有与丝杠9螺旋配合的螺纹孔，其两侧分别有一个与卡槽卡接配合的耳轴。 

所述吊环15上端为螺杆，下端为叉形，并在两个叉耳上分别开设有销子孔，橡皮绳17通过销子连接到吊环15上，并通过螺母调整吊环15的上下位置。 

所述丝杠9下端为半球形，所述丝杠底座12的上部设有与丝杠9下端半球形转动配合的凹槽，其下部为与压力传感器13旋接相配合的螺杆。 

所述锁系统安装梁26采用槽钢制成。 

实施例2 

试验前，舱门锁系统安装在试验装置内部。通过振动台安装板21将试验装置安装在振动台上，舱门锁6和作动器4接液压源。使用棘轮扳手等工具转动丝杠9，以调整加载横梁11的位置和橡皮绳17的拉伸程度，对舱门5加载模拟气动力载荷。载荷加载过程中，若两个丝杠9转动不同步，会造成丝杠接头10高度不一致。此时，由于加载横梁11两端的卡槽为U形结构，使丝杠接头10和加载横梁11构成一个旋转副，加载横梁11可以绕丝杠接头10的耳轴轴线转动一定角度，且杠接头10的耳轴会沿上述U形卡槽向外滑动较小的一段距离。如此，可避免因加载横梁11两端的两个丝杠9调节不同步而引起丝杠9与丝杠接头10之间产生卡滞。另外，通过螺母调整吊环15的上下位置，可对各个橡皮绳17的拉力进行微调，以保证其拉力均匀。 

锁系统功能试验过程中，舱门5所受的模拟载荷保持不变，振动应力由振动台控制系统控制，并由液压源控制系统自动控制舱门锁系统的、开闭。 

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解，其依然可以对前述各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发明各实施例技术方案的精神和范围。 

Claims (5)

1.一种用于飞机起落架舱门锁系统的可靠性试验装置，其特征在于它包含试验台架和相应的载荷加载装置以及起落架舱门锁系统，所述的试验台架包含四根立柱(24)，固定在四根立柱下端的承载梁(19)，固定在四根立柱(24)上端的支撑梁(25)和固定在所述支撑梁(25)之间的锁系统安装梁(26)，该锁系统安装梁(26)上开设有锁系统的安装孔，所述试验台架的一侧中部垂直安装有作动器安装杆(2)，该作动器安装杆(2)与承载梁(19)和锁系统安装梁(26)固定连接成一体，所述的承载梁(19)上分别安装有两组滑轮耳片(18)，每组滑轮耳片(18)上安装有滑轮(23)，所述试验台架的外侧设有丝杠安装台(14)，该丝杠安装台(14)固定在立柱(24)的下端附近，其上端附近安装有相应的丝杠限位板(8)，所述试验台架的底部安装有支撑圆柱(22)，该支撑圆柱(22)通过多个腹板(20)与试验台架下端的振动台安装板(21)相连；所述的载荷加载装置包含四根丝杠(9)、四个丝杠接头(10)、两根加载横梁(11)、四个丝杠底座(12)、四个压力传感器(13)、吊环(15)、卡子(16和橡皮绳(17)，所述丝杠(9)的上端分别安装在丝杠限位板(8的丝杠孔内，其中部设有与其旋接配合的丝杠接头(10)，所述加载横梁(11)的两端附近分别贯通设置有与丝杠(9)套接配合的丝杠孔，所述横梁(11)的两端分别向内开设有与丝杠接头(10)卡接配合的卡槽，该卡槽整体为U形结构，所述的加载横梁(11)上设置有两个与滑轮耳片(18)相对应的吊环安装孔，所述的吊环(15)的上端安装在所述吊环安装孔内，其下端通过卡子(16)将橡皮绳(17)固定在其底部，该橡皮绳(17)的另一端绕过安装在所述滑轮耳片(18)上的滑轮(23)，与飞机起落架舱门锁系统中舱门外表面上的胶布带连接；所述起落架舱门锁系统由作动器(4)和舱门(5)以及两个舱门锁(6)构成，所述作动器(4)安装在作动器底座(3)上，舱门(5)安装在舱门底座(1)上，舱门锁(6)安装在舱门锁底座(7)上。

2.根据权利要求1所述的一种用于飞机起落架舱门锁系统的可靠性试验装置，其特征在于所述的丝杠(9)通过丝杠接头(10)与加载横梁(11)连接，该丝杠接头(10)中部径向设有与丝杠(9)螺旋配合的螺纹孔，其两侧分别有一个与卡槽卡接配合的耳轴。

3.根据权利要求1所述的一种用于飞机起落架舱门锁系统的可靠性试验装置，其特征在于所述吊环(15)上端为螺杆，下端为叉形，并在两个叉耳上分别开设有销子孔，橡皮绳(17)通过销子连接到吊环(15)上。

4.根据权利要求1所述的一种用于飞机起落架舱门锁系统的可靠性试验装置，其特征在于所述丝杠(9)下端为半球形，所述丝杠底座(12)的上部设有与丝杠(9)下端半球形转动配合的凹槽，其下部为与压力传感器(13)旋接相配合的螺杆。

5.根据权利要求1所述的一种用于飞机起落架舱门锁系统的可靠性试验装置，其特征在于所述锁系统安装梁(26)采用槽钢制成。