CN107101811B - 一种飞机主起落架侧撑杆连接区承载特性试验加载装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞机主起落架侧撑杆连接区承载特性试验加载装置,属于飞机试验设备技术领域。试验加载装置由电液伺服试验机、试验夹具、起落架试验件组成；试验夹具位于上试验台与下试验台之间；上斜台和下固定夹具的斜面角度保证侧撑杆与起落架支柱夹角要求，试验加载方向由上拉伸夹具保证，可达到较高的试验件安装精度。试验夹具的第二丝杆、下固定梁、支柱与下试验台成为一个刚体，以实现支柱的固定。侧撑杆与支柱轴线之间夹角通过上下梁垫块进行调整，调整方式灵活。试验加载装置结构简单紧凑，不需外加试验台架在电液伺服试验机上即可完成，实现多级载荷、不同试验夹角的加载，加载方向及安装夹角精度高；且制造成本低。

Description

一种飞机主起落架侧撑杆连接区承载特性试验加载装置

技术领域

本发明涉及飞机试验设备技术领域，具体地说，涉及一种飞机主起落架侧撑杆连接区承载特性试验加载装置。

背景技术

飞机起落架是飞机上的重要承力部件，肩负着保证飞机安全起降的重要责任。飞机起降过程中起落架需要承受巨大的冲击和撞击载荷，因而要求起落架要具有很高的承载能力。起落架支柱是主起落架的主要承力构件，主要用于承受和传递主起落架地面载荷；侧撑杆的功用是在主起落架放下时支撑起落架，承受起落架地面侧向载荷。飞机主起落架侧撑杆连接区承载特性试验的试验件为下侧撑杆、简化后的支柱及相应的连接销轴。除简化部分外，支柱其余部分的材料、加工工艺等要求与装机件完全一致。试验用于确定支柱与侧撑杆连接区的应力分布，研究支柱与侧撑杆连接区在限制载荷与极限载荷下的承载特性，并确定支柱与侧撑杆连接区的极限破坏载荷，通过试验中可能暴露出的问题，为完善结构设计提供试验依据。

试验时支柱的上、下端由夹具进行固定，侧撑杆在满足与支柱装配要求的基础上垂直向上，侧撑杆与支柱的位置关系由夹具保证。试验时整个结构通过侧撑杆进行单向加载，加载方向为沿侧撑杆垂直向上。试验件的安装应保证各安装交点的相对位置正确，满足主起落架三维结构图的安装要求。试验的难点在于试验件所承受的试验载荷很大，最大试验载荷为1125KN，因此要保证试验夹具的刚度及强度要足够大；其次，实际起落架工作时，有可能受到侧向载荷作用，这会使得侧撑杆与支柱轴线夹角发生一个小角度变化，为了使试验工况更加符合主起落架的实际工作状态，在试验中要考虑这种工况，即要求试验时侧撑杆与支柱轴线在侧撑杆端面上投影的夹角,即侧撑杆与支柱轴线夹角，初始角度为36°可以调整。现有的和起落架静力试验相关的加载装置通常是在地面独立设置台架，将起落架倒置，通过设计模拟件传递载荷，并利用液压作动筒对起落架进行加载，这会使得整个试验加载装置的复杂程度上升，试验的成本也相对更高，而且通常没有调整侧撑杆与支柱轴线夹角的功能。

发明内容

为了避免现有技术存在的不足，本发明提出一种飞机主起落架侧撑杆连接区承载特性试验加载装置。该试验加载装置在电液伺服试验机上即可完成，实现多级载荷、不同试验夹角的加载，侧撑杆与支柱轴线夹角通过上下梁垫块进行调整，调整方式灵活，加载方向及安装夹角精度高。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:包括电液伺服试验机、试验夹具、起落架试验件，所述电液伺服试验机包括上试验台、下试验台、液压立柱、螺纹立柱、卡环，卡环安装在液压立柱的环形槽上，上试验台穿过两根液压立柱安装在卡环上，下试验台与螺纹立柱配合安装；试验夹具位于上试验台与下试验台之间；

所述试验夹具包括下固定板、下固定梁、下固定夹具、上固定梁框、上斜台、加载夹具、耳叉、紧固螺母、第一丝杆、第二丝杆、上梁垫块、下梁垫块，下固定板与下固定梁分别位于下试验台的上表面和下表面,下固定梁与下固定板的两端相对应位置处分别设有通孔，多根第二丝杆分别穿过下固定板与下固定梁两端的通孔，并通过紧固螺母使下固定板与下固定梁压紧在下试验台的上下表面；所述上固定梁框位于上试验台的下面和下固定板的上方,上固定梁框与下固定板的两端部相对应位置处分别有通孔，多根第一丝杆分别穿过上固定梁框和下固定板两端的通孔，并通过紧固螺母拧紧固定,上斜台通过螺栓固定在上固定梁框下表面一边；

所述加载夹具固定在上试验台上，加载夹具中间有通孔，耳叉杆部上端有螺纹，下端有双耳，耳叉上端穿过加载夹具通孔与螺母配合连接，耳叉下端与侧撑杆上端通过侧撑杆上轴销连接；

所述下固定夹具由底板、梯形梁和矩形凸台组成，矩形凸台位于梯形梁的斜面上，矩形凸台设有轴向通孔，梯形梁两侧的底板上分布有多个螺孔，并通过螺栓与下固定板固连；

所述上梁垫块一面为平面，另一面为斜面的楔形垫块，所述下梁垫块为多块相同楔形垫块组合,上梁垫块与下梁垫块均设有限位凸起，限位凸起部位设有螺孔，且分别与下固定板、下固定梁上的螺孔对应配合；

所述起落架试验件包括支柱、侧撑杆、双耳连接轴销、侧撑杆下轴销、侧撑杆上轴销，侧撑杆通过球轴承支承在支柱上,且通过侧撑杆下轴销连接；支柱下端通过双耳连接轴销连接在矩形凸台上,支柱上端的法兰盘与上斜台通过多个螺栓连接固定；所述上梁垫块与所述下梁垫块用于侧撑杆与支柱轴线之间θ角的调整。

所述第二丝杆为6～8根，所述下固定梁数量与第二丝杆数量相等。

所述上梁垫块斜面角为五度，所述下梁垫块的斜面角与上梁垫块的斜面角相等。

有益效果

本发明提出的一种飞机主起落架侧撑杆连接区承载特性试验加载装置,试验加载装置结构紧凑，不需另外单独设计试验台架而在电液伺服试验机上即可实现。上斜台和下固定夹具的斜面角度保证了侧撑杆与起落架支柱夹角要求，试验加载方向由上拉伸夹具保证，能达到较高的试验件安装精度。试验夹具安装保证了上固定梁框、上斜台、第一丝杆、下固定板、下固定夹具、多根第二丝杆、下固定梁、支柱与下试验台成为一个刚体，以实现支柱的固定，试验夹具刚度充分大而不至于因试验夹具发生严重变形而无法满足试验的要求。对于侧撑杆与支柱夹角要能进行调整的要求，设计了具有相同斜面角的一块上梁垫块和六块位于同一平面的下梁垫块配合使用，使支柱整体朝前或者朝后转动一个角度，而侧撑杆由于采用球轴承支承而仍保持垂直状态，实现了调整侧撑杆与支柱轴线夹角的目的。试验夹具材料均使用钢材，且试验夹具结构简单，制造成本低。

附图说明

下面结合附图和实施方式对本发明一种飞机主起落架侧撑杆连接区承载特性试验加载装置作进一步详细说明。

图1为本发明试验加载装置在侧撑杆与支柱轴线夹角为36°时的轴测图。

图2为电液伺服试验机前视图。

图3为试验件立体图。

图4为用于固定支柱的试验夹具轴测图。

图5为用于固定支柱的试验夹具示意图。

图6为下固定夹具立体图。

图7为加载夹具在上试验台的安装部位示意图。

图8为侧撑杆与支柱轴线夹角为36°时的试验加载装置示意图。

图9为侧撑杆与支柱轴线夹角为31°时的试验加载装置轴测图。

图10为上梁垫块和下梁垫块立体图。

图11为侧撑杆与支柱轴线夹角为31°时的试验加载装置示意图。

图中:

1.上试验台 2.螺母 3.加载夹具 4.耳叉 5.支柱 6.上固定梁框 7.第一丝杆8.下固定夹具 9.下固定板 10.第二丝杆 11.下固定梁 12.下试验台 13.双耳连接轴销14.紧固螺母 15.侧撑杆下轴销 16.侧撑杆 17.上斜台 18.卡环 19.侧撑杆上轴销20.液压立柱 21.螺纹立柱 22.上梁垫块 23.下梁垫块 24.球轴承 25.底板26.梯形梁 27.矩形凸台28.侧撑杆与支柱之间夹角θ

具体实施方式

本实施例是一种飞机主起落架侧撑杆连接区承载特性试验加载装置。

参阅图1～图11，本实施例飞机主起落架侧撑杆连接区承载特性试验加载装置，由电液伺服试验机、试验夹具、起落架试验件组成；其中，电液伺服试验机包括上试验台1、下试验台12、液压立柱20、螺纹立柱21、卡环18，卡环18安装在液压立柱20的环形槽上，上试验台1穿过两根液压立柱20安装在卡环18上，下试验台12与螺纹立柱21配合安装；试验夹具位于上试验台1与下试验台12之间。

试验夹具包括下固定板9、下固定梁11、下固定夹具8、上固定梁框6、上斜台17、加载夹具3、耳叉4、螺母2、第一丝杆7、第二丝杆10、上梁垫块22、下梁垫块23；下固定板9与下固定梁11分别安装在下试验台12的上表面和下表面,下固定梁11与下固定板9的两端相对应位置处分别设置有通孔，多根第二丝杆10分别穿过下固定板9与下固定梁11两端的通孔，并通过紧固螺母14使下固定板9与下固定梁11压紧在下试验台12的上下表面，下固定板9通过压紧下试验台12的方式而成为一个刚体，为试验提供支撑平台。上固定梁框6安装在上试验台1的下面和下固定板9的上方,上固定梁框6与下固定板9的两端部相对应位置处分别设有通孔，多根第一丝杆7分别穿过上固定梁框6和下固定板9两端的通孔，并通过紧固螺母拧紧固定；竖向安装的丝杆由于力臂较长而在侧向力作用下容易发生弯曲变形，因此单根丝杆的刚度不足，为了保证丝杆不至因侧向载荷发生较大的弯曲变形而使用六根第一丝杆7。本实施例中第二丝杆为6～8根，下固定梁数量与第二丝杆数量相等。

上斜台17通过螺栓固定在上固定梁框6下表面一边。加载夹具3固定在上试验台1上，加载夹具3中间有通孔，耳叉4上端杆有螺纹，下端有双耳，耳叉4上端穿过加载夹具3通孔与螺母2螺纹连接，耳叉4下端与侧撑杆16上端通过侧撑杆上轴销19连接。试验时，下试验台12由螺纹立柱21固定，而液压立柱20在液压力的作用下向上顶起，由于加载夹具3固定安装在上试验台1上，因此，螺母2的下表面受到向上顶起的力，并通过螺纹将该力传递给耳叉4的杆部，进而通过耳叉4的下端双耳传递给侧撑杆16，完成试验载荷的加载。

下固定夹具由底板25、梯形梁26和矩形凸台27组成，矩形凸台位于梯形梁26的斜面上，矩形凸台轴向有通孔,底板上位于梯形梁26的两侧分布有多个螺孔，并通过螺栓与下固定板固连。上梁垫块22一面为平面,另一面为斜面的楔形垫块，上梁垫块斜面角为五度。下梁垫块23为多块相同楔形垫块组合,下梁垫块的斜面角与上梁垫块的斜面角相等。上梁垫块22与下梁垫块23均设有限位凸起，限位凸起部位设有螺孔，且分别与下固定板9、下固定梁11上的螺孔对应配合。

起落架试验件包括支柱5、侧撑杆16、双耳连接轴销13、侧撑杆下轴销15、侧撑杆上轴销19，侧撑杆16通过球轴承24支承在支柱5上,且通过侧撑杆下轴销15连接；支柱5下端通过双耳连接轴销13连接在矩形凸台27上,支柱5上端的法兰盘与上斜台17通过多个螺栓固定连接。上梁垫块22和下梁垫块23用于侧撑杆16与支柱之间θ角28的调整。

当需要调整侧撑杆与支柱轴线之间θ角28时，同时松开下固定梁11前、后端的紧固螺母14，使下固定梁11下降适当高度，使每根下固定梁11与下试验台12下表面存在一定间隙，下降高度应使下梁垫块23放入该间隙中，将六块下梁垫块23依次从试验机后侧插入到该空隙中，并再次拧紧下固定梁11前端和后端的紧固螺母14，使下梁垫块23的斜面和平面分别压紧上试验台1的下表面与下固定梁11的上表面，使下梁垫块23的限位凸起卡住下试验台12，并通过螺栓使六块下梁垫块23固定于六根下固定梁11上，此时下固定板9的前侧被紧固螺母14顶起，下固定板9前侧与下试验台12之间形成一个斜角间隙，再将上梁垫块22插入到该斜角间隙中，并拧紧紧固螺母14，使上梁垫块22的斜面和平面分别压紧下固定板9的下表面与上试验台1的上表面，使上梁垫块22的限位凸起卡住下试验台12，并通过螺栓使上梁垫块22固定在下固定板9上，使上固定梁框6、上斜台17、第一丝杆7、下固定板9、下固定夹具8、第二丝杆10、下固定梁11与支柱5整体朝后转动五度，而由于支柱5与侧撑杆16采用球轴承24支承，侧撑杆16则仍保持垂直状态，从而实现将侧撑杆与支柱之间θ角28调整为31°的要求。

Claims (3)

1.一种飞机主起落架侧撑杆连接区承载特性试验加载装置，其特征在于:包括电液伺服试验机、试验夹具、起落架试验件，所述电液伺服试验机包括上试验台、下试验台、液压立柱、螺纹立柱、卡环，卡环安装在液压立柱的环形槽上，上试验台穿过两根液压立柱安装在卡环上，下试验台与螺纹立柱配合安装；试验夹具位于上试验台与下试验台之间；

所述试验夹具包括下固定板、下固定梁、下固定夹具、上固定梁框、上斜台、加载夹具、耳叉、紧固螺母、第一丝杆、第二丝杆、上梁垫块、下梁垫块，下固定板与下固定梁分别位于下试验台的上表面和下表面,下固定梁与下固定板的两端相对应位置处分别设有通孔，多根第二丝杆分别穿过下固定板与下固定梁两端的通孔，并通过紧固螺母使下固定板与下固定梁压紧在下试验台的上下表面；所述上固定梁框位于上试验台的下面和下固定板的上方,上固定梁框与下固定板的两端部相对应位置处分别有通孔，多根第一丝杆分别穿过上固定梁框和下固定板两端的通孔，并通过紧固螺母拧紧固定,上斜台通过螺栓固定在上固定梁框下表面一边；

所述加载夹具固定在上试验台上，加载夹具中间有通孔，耳叉杆部上端有螺纹，下端有双耳，耳叉上端穿过加载夹具通孔与螺母配合连接，耳叉下端与侧撑杆上端通过侧撑杆上轴销连接；

所述下固定夹具由底板、梯形梁和矩形凸台组成，矩形凸台位于梯形梁的斜面上，矩形凸台设有轴向通孔，梯形梁两侧的底板上分布有多个螺孔，并通过螺栓与下固定板固连；

所述上梁垫块一面为平面，另一面为斜面的楔形垫块，所述下梁垫块为多块相同楔形垫块组合,上梁垫块与下梁垫块均设有限位凸起，限位凸起部位设有螺孔，且分别与下固定板、下固定梁上的螺孔对应配合；

所述起落架试验件包括支柱、侧撑杆、双耳连接轴销、侧撑杆下轴销、侧撑杆上轴销，侧撑杆通过球轴承支承在支柱上,且通过侧撑杆下轴销连接；支柱下端通过双耳连接轴销连接在矩形凸台上,支柱上端的法兰盘与上斜台通过多个螺栓连接固定；所述上梁垫块与所述下梁垫块用于侧撑杆与支柱轴线之间θ角的调整。

2.根据权利要求1所述的飞机主起落架侧撑杆连接区承载特性试验加载装置，其特征在于:所述第二丝杆为6～8根，所述下固定梁数量与第二丝杆数量相等。

3.根据权利要求1所述的飞机主起落架侧撑杆连接区承载特性试验加载装置，其特征在于:所述上梁垫块斜面角为五度，所述下梁垫块的斜面角与上梁垫块的斜面角相等。