CN109606731B - 一种试验支持系统 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种试验支持系统，包括两个结构相同的筒体，筒体内部设置有活塞，活塞将筒体分为上腔体和下腔体，上腔体与大气连通，下腔体内填充有油液，两个筒体的下腔体上均置有连接口，两个连接口通过连接管连通，活塞顶部固定连接有活塞杆，活塞杆可以带动活塞沿筒体长度方向移动，活塞杆内部设置有位移传感器，本发明系统结构紧凑，对实施空间要求较低；能够方便实现两个及两个以上的起落架联合；能够保证在试验过程中每个支持点起落架受载完全相同达到多起落架静定支持状态；主承载体为液压油，承载能力较大，方便扩展。

Description

一种试验支持系统
技术领域
本发明涉及飞机结构试验技术领域，尤其涉及一种试验支持系统。
背景技术
在飞机结构试验中，选择合理的飞机支持方式是试验高质量完成的前提和保证，多主起落架形式的飞机，其左右两边主起落架数量均为两个或两个以上，试验过程中，一般考核起落架作为主要考核点用于试验加载，采用非考核起落架作为飞机支持点，对于多主起落架飞机试验，考核起落架一般为主起落架当中的一个或者一部分(两边对称)，则剩余主起落架以及前起落架将作为飞机试验支持点，飞机结构试验中，一般在垂向通过起落架形成三点支持，但如果剩余主起落架为两个或者两个以上，加上前起落架将在垂向形成超静定支持，此不符合飞机试验过程中的支持状态。
通常在此种情况下，采用杠杆将单边非考核起落架进行联合，再通过撬杠将多个起落架形成一个支持点，继而实现飞机的三点支持，但是此种方式并不能够完全保证所联合的非考核起落架受载均等，且结构相对比较庞大，在设计上存在多方面限制，同时如果剩余起落架为两个以上，采用杠杆联合形式实现多起落架单点支持将比较困难，非考核起落架受载将更加无法保证。
发明内容
本发明的目的：提出一种试验支持系统，可以模拟等臂杠杆，能够在小空间内形成多起落架单点支持状态，保证试验过程中在垂向形成静定支持，而且所联合的支持点起落架受载均等，整个试验阶段支持点状态正常，方便安装以及后期的维护检查，保证试验的顺利进行。
本发明的技术方案：
一种试验支持系统，包括两个结构相同的筒体，所述的筒体内部设置有活塞，所述的活塞将筒体分为上腔体和下腔体，所述的上腔体与大气连通，所述的下腔体内填充有油液，所述两个筒体的下腔体上均置有连接口，所述的两个连接口通过连接管连通，所述的活塞顶部固定连接有活塞杆，所述的活塞杆可以带动活塞沿筒体长度方向移动，所述的活塞杆内部设置有位移传感器。
所述的活塞杆上还设置有力传感器。
所述筒体的下腔体一侧设置有排气口，与排气口相对的另一侧设置有注油口。
所述筒体的下腔体上还设置有开关阀。
所述筒体的下腔体外部设置有压力表，所述的压力表与下腔体连通。
所述的活塞杆顶部通过夹具与机身支持点上的起落架假件连接。
本发明的有益效果：
本发明所述的试验支持系统具有以下优点：
1)本发明系统结构紧凑，对实施空间要求较低；
2)本发明系统能够方便实现两个及两个以上的起落架联合；
3)本发明系统能够保证在试验过程中每个支持点起落架载荷完全相同；
4)本发明系统主承载体为液压油，承载能力较大。
附图说明
图1为本发明原理示意图；
图2为本发明结构示意图；
图3为本发明安装示意图；
图中标识：1、筒体，2、活塞杆，3、活塞，4、排气口，5、开关阀，6、连接口，7、注油口，8、压力表，9、位移传感器，10、力传感器，11、起落架假件，12、连接管。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步的介绍，如图1和图2所示，本发明所述的一种试验支持系统，包括两个结构相同的筒体1，所述的筒体1内部设置有活塞3，活塞3用于受载，所述的活塞3将筒体1分为上腔体和下腔体，所述的上腔体与大气连通，所述的下腔体内填充有油液，所述两个筒体1的下腔体上均置有连接口6，所述的两个连接口6通过连接管12连通，致使每个筒体1的下腔体压力完全一致，所述的活塞3顶部固定连接有活塞杆2，所述的活塞杆2可以带动活塞3沿筒体1长度方向移动，所述的活塞杆2内部设置有位移传感器9，用于检测活塞杆2位移。
所述的活塞杆2上还设置有力传感器10，用于检测起落架假件11的受力情况。
所述筒体1的下腔体一侧设置有排气口4，用于下腔体气体的排放，与排气口4相对的另一侧设置有注油口7，用于向两个筒体1的下腔体充油以及充压。
所述筒体1的下腔体上还设置有开关阀5，用于控制连接管12的通断。
所述筒体1的下腔体外部设置有压力表8，所述的压力表8与下腔体连通，用于检测下腔体的压力。
所述的活塞杆2顶部通过夹具与机身支持点上的起落架假件11连接，载荷通过活塞杆2传递至起落架假件11。
本发明的使用方法如下：将两个筒体1通过连接管12将连接口6连通，并打开两个筒体1下腔体的开关阀5以及排气口4，将手摇泵输出口连接至其中一个筒体注油口7进行充油，另一个注油口7关闭，观察两个筒体1下腔体上的排气口4直至每个排气口4均有油液渗出，则排气完成，随即关闭排气口4，接着继续充油，检测位移传感器9，直至活塞杆2能够与起落架假件11对接为止，对接完成后直接进行打压，通过压力表8监测下腔体压力直至预定值，同时观察每个筒体1下腔体压力是否一致，打压完成，关闭注油口7。
本发明由于每个筒体1的下腔体活塞3受力面积相同，因此能够保证在试验整个过程中每个支持点起落架假件11受载完全一致，从而达到多起落架单点支持状态，结合前起落架，继而形成垂向三点支持，如图3所示为两个主起落架联合支持点安装方式。

Claims (6)

1.一种试验支持系统，其特征在于：包括两个结构相同的筒体(1)，所述的筒体(1)内部设置有活塞(3)，所述的活塞(3)将筒体(1)分为上腔体和下腔体，所述的上腔体与大气连通，所述的下腔体内填充有油液，两个筒体(1)的下腔体上均置有连接口(6)，两个连接口(6)通过连接管(12)连通，所述的活塞(3)顶部固定连接有活塞杆(2)，所述的活塞杆(2)带动活塞(3)沿筒体(1)长度方向移动，所述的活塞杆(2)内部设置有位移传感器(9)；进行飞机结构试验时，两个筒体(1)通过连接管(12)将连接口(6)连通，并打开两个筒体(1)下腔体的开关阀(5)以及排气口(4)，将手摇泵输出口连接至其中一个筒体注油口(7)进行充油，另一个注油口(7)关闭，观察两个筒体(1)下腔体上的排气口(4)直至每个排气口(4)均有油液渗出，则排气完成，随即关闭排气口(4)，接着继续充油，检测位移传感器(9)，直至活塞杆(2)能够与起落架假件(11)对接为止，对接完成后直接进行打压，通过压力表(8)监测下腔体压力直至预定值，同时观察每个筒体(1)下腔体压力是否一致，打压完成，关闭注油口(7)；
由于每个筒体(1)的下腔体活塞(3)受力面积相同，因此试验过程中每个支持点起落架假件(11)受载完全一致，从而达到多起落架单点支持状态，结合前起落架，继而形成垂向三点支持。
2.根据权利要求1所述的一种试验支持系统，其特征在于：所述的活塞杆(2)上还设置有力传感器(10)。
3.根据权利要求1所述的一种试验支持系统，其特征在于：所述筒体(1)的下腔体一侧设置有排气口(4)，与排气口(4)相对的另一侧设置有注油口(7)。
4.根据权利要求1所述的一种试验支持系统，其特征在于：所述筒体(1)的下腔体上还设置有开关阀(5)。
5.根据权利要求1所述的一种试验支持系统，其特征在于：所述筒体(1)的下腔体外部设置有压力表(8)，所述的压力表(8)与下腔体连通。
6.根据权利要求1所述的一种试验支持系统，其特征在于：所述的活塞杆(2)顶部通过夹具与机身支持点上的起落架假件(11)连接。
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