CN106143950A - 一种起落架转弯机构动态加载方法 - Google Patents

一种起落架转弯机构动态加载方法 Download PDF

Info

Publication number
CN106143950A
CN106143950A CN201610585611.6A CN201610585611A CN106143950A CN 106143950 A CN106143950 A CN 106143950A CN 201610585611 A CN201610585611 A CN 201610585611A CN 106143950 A CN106143950 A CN 106143950A
Authority
CN
China
Prior art keywords
turning mechanism
undercarriage
undercarriage turning
load
test
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN201610585611.6A
Other languages
English (en)
Inventor
张红
柳玉泉
张万民
孙琳
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Xian Aircraft Design and Research Institute of AVIC
Original Assignee
Xian Aircraft Design and Research Institute of AVIC
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Xian Aircraft Design and Research Institute of AVIC filed Critical Xian Aircraft Design and Research Institute of AVIC
Priority to CN201610585611.6A priority Critical patent/CN106143950A/zh
Publication of CN106143950A publication Critical patent/CN106143950A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M13/00—Testing of machine parts

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)

Abstract

一种起落架转弯机构动态加载方法，包括如下步骤：在起落架转弯机构(1)的载荷输入端布置主动载荷施加系统(2)，输出端布置扭矩平衡系统(3)；根据设计要求在输入端输入载荷，绘制主动载荷施加系统(2)的载荷谱P1及对应的位移谱W1；按照起落架转弯机构(1)受力平衡，计算出输出端扭矩平衡系统(3)的扭矩谱P2及对应的转角谱W2；在试验加载过程中，主动载荷施加系统按照载荷谱P1进行载荷控制，扭矩平衡系统按照转角谱W2进行转角控制。本发明的起落架转弯机构动态加载方法，提高了试验精度，更加真实的反映出起落架转弯机构的受力状况，保证试验数据真实有效，为起落架转弯机构设计及考核提供数据支持。

Description

一种起落架转弯机构动态加载方法
技术领域
本发明属于飞机结构设计领域，特别涉及飞机起落架设计，具体涉及起落架转弯机构动态加载方法。
背景技术
操纵前轮转向作为飞机地面操纵转弯的主要方式，其执行机构——起落架转弯机构的设计是飞机起落架设计的重要组成部分。实验室条件下的起落架转弯机构功能及耐久性试验为该机构设计及考核提供了关键数据支持。
飞机在转弯操纵过程中，其起落架转弯机构的齿轮齿条、防扭臂等零件的位置是变化的，其受到载荷的大小、方向时刻在发生变化，是一个动态受载过程。
发明内容
本发明的目的在于提供一种起落架转弯机构动态加载方法，反映起落架转弯机构的受力状况。
本发明的目的通过如下技术方案实现：
步骤一，在起落架转弯机构的载荷输入端布置主动载荷施加系统，输出端布置扭矩平衡系统；
步骤二，根据设计要求在输入端输入载荷，绘制所述主动载荷施加系统的载荷谱P1及对应的位移谱W1；
步骤三，按照所述起落架转弯机构受力平衡，计算出输出端的所述扭矩平衡系统的扭矩谱P2及对应的转角谱W2；
步骤四，进行所述起落架转弯机构动态加载试验，所述主动载荷施加系统按照载荷谱P1进行载荷控制和按照位移谱W1进行位移控制，所述扭矩平衡系统按照扭矩谱P2进行扭矩控制和按照转角谱W2进行转角控制。
优选地是，所述扭矩平衡系统为伺服扭力电机，所述主动载荷施加系统为作动筒，所述起落架转弯机构为转轴类试验考核件。
优选地是，所述转轴类试验考核件一端与所述伺服扭力电机一端连接，所述伺服扭力电机另一端固定在一个试验支撑台架上，所述转轴类试验考核件另一端通过固定支座固定在另一个所述试验支撑台架上，所述转轴类试验考核件还套接有齿条，所述作动筒通过所述齿条与所述转轴类试验考核件相连，其中，两所述试验支撑台架放置在同一平面，所述转轴类试验考核件的转轴轴线平行所述平面放置，所述作动筒的轴线平行所述平面并且垂直所述转轴类试验考核件的转轴轴线放置。
优选地是，所述步骤三中的所述起落架转弯机构受力平衡公式为:
P2＝P1×c；W2＝W1/c×(180/π)
其中，式1中的P1为输入端载荷，P2为输出端扭矩；式2中的W1为输入端位移，W2为输出端转角，式1和式2中的c为作动筒轴线与起落架转弯机构转轴轴线最小距离。
本发明所提供的起落架转弯机构动态加载方法的有益效果在于，提高了试验精度，更加真实的反映出起落架转弯机构的受力状况，从而保证试验数据真实有效，为起落架转弯机构设计及考核提供关键数据支持。
附图说明
图1为本发明起落架转弯机构动态加载方法中起落架转弯机构安装示意图；
图2为本发明起落架转弯机构动态加载方法中起落架转弯机构放大示意图。
图3为本发明起落架转弯机构动态加载方法中起落架转弯机构输入端的主动载荷施加系统的载荷谱及位移谱的折线图；
图4为本发明起落架转弯机构动态加载方法中起落架转弯机构输出端的扭矩平衡系统的扭矩谱及转角谱的折线图。
附图标记：
1-起落架转弯机构、2-主动载荷施加系统、3-扭矩平衡系统、4-试验支撑台架、5-齿条、6-固定支座。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
下面结合附图对本发明起落架转弯机构动态加载方法做进一步详细说明。
本发明的一种起落架转弯机构动态加载方法，包括如下步骤：
步骤一，根据某飞机起落架转弯机构1结构特性，在实验室中模拟飞机在转弯操纵过程中的动态受载过程。按照图1所示安装飞机起落架转弯 机构1，在起落架转弯机构1的载荷输入端布置主动载荷施加系统2，输出端布置扭矩平衡系统3，其中，主动载荷施加系统2的额定载荷应略大于起落架转弯机构1的最大输入载荷，扭矩平衡系统3的额定载荷应略大于起落架转弯机构1的最大输出载荷，即两套系统的额定载荷略大于输入载荷和输出载荷的设计要求值，否则模拟试验无法操作。
如图1所示，起落架转弯机构1为转轴类试验考核件，主动载荷施加系统2为作动筒，扭矩平衡系统3为伺服扭力电机。转轴类试验考核件一端与伺服扭力电机一端连接，伺服扭力电机另一端固定在一个试验支撑台架4上，转轴类试验考核件另一端通过固定支座6固定在另一个试验支撑台架4上，转轴类试验考核件还套接有齿条5，作动筒通过齿条5与转轴类试验考核件相连，其中，两试验支撑台架4放置在同一平面，转轴类试验考核件的转轴轴线平行该平面放置，作动筒的轴线也平行该平面并且垂直转轴类试验考核件的转轴轴线放置，如图2所示。作动筒通过推动齿条5，模拟转弯功能，伺服扭力电机模拟起落架转弯机构1受到扭矩发生转角变化的情况。作动筒和伺服扭力电机都通过数据线连接到电脑上，用于观测主动载荷施加系统2和扭矩平衡系统3的数据变化，及用于输入相应设计要求数值控制主动载荷施加系统2和扭矩平衡系统3的变化。
步骤二，根据飞机转弯操纵过程中的实测数据或者规范要求数据或者设计要求数据，在作动筒上施加输入载荷，通过电脑控制载荷变化，可得到载荷与时间的变化曲线，又由于作动筒受到输入载荷作用，起落架转弯机构1会发生位置的偏移，即位移的变化，从而也可得到位移与时间的变化曲线。
作动筒受到的输入载荷的数值变化会导致起落架转弯机构1的位移数值变化，两者是一一对应的关系，给定前者即可得到后者，从而可将载荷与时间的变化曲线与位移与时间的变化曲线绘制在一张图中，得到起落架转弯机构1输入端的主动载荷施加系统2的载荷谱P1及位移谱W1，即图3。
步骤三，根据起落架转弯机构1的结构特征(如图2)和传力特性及主动载荷施加系统2和扭矩平衡系统3的布置位置，可得到一组受力平衡关系，从而可计算出起落架转弯机构1输出端的扭矩平衡系统3的扭矩变化和转角变化。
受力平衡关系式：P2＝P1×c (1)；
W2＝W1/c×(180/π) (2)；
式1和式2中的c为作动筒轴线与起落架转弯机构1转轴轴线最小距离，如图2所示，对于某一起落架转弯机构1该值为一定值；式1中的P1为输入端载荷，P2为输出端扭矩；式2中的W1为输入端位移，W2为输出端转角，“×(180/π)”是为了将弧度转化为角度，π为圆周率。
现结合图3，以2s为例，查得载荷P1为22209.3N，位移W1为0.0600349m，由于本起落架转弯机构1的作动筒轴线与起落架转弯机构1转轴轴线的最小距离为0.086m(即c值)，此时对应的输出端扭矩P2＝P1×c＝22209.3×0.086＝1910N.m，此时对应的输出端转角W2＝W1/c×(180/π)＝0.0600349/0.086×(180/3.14)＝40°。以此类推，计算出其它时刻下的起落架转弯机构1输出端的扭矩P2及转角W2，从而绘制出图4的起落架转弯机构1输出端的扭矩平衡系统3的扭矩谱P2及转角谱W2。
步骤四，按照上述步骤得到的起落架转弯机构1输入端的载荷P1及位 移W1和输出端的扭矩P2及转角W2，进行起落架转弯机构1动态加载试验。试验加载过程中，在作动筒上根据需要挑选一端施加图3中的载荷P1数值，在输出端的扭矩平衡系统3进行反力控制，即按照转角谱W2进行转角控制。其中，输入端的载荷P1与位移W1为一一对应关系，施加载荷P1，位移W1即发生变化，从而控制载荷P1即可；同理，输出端的扭矩P2与转角W2也为一一对应关系，转角W2角度发生变化即扭矩P1发生变化，控制转角W2即可。
主动载荷施加系统2推动起落架转弯机构1运动，扭矩平衡系统3按照图4数值施加相应反力，完成一次加载，动态加载次数根据实际需要施加，从而能准确模拟起落架转弯机构1在飞机转弯操纵时各个时刻的实际受载情况。
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (4)

1.一种起落架转弯机构动态加载方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤一，在起落架转弯机构(1)的载荷输入端布置主动载荷施加系统(2)，输出端布置扭矩平衡系统(3)；
步骤二，根据设计要求在输入端输入载荷，绘制所述主动载荷施加系统(2)的载荷谱P1及对应的位移谱W1；
步骤三，按照所述起落架转弯机构(1)受力平衡，计算出输出端的所述扭矩平衡系统(3)的扭矩谱P2及对应的转角谱W2；
步骤四，进行所述起落架转弯机构(1)动态加载试验，所述主动载荷施加系统(2)按照载荷谱P1进行载荷控制和按照位移谱W1进行位移控制，所述扭矩平衡系统(3)按照扭矩谱P2进行扭矩控制和按照转角谱W2进行转角控制。
2.根据权利要求1所述的起落架转弯机构动态加载方法，其特征在于，所述扭矩平衡系统(3)为伺服扭力电机，所述主动载荷施加系统(2)为作动筒，所述起落架转弯机构(1)为转轴类试验考核件。
3.根据权利要求2所述的起落架转弯机构动态加载方法，其特征在于，所述转轴类试验考核件一端与所述伺服扭力电机一端连接，所述伺服扭力电机另一端固定在一个试验支撑台架(4)上，所述转轴类试验考核件另一端通过固定支座(6)固定在另一个所述试验支撑台架(4)上，所述转轴类试验考核件还套接有齿条(5)，所述作动筒通过所述齿条(5)与所述转轴类试验考核件相连，其中，两所述试验支撑台架(4)放置在同一平面，所述转轴类试验考核件的转轴轴线平行所述平面放置，所述作动筒的轴线平行所述平面并且垂直所述转轴类试验考核件的转轴轴线放置。
4.根据权利要求1所述的起落架转弯机构动态加载方法，其特征在于，所述步骤三中的所述起落架转弯机构(1)受力平衡公式为:
P2＝P1×c；W2＝W1/c×(180/π)
其中，式1中的P1为输入端载荷，P2为输出端扭矩；式2中的W1为输入端位移，W2为输出端转角，式1和式2中的c为作动筒轴线与起落架转弯机构(1)转轴轴线最小距离。
CN201610585611.6A 2016-07-22 2016-07-22 一种起落架转弯机构动态加载方法 Pending CN106143950A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201610585611.6A CN106143950A (zh) 2016-07-22 2016-07-22 一种起落架转弯机构动态加载方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201610585611.6A CN106143950A (zh) 2016-07-22 2016-07-22 一种起落架转弯机构动态加载方法

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN106143950A true CN106143950A (zh) 2016-11-23

Family

ID=58060308

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201610585611.6A Pending CN106143950A (zh) 2016-07-22 2016-07-22 一种起落架转弯机构动态加载方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN106143950A (zh)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110697077A (zh) * 2019-10-29 2020-01-17 燕山大学 用于战机前起落架回中性能试验装置
CN111086649A (zh) * 2019-12-10 2020-05-01 燕山大学 用于测试战机前起落架转弯性能的实验装置
CN114261533A (zh) * 2021-12-31 2022-04-01 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机起落架气动载荷模拟装置

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20070256504A1 (en) * 2006-05-08 2007-11-08 Guy Robinson Method and apparatus for applying bending load to an axle of an aircraft landing gear
CN103376193A (zh) * 2012-04-17 2013-10-30 波音公司 地面振动试验以及重量和平衡测量的系统和方法
CN203616111U (zh) * 2013-12-04 2014-05-28 中国直升机设计研究所 一种前起落架转弯旋转机构力偶施加装置
CN103983438A (zh) * 2014-04-17 2014-08-13 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞机转弯操纵系统寿命试验方法
CN105083587A (zh) * 2015-08-14 2015-11-25 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种起落架加载中的载荷修正方法

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20070256504A1 (en) * 2006-05-08 2007-11-08 Guy Robinson Method and apparatus for applying bending load to an axle of an aircraft landing gear
CN103376193A (zh) * 2012-04-17 2013-10-30 波音公司 地面振动试验以及重量和平衡测量的系统和方法
CN203616111U (zh) * 2013-12-04 2014-05-28 中国直升机设计研究所 一种前起落架转弯旋转机构力偶施加装置
CN103983438A (zh) * 2014-04-17 2014-08-13 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞机转弯操纵系统寿命试验方法
CN105083587A (zh) * 2015-08-14 2015-11-25 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种起落架加载中的载荷修正方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
张丹丹: ""大型民机前轮转弯操纵系统设计"", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库》 *

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110697077A (zh) * 2019-10-29 2020-01-17 燕山大学 用于战机前起落架回中性能试验装置
CN111086649A (zh) * 2019-12-10 2020-05-01 燕山大学 用于测试战机前起落架转弯性能的实验装置
CN114261533A (zh) * 2021-12-31 2022-04-01 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机起落架气动载荷模拟装置
CN114261533B (zh) * 2021-12-31 2024-05-17 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机起落架气动载荷模拟装置

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR102099614B1 (ko) 풍력발전기용 복합재 블레이드의 피로 수명 예측 방법 및 장치
CN106143950A (zh) 一种起落架转弯机构动态加载方法
Ballo et al. Advances in force and moments measurements by an innovative six-axis load cell
CN110160758B (zh) 开裂式舵系统地面刚度试验方法
CN106800095A (zh) 基于缓冲器压缩行程的支柱式起落架校准载荷确定方法
CN106092582A (zh) 轮毂轴承单元力矩刚性测试装置及方法
Yin et al. Loading system and control strategy for simulating wind turbine loads
CN116675116B (zh) 起重机设计控制方法、装置、计算设备及存储介质
Xuetao et al. Study on transient contact performance of meshing transmission of cycloid gear and needle wheel in RV reducer
Al-Sharif et al. Mechatronic system design: The ideal capstone course?
Shirazi et al. Design and performance simulation of a satellite momentum exchange actuator
Gharibi et al. Development of wing deflection assessment methods through experimental ground tests and finite element analysis
Fontecha et al. Along-Wind Aerodynamic Damping of Wind Turbine Towers: Determination by Wind Tunnel Tests and Impact on Tower Lifetime
CN105571839B (zh) 一种连续变角度循环加载方法
Rizi et al. From Talent Shortage to Workforce Excellence in the CHIPS Act Era: Harnessing Industry 4.0 Paradigms for a Sustainable Future in Domestic Chip Production
Willberg et al. Validation of a 20 m Wind Turbine Blade Model
Sofiyev et al. The effect of mixed boundary conditions on the stability behavior of heterogeneous orthotropic truncated conical shells
Singh et al. On the effect of mass and stiffness unbalance on helicopter tail rotor system behavior
Li et al. Nonlinear transient engagement characteristics of planetary gear train
Bol’shakova et al. Examination of systematic bench errors for calibration of a strain-gauge balance
CN115859488A (zh) 一种空间机械臂关节动力学模型修正与验证方法
Song et al. Nonlinear robust control of a small-scale helicopter on a test bench
Hills School of Engineering
WO2023058253A1 (ja) 校正システム及び校正方法
CN102261998A (zh) 重型汽车边梁式车架总成扭转试验方法

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication
WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication

Application publication date: 20161123