CN107215480A - 一种飞机起落架系统刹车动态模拟试验台架 - Google Patents

Abstract

一种飞机起落架系统刹车动态模拟试验台架。其包括试验台支撑架、加载装置、滚轮装置、驱动装置、液压源、传感器组件和综合控制台；本发明提供的飞机起落架系统刹车动态模拟试验台架可由加载装置均匀加载不同的载荷，驱动装置提供不同的转速，滚轮装置提供不同的路面约束，因此，该试验台架可用于模拟不同工况条件下的飞机起落架刹车动态过程。较传统的大惯性台试验台架来说，该试验台架具有模拟工况多、模拟准确、成本较低等优点。

Description

一种飞机起落架系统刹车动态模拟试验台架

技术领域

本发明属于飞机起落架设计制造技术领域，具体来说涉及一种飞机起落架系统刹车动态模拟试验台架。

背景技术

在大型飞机的设计和制造过程中，需要进行飞机起落架刹车系统的地面模拟试验，其主要目的在于检验起落架刹车系统的功能及主要性能指标是否满足设计要求，为起落架刹车系统的适航性提供试验依据。

飞机起落架刹车系统在刹车过程中工作环境恶劣，刹车片承受力矩较大，磨损较为严重。在真实工况中，考核飞机起落架刹车系统的关键性能参数获取较为困难，这对飞机起落架刹车系统的研究与制造造成了一定的困难。

目前，飞机起落架刹车系统的试验多采用大能量惯性台。通过惯性台与轮胎的摩擦来带动机轮的旋转，该方法对惯性台的要求较高，且耗能高、模拟状况单一、成本较高。

发明内容

为了解决上述问题，本发明的目的在于提供一种飞机起落架系统刹车动态模拟试验台架，可实现对飞机起落架刹车过程的动态模拟，检验飞机起落架刹车系统在不同工况下的主要性能指标，为飞机起落架刹车系统的适航性提供试验依据。

为了达到上述目的，本发明提供的飞机起落架系统刹车动态模拟试验台架中的飞机起落架系统主要包括起落架、液压刹车系统和风扇装置；其中起落架上设有两个机轮，风扇装置与起落架相向安装，用于模拟气动载荷；所述的飞机起落架系统刹车动态模拟试验台架包括试验台支撑架、加载装置、滚轮装置、驱动装置、液压源、传感器组件和综合控制台；其中试验台支撑架由顶面和上端连接在顶面四个角部的四根支柱构成，并且四根支柱的下端固定在地面上向下形成的基坑内；

滚轮装置包括滚轮支撑轴、两个滚轮支撑架和两个滚轮；其中两个滚轮支撑架相距安装在基坑底面沿横向设置的滑轨上，因此能够在滑轨上根据需要调节两个滚轮支撑架的位置；滚轮支撑轴水平设置，两端以可转动的方式分别安装在两个滚轮支撑架的上端；两个滚轮的中心孔套在滚轮支撑轴的两侧部位，测试时外圆周面分别接触在飞机起落架系统中两个机轮的外圆周面上；

液压源设置在位于基坑一侧的地面上，并且通过刹车管路与飞机起落架系统的液压刹车系统相连接；

加载装置包括多个液压缸、管接头、液压加载管路和顶板；其中多个液压缸的缸体外端固定在试验台支撑架的顶面底部，液压杆的下端同时固定在顶板的上表面上；液压加载管路的一端通过管接头分别与多个液压缸相连，另一端通过流量控制阀与液压源相接；

驱动装置包括电机、变速箱、飞轮、转轴、两个转轴支撑架及卡盘；其中电机、变速箱和两个转轴支撑架从外向内间隔设置在位于基坑另一侧地面上沿横向设置的滑轨上；电机的输出轴和变速箱的输入端通过一个联轴器连接；转轴的中部以转动的方式设置在两个转轴支撑架上，一端通过一个联轴器与变速箱的输出端连接，另一端连接卡盘；飞轮的中心孔套在位于两个转轴支撑架之间的转轴上；

传感器组件包括扭矩传感器、振动传感器和红外温度传感器；其中扭矩传感器安装在转轴上；振动传感器和红外温度传感器则安装在待测试的飞机起落架系统上；

综合控制台设置在液压源的一侧，由中央处理系统、显示屏、自动刹车压力控制组件、传感器接口、刹车调节活门组成，并且与电机、扭矩传感器、振动传感器、红外温度传感器、液压源、飞机起落架系统的液压刹车系统和风扇装置电连接。

所述的试验台支撑架的下部安装有加湿喷头，加湿喷头的开关由综合控制台控制，并且加湿喷头面对机轮和滚轮相接触部位，同时通过管路与水源相连，用于模拟湿滑路面时的刹车情况。

所述的滚轮为可拆卸式结构，具有多种不同的型号，并且带有不同摩擦系数的胎纹。

所述的电机为变频电机；变速箱具有多个不同的档位，且具有空档。

所述的液压缸的数量为6个，均匀分布在试验台支撑架和顶板之间。

所述的液压源与液压加载管路、刹车管路的接口处均装有油压传感器。

本发明提供的飞机起落架系统刹车动态模拟试验台架可由加载装置均匀加载不同的载荷，驱动装置提供不同的转速，滚轮装置提供不同的路面约束，因此，该试验台架可用于模拟不同工况条件下的飞机起落架刹车动态过程。较传统的大惯性台试验台架来说，该试验台架具有模拟工况多、模拟准确、成本较低等优点。

附图说明

图1为本发明提供的飞机起落架系统刹车动态模拟试验台架结构正视图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明提供飞机起落架系统刹车动态模拟试验台架进行详细的说明。

如图1所示，本发明中待测试的飞机起落架系统主要包括起落架15、液压刹车系统和风扇装置；其中起落架15上设有两个机轮16，风扇装置与起落架15相向安装，用于模拟气动载荷。

本发明提供飞机起落架系统刹车动态模拟试验台架包括试验台支撑架24、加载装置、滚轮装置、驱动装置、液压源21、传感器组件和综合控制台20；其中试验台支撑架24由顶面和上端连接在顶面四个角部的四根支柱构成，并且四根支柱的下端固定在地面25上向下形成的基坑23内；

滚轮装置包括滚轮支撑轴5、两个滚轮支撑架6和两个滚轮4；其中两个滚轮支撑架6相距安装在基坑23底面沿横向设置的滑轨上，因此能够在滑轨上根据需要调节两个滚轮支撑架6的位置；滚轮支撑轴5水平设置，两端以可转动的方式分别安装在两个滚轮支撑架6的上端；两个滚轮4的中心孔套在滚轮支撑轴5的两侧部位，测试时外圆周面分别接触在飞机起落架系统中两个机轮16的外圆周面上；

液压源21设置在位于基坑23一侧的地面25上，并且通过刹车管路与飞机起落架系统的液压刹车系统相连接；

加载装置包括多个液压缸1、管接头2、液压加载管路3和顶板17；其中多个液压缸1的缸体外端固定在试验台支撑架24的顶面底部，液压杆的下端同时固定在顶板17的上表面上；液压加载管路3的一端通过管接头2分别与多个液压缸1相连，另一端通过流量控制阀与液压源21相接；

驱动装置包括电机7、变速箱9、飞轮13、转轴10、两个转轴支撑架11及卡盘14；其中电机7、变速箱9和两个转轴支撑架11从外向内间隔设置在位于基坑23另一侧地面25上沿横向设置的滑轨上；电机7的输出轴和变速箱9的输入端通过一个联轴器8连接；转轴10的中部以转动的方式设置在两个转轴支撑架11上，一端通过一个联轴器8与变速箱9的输出端连接，另一端连接卡盘14；飞轮13的中心孔套在位于两个转轴支撑架11之间的转轴10上；

传感器组件包括扭矩传感器12、振动传感器18和红外温度传感器19；其中扭矩传感器12安装在转轴10上；振动传感器18和红外温度传感器19则安装在待测试的飞机起落架系统上；

综合控制台20设置在液压源21的一侧，由中央处理系统、显示屏、自动刹车压力控制组件、传感器接口、刹车调节活门组成，并且与电机7、扭矩传感器12、振动传感器18、红外温度传感器19、液压源21、飞机起落架系统的液压刹车系统和风扇装置电连接。

所述的试验台支撑架24的下部安装有加湿喷头22，加湿喷头22的开关由综合控制台20控制，并且加湿喷头22面对机轮16和滚轮4相接触部位，同时通过管路与水源相连，用于模拟湿滑路面时的刹车情况。

所述的滚轮4为可拆卸式结构，具有多种不同的型号，并且带有不同摩擦系数的胎纹，用于模拟机轮16与路面的相对运动，从而模拟出起落架15在不同路况下的动态刹车。

所述的电机7为变频电机，可输出不同的转速；变速箱9具有多个不同的档位，可提供多种传动比选择，且变速箱9具有空档，用于断开电机7与转轴10的传动。

所述的液压缸1的数量为6个，均匀分布在试验台支撑架24和顶板17之间。

所述的液压源21与液压加载管路3、刹车管路的接口处均装有油压传感器。

现将本发明提供的飞机起落架系统刹车动态模拟试验台架使用方法阐述如下：

首先由工作人员将待测试的飞机起落架系统下端的两个机轮16分别放在两个滚轮4上，上端固定在顶板17的底面上；然后将电机7、变速箱9、飞轮13、转轴10、转轴支撑架11及卡盘14一起沿地面上的滑轨推向飞机起落架系统，直到卡盘14接触在与其相近的机轮16的轮毂上，之后用螺栓将卡盘14与机轮16的轮毂连接；开启综合控制台20，在综合控制台20上中央处理系统的控制下，飞机起落架系统的液压刹车系统进行自检，之后在综合控制台20上设定本次试验的液压加载载荷、试验转速等参数并选择刹车模式，刹车模式分为自动模式和人工模式。如果为自动刹车模式，选择好刹车速率后，飞机起落架系统的液压刹车系统在综合控制台20上自动刹车压力控制组件的控制下自动调节刹车压力，通过自动刹车往复活门来控制刹车速率。如果选择为手动刹车模式，则需要手动操作综合控制柜20上的刹车调节活门。在综合控制台20上中央处理系统的控制下，液压源21输出相应流量的液压油，利用液压缸1对起落架15施加均匀的载荷，以模拟起落架15在不同工况下承受的工作载荷。在综合控制台20上中央处理系统的控制下，启动电机7，由电机7带动转轴10、飞轮13及机轮16一起旋转，当电机7的转速达到试验转速时，将变速箱9置于空挡状态，由此将电机7与转轴10的传动断开，这时利用飞轮13储存的动能来模拟飞机在刹车滑行过程中的自身动能，机轮16在飞轮13和自身的惯性下将继续旋转。液压刹车系统按设定的刹车模式开始工作，通过扭矩传感器12、振动传感器18、红外温度传感器19将飞机起落架系统的刹车动态特性传回到综合控制台20，试验人员在显示屏上可观察到实时的刹车特性。可利用更换不同摩擦系数的滚轮4来进行不同路况下的试验。另外，可通过综合控制台20来开启加湿喷头22，由此将水喷射到机轮16和滚轮4相接触的部位，以进行湿滑路面的刹车模拟。

Claims (6)

1.一种飞机起落架系统刹车动态模拟试验台架，所述的飞机起落架系统主要包括起落架(15)、液压刹车系统和风扇装置；其中起落架(15)上设有两个机轮(16)，风扇装置与起落架(15)相向安装，用于模拟气动载荷；其特征在于：所述的飞机起落架系统刹车动态模拟试验台架包括试验台支撑架(24)、加载装置、滚轮装置、驱动装置、液压源(21)、传感器组件和综合控制台(20)；其中试验台支撑架(24)由顶面和上端连接在顶面四个角部的四根支柱构成，并且四根支柱的下端固定在地面(25)上向下形成的基坑(23)内；

滚轮装置包括滚轮支撑轴(5)、两个滚轮支撑架(6)和两个滚轮(4)；其中两个滚轮支撑架(6)相距安装在基坑(23)底面沿横向设置的滑轨上，因此能够在滑轨上根据需要调节两个滚轮支撑架(6)的位置；滚轮支撑轴(5)水平设置，两端以可转动的方式分别安装在两个滚轮支撑架(6)的上端；两个滚轮(4)的中心孔套在滚轮支撑轴(5)的两侧部位，测试时外圆周面分别接触在飞机起落架系统中两个机轮(16)的外圆周面上；

液压源(21)设置在位于基坑(23)一侧的地面(25)上，并且通过刹车管路与飞机起落架系统的液压刹车系统相连接；

加载装置包括多个液压缸(1)、管接头(2)、液压加载管路(3)和顶板(17)；其中多个液压缸(1)的缸体外端固定在试验台支撑架(24)的顶面底部，液压杆的下端同时固定在顶板(17)的上表面上；液压加载管路(3)的一端通过管接头(2)分别与多个液压缸(1)相连，另一端通过流量控制阀与液压源(21)相接；

驱动装置包括电机(7)、变速箱(9)、飞轮(13)、转轴(10)、两个转轴支撑架(11)及卡盘(14)；其中电机(7)、变速箱(9)和两个转轴支撑架(11)从外向内间隔设置在位于基坑(23)另一侧地面(25)上沿横向设置的滑轨上；电机(7)的输出轴和变速箱(9)的输入端通过一个联轴器(8)连接；转轴(10)的中部以转动的方式设置在两个转轴支撑架(11)上，一端通过一个联轴器(8)与变速箱(9)的输出端连接，另一端连接卡盘(14)；飞轮(13)的中心孔套在位于两个转轴支撑架(11)之间的转轴(10)上；

传感器组件包括扭矩传感器(12)、振动传感器(18)和红外温度传感器(19)；其中扭矩传感器(12)安装在转轴(10)上；振动传感器(18)和红外温度传感器(19)则安装在待测试的飞机起落架系统上；

综合控制台(20)设置在液压源(21)的一侧，由中央处理系统、显示屏、自动刹车压力控制组件、传感器接口、刹车调节活门组成，并且与电机(7)、扭矩传感器(12)、振动传感器(18)、红外温度传感器(19)、液压源(21)、飞机起落架系统的液压刹车系统和风扇装置电连接。

2.根据权利要求1所述的飞机起落架系统刹车动态模拟试验台架，其特征在于：所述的试验台支撑架(24)的下部安装有加湿喷头(22)，加湿喷头(22)的开关由综合控制台(20)控制，并且加湿喷头(22)面对机轮(16)和滚轮(4)相接触部位，同时通过管路与水源相连，用于模拟湿滑路面时的刹车情况。

3.根据权利要求1所述的飞机起落架系统刹车动态模拟试验台架，其特征在于：所述的滚轮(4)为可拆卸式结构，具有多种不同的型号，并且带有不同摩擦系数的胎纹。

4.根据权利要求1所述的飞机起落架系统刹车动态模拟试验台架，其特征在于：所述的电机(7)为变频电机；变速箱(9)具有多个不同的档位，且具有空档。

5.根据权利要求1所述的飞机起落架系统刹车动态模拟试验台架，其特征在于：所述的液压缸(1)的数量为6个，均匀分布在试验台支撑架(24)和顶板(17)之间。

6.根据权利要求1所述的飞机起落架系统刹车动态模拟试验台架，其特征在于：所述的液压源(21)与液压加载管路(3)、刹车管路的接口处均装有油压传感器。