CN110816887B - 一种飞机机轮刹车系统试验台架及试验方法 - Google Patents

Abstract

一种飞机机轮刹车系统试验台架及试验方法。本发明提出的飞机机轮刹车系统试验台架有三组试验单元，能够同时进行三个机轮的刹车试验。本发明以驱动系统中的鼓轮表面模拟飞机跑道、以鼓轮转速模拟飞机的地面滑跑速度和滑跑动能，以加载系统模拟飞机的接地载荷，将所述驱动系统与加载系统集成，在试验台上完成模拟整机起降制动系统进行在飞机跑道上进行机轮刹车系统地面滑行试验。还可以模拟极限条件下整机起降制动系统在飞机跑道上的地面滑行试验。降低了试验过程中的风险，降低了使用飞机试验带来的巨大试验成本和试验难度；使试验数据的控制和采集的实现更加容易和准确。

Description

一种飞机机轮刹车系统试验台架及试验方法

技术领域

本发明涉及航空试验设备制造领域，具体是一种三支柱三鼓轮的飞机机轮刹车系统试验台架。

背景技术

目前我国的飞机起降系统制动的试验验证采用以下方式，首先单一产品在试验台进行航空机轮刹车装置试验验证，然后再进行单个机轮刹车装置与其刹车控制系统组合成的机轮刹车系统进行联合试验验证。这种试验方法前者准确反映了航空机轮的刹车装置良好的刹车性能，后者反映了机轮刹车系统的刹车性能。这种状态试验也只是反映了单个机轮的刹车装置和刹车控制系统之间的匹配性。将这样的机轮刹车系统装在飞机上进行系统地面滑行试验已经出现了走步和振动等问题，造成试验风险大。但是在飞机上不是单一的航空机轮刹车装置和刹车控制系统，目前所有飞机基本上是多机轮刹车装置和多刹车控制系统和多个起落架支撑飞机的，组成了飞机的起降制动系统。因此，目前的试验方法不能充分验证起降制动系统实际工作状况。必须要在上实际使用过程中进行飞机整机的起降制动系统性能验证。采用飞机整机进行验证，试验风险大、资金投入大、验证时间长。如果出现反复，所带来的风险资金和拖延的时间都是难以让人接受的。为了解决上述问题，发明了多支柱加载系统多鼓轮驱动系统组合台架结构的试验台。该结构的试验台是具有一套综合性的多支柱协调加载、多鼓轮速度同步和能量协调分布整体结构。是为了飞机系统综合试验验证而设计的，并且可以进行飞机高集成起降制动系统的试验验证。该集成系统能够模拟整个飞机地面滑行的飞行状态，并可以代替飞机进行起降制动系统的地面滑行试验。检索国内外(中国、美国、俄国、欧洲和日本)的专利文献、学术论文和学位论文数据库，未查找到与本发明最接近的现有技术。而且人在此之前通过申请专利和公开发表论文公开的相关研究。现有起降系统系统试验技术采用两种方式，第一种是直接使用飞机进行在飞机跑道上进行机轮刹车系统地面滑行试验，第二种是采用台架跑车模拟飞机进行在专用跑道上进行机轮刹车系统地面滑行试验。

第一种是直接使用飞机进行机轮刹车系统地面滑行试验，对于不同机种的机轮刹车系统地面滑行试验，就得使用与之相对应的飞机进行试验，这样的试验风险大成本高试验周期长。对于正在研制的机种，没有现成的飞机，因此无法进行机轮刹车系统地面滑行试验，将严重制约着机轮刹车系统研发试验验证进度。第二种运用台架跑车模拟飞机进行机轮刹车系统地面滑行试验方式，虽然解决了使用飞机问题，但试验成本高试验周期长。不但要建立一个模拟飞机台架跑车的高负荷的驱动动力源，而且还需要建一条至少10km的专用试验跑道。占地空间大，且维护难。鉴于以上的原因发明了多支柱加载系统多鼓轮驱动系统组合台架结构。以此结构制造的试验台极大地降低了使用成本、缩短了试验周期和消除了严重制约着机轮刹车系统研发试验验证进度等问题。

发明内容

为克服现有试验技术中存在的不能够充分反映整机的航空机轮的刹车系统刹车性能要求，本发明提出了一种飞机机轮刹车系统试验台架及试验方法。

本发明提出的飞机机轮刹车系统试验台架包括加载框支撑架、三个液压加载系统、三个鼓轮驱动系统，并由所述的三个液压加载系统和三个鼓轮驱动系统分别组成了三组试验单元；所述三组试验单元的结构相同，均位于所述加载框支撑架内，并处于同一垂直面内；三组试验单元分别是1#试验单元、2#试验单元和3#试验单元；在位于所述支撑短立柱上端面的长横梁上表面固定有导向柱，该导向柱的上端面与顶结构框架的下表面固定；在该导向柱上有用于液压加载系统中吊篮上下移动的导向轨；所述液压加载系统安装在顶结构框架上，并使该液压加载系统中的吊篮位于该试验单元内，在该吊篮的外侧表面有与所述导向轨配合的滑轮；在所述吊篮的下表面安装有试验平台；所述试验件安装平台固定在该吊篮的下表面；机轮起落架通过配制的试验工装安装在该试验件安装平台的下表面。

所述加载框支撑架包括四根外导向柱4和顶结构框架，并且所述四根外导向柱分布在该加载框支撑架的四个角上，所述顶结构框架固定在各外导向柱的顶端端面，形成了矩形的加载框支撑架。在所述加载框支撑架内有四根支撑短立柱，并使所述四根支撑短立柱均分为两组，每组支撑短立柱均布在所述加载框支撑架内并固定在上下两根长横梁之间的上下表面；该四根支撑短立柱的上端面亦固定有长横梁。通过所述两组支撑短立柱在所述加载框支撑架分别形成三组试验单元。在位于所述支撑短立柱上端面的长横梁上表面固定有导向柱，该导向柱的上端面与顶结构框架的下表面固定；在该导向柱上有用于液压加载系统中吊篮上下移动的导向轨。

在各所述试验单元下方均安装有鼓轮驱动系统，并使各所述鼓轮驱动系统中主轴的中心线相互平行且位于同一水平面上；使各所述鼓轮驱动系统中的主鼓轮的中心线之间的水平高度差小于0.2mm。

所述1#试验单元和2#试验单元用于主机轮试验，所述3#试验单元用于前机轮试验。

本发明提出的所述飞机机轮刹车系统试验台架进行试验的方法，同时对飞机的三个起落架共六个机轮进行试验，具体过程是：

步骤1，安装起落架连接工装。

所述起落架连接工装有三个，分别位于在各所述的1#试验单元、2#试验单元和3#试验单元下方并安装在试验平台上。

步骤2，安装起落架。

将试验用的三个起落架分别吊装到起落架安装辅助工装上；将载有起落架的安装平台车依次移动到所述1#试验单元、2#试验单元和3#试验单元下方，并分别完成各试验起落架的安装。

步骤3，安装刹车装置组件

所述刹车装置组件用于两个主机轮试验，每组刹车装置组件中分别包括左机轮刹车装置组件和右机轮刹车装置组件；在1#试验单元和2#试验单元安装刹车装置组件。安装时，将所述左机轮刹车装置组件套在起落架上的左机轮轴上，推至轴的底部。使该起落架上的连接轴准确的插入刹车装置组件的连接孔内，并在连接轴的外端装上卡环。再将右机轮刹车装置组件套在起落架上的右机轮轴上，推至轴的底部。使在起落架上的连接轴准确的插入刹车装置组件的连接孔内，并在连接轴的外端装上卡环。完成第一组机轮刹车装置组件。

重复所述安装第一组机轮刹车装置组件的过程，完成第二组机轮刹车装置组件。所述第二组机轮刹车装置组件安装在2#试验单元上。

至此，完成两组刹车装置组件的安装。

步骤4，安装飞机机轮组件

所述飞机机轮组件有三组；将各组飞机机轮组件分别安入在1#试验单元、2#试验单元和3#试验单元。具体安装过程是：

将第一组的两个飞机机轮组件安放在安装平台车上运至1#试验单元的下方。先将一个飞机机轮组件的内部轴承套在左机轮轴上，推至轴的底部；将机轮套装在所述左机轮轴上，使机轮上的键槽于刹车盘的键对齐进入到见槽内，直至机轮推至底部并固定。再将另一个飞机机轮组件的内部轴承套在右机轮轴上，推至轴的底部；将机轮套装在所述右机轮轴上，使机轮上的键槽于刹车盘的键对齐进入到见槽内，直至机轮推至底部并固定。

将所述第一组的两个飞机机轮组件中的机轮进油嘴分别与1#试验单元的两个出油嘴上。完成第一组两个飞机机轮组件的安装。

重复所述安装第一组两个飞机机轮组件的安装过程，依次完成第二组两个飞机机轮组件的安装和第三组两个飞机机轮组件的安装。

步骤5，配置惯性轮

根据试验大纲分别为所述三组试验单元配置惯性轮。所述惯性轮用于模拟飞机质量。

步骤6，能量及着陆速度的配置

根据试验大纲分别完成所述三组试验单元能量及速度的配置。

所述配置的能量总和为飞机着陆时所具有的能量，其中前机轮配置的能量为总能量的5％，两个主机轮配置的能量分别为总能量的47.5％。

所述配置的着陆速度为飞机的着陆速度。

步骤7，载荷配置

根据试验大纲分别完成所述三组试验单元的载荷配置。

所述配置载荷的总量等于飞机着陆时的总载荷。三组试验单元中的载荷分配为：用于前机轮试验的3#试验单元的载荷为上述总载荷的20％，用于两个主机轮试验的1#试验单元和2#试验单元的载荷分别为上述总载荷的40％。

步骤8，刹车压力的配置

根据试验大纲完成所述三组试验单元刹车压力的配置。

三组试验单元中刹车压力的分配为：用于前机轮试验的3#试验单元的刹车压力为零，用于两个主机轮试验的1#试验单元和2#试验单元的压力分别10MPa。

步骤9，着陆试验

启动驱动系统使三个鼓轮表面的线速度均达到配置的着陆速度。

启动加载系统使三个试验机轮靠近所述鼓轮。启动刹车系统，当所述1#试验单元和2#试验单元的压力分别达到10Mpa时开始着陆试验。数据采集系统自动进入实时采集状态。

着陆试验时，通过加载系统按步骤7设定的载荷配置向所述各试验单元加载，使之同步分别向各少数鼓轮加载。当机轮表面的线速度与鼓轮表面的线速度一致时，开始刹车。当刹车压力进入刹车主机轮后进入着陆试验，刹车机轮对鼓轮产生反向制动，吸收鼓轮的能量，直至三个所述鼓轮的速度为零，相当于飞机制动停止。试验结束。

着陆试验中，数据采集系统实时采集试验中每个实验单元的鼓轮速度、载荷、刹车压力、刹车距离、刹车力矩，并根据采集的各项所述数据实时调整鼓轮速度和载荷。

Ⅰ调整鼓轮速度：根据采集的三个鼓轮速度的鼓轮速度计算出等效地面速度：

ρ₁、ρ₂、ρ₃

式中:

ρ为模拟飞机重量的鼓轮等效转动惯ρ＝ρ₁+ρ₂+ρ₃量；

ω为鼓轮表面模拟飞机着陆速度的鼓轮角速度。也就是在模拟飞机重量的等效转动惯量下，具有与三个鼓轮所具有的动量之和相等时的对应角速度；

ρ₁、ρ₂、ρ₃分别表示1#试验单元、2#试验单元和3#试验单元设定的鼓轮转动惯量；

ω₁、ω₂、ω₃分别表示1#试验单元、2#试验单元和3#试验单元设定的鼓轮角速度。

等效角速度与每个试验单元的鼓轮角速度差为个单元下鼓轮速度调整的依据，使每个试验单元下的鼓轮角速度趋于等效角速度。其公式如下：

Δω₁＝ω-ω₁

Δω₂＝ω-ω₂

Δω₃＝ω-ω₃

式中：Δω₁、Δω₂和Δω₃：分别表示等效角速度与1#试验单元、2#试验单元和3#试验单元下鼓轮角速度的差。

根据得到的各所述试验单元鼓轮的Δω₁、Δω₂和Δω₃调整各鼓轮速度。当：

1#试验单元鼓轮的角速度与等效角速度的差值大于0时，说明该1#试验单元鼓轮的角速度小于飞机的等效角速度，计算机增加该1#试验单元鼓轮的速度至等效角速度。

1#试验单元鼓轮的角速度与等效角速度的差值小于0时，说明该1#试验单元鼓轮的角速度大于飞机的等效角速度，计算机减小该1#试验单元鼓轮的速度至等效角速度。

1#试验单元鼓轮的角速度与等效角速度的差值等于0时，说明该1#试验单元鼓轮的角速度等于飞机的等效角速度，无需调整该1#试验单元鼓轮的速度。

重复所述1#试验单元鼓轮速度的过程，分别完成上述2#试验单元鼓轮速度的调整和3#试验单元鼓轮速度的调整。

Ⅱ调整鼓轮载荷：

根据采集的三个鼓轮的载荷，分别完成各少数个鼓轮载荷的调整。

设飞机着陆时，飞机平行于地面时，三个起落架与飞机连接轴处于地面的位置高度同步，也就是指飞机的重心距离地面高度。飞机的重心距离地面高度可以间接表示飞机对地面的总载荷。并且三个起落架的总载荷等于步骤7中设定的总载荷。

以数据采集系统实时采集的各试验单元的载荷之和与设定的总载荷之差作为载荷调整的依据；当：

所述总载荷之差大于0时，说明加载总载荷大于设定总载荷，按常规方法同步减小三个加载位移，也就是增加飞机的重心距离地面高度，以减小所述加载总载荷，直至该加载总载荷与设定总载荷相等；

所述总载荷之差小于0时，说明加载总载荷小于设定总载荷，按常规方法同步增加三个加载位移，也就是减小飞机的重心距离地面高度，以增加所述加载总载荷，直至该加载总载荷与设定总载荷相等；

所述总载荷之差等于0时，说明加载总载荷等于设定总载荷，无需调整所述加载总载荷。

本发明以驱动系统中的鼓轮表面模拟飞机跑道、以鼓轮转速模拟飞机的地面滑跑速度和滑跑动能，以加载系统模拟飞机的接地载荷，将所述驱动系统与加载系统集成，在试验台上完成模拟整机起降制动系统进行在飞机跑道上进行机轮刹车系统地面滑行试验。还可以进行完成极限条件下模拟整机起降制动系统进行在飞机跑道上进行机轮刹车系统地面滑行试验。降低了试验过程中的风险(人员风险、飞行风险)，降低了使用飞机试验带来的巨大试验成本和试验难度；使试验数据的控制和采集的实现更加容易和准确。

本发明提供一种多支柱加载系统多鼓轮驱动系统集成结构，主要用于飞机三点支撑起落架的机轮及刹车系统和大型飞机多支柱多机轮级刹车系统的试验验证。本发明将多支柱加载系统和多鼓轮驱动系统有机结合，将整机和试验跑道集成，加上有效的试验参数和合理的控制数据，共同完成整机滑行起飞和着陆滑行地面滑行试验。通过该多支柱加载系统用于模拟飞机在不同工况下的起飞或着陆滑行过程中对地面载荷的实际状况。本发明能够模拟不同型号机种的飞机滑行时的重量、飞机的速度、飞机的减速率，以及无限长的试验跑道，具有结构紧凑体积小、所占空间小和投入资金少的特点，能够进行100吨以下飞机整机起降制动系统的性能地面滑行试验验证。

所述的多鼓轮驱动系统作用包括三个方面。第一个方面：模拟整机试验时所具有的飞行动能；第二方面：模拟整机试验时所具有的实时速度和加速度；第三方面：模拟整机试验时的飞机跑道，该跑道为无限长。本发明中的三个鼓轮驱动系统组成一个完全统一的鼓轮系统，试验过程中用于模拟飞机跑道、飞机飞行速度和飞行着陆的总能量。三个鼓轮驱动系统分别对应着飞机的一个前起落架和两个主起落架所承担的飞行能量。

本发明用于模拟试验飞机在起飞和着陆过程中的每套起落架和刹车机轮系统所承载的飞机载荷。试验中分别对起落架进行独立加载以模拟飞机在各种工况机轮对地面的实际载荷。其中：

加载支撑框架1：是加载吊篮框架的稳定导向和提供加载机构。并通过液压加载油缸给被试验起落架和刹车机轮系统施加所需要的载荷力。

液压加载系统2：是模拟飞机重量的加载机构，并且进行起降系统制动试验时空间力及状态的检测。该机构上集成有空间力的测量和可安装试验件的试验平台。并通过试验加载平台给试验件施加试验载荷力的平台。

鼓轮驱动系统3：用于模拟试验飞机在滑行起飞和着陆滑行过程中的飞行状态。也就是实时模拟被试验整机起降系统制动实时飞行动能、飞机地面滑行的速度和无限长机场跑道。

在使用本发明进行模拟试验时，通过加载控制系统，模拟飞机的不同状况，-多支柱加载系统能够模拟大型飞机一侧的左主起落架机轮或右主起落架机轮的滑行载荷，以及中小型飞机整机载荷(即前起落架和机轮、左主起落架和机轮和右主起落架和机轮的滑行载荷之和)；多鼓轮系统共同模拟飞机的滑行起飞和着陆滑行时飞机跑道，模拟飞机的飞行总动能和飞行速度，并且模拟整个飞机地面滑行的飞行状态，进行整机起降制动系统的地面滑行试验。下面以试验实例说明。

滑行起飞试验：本发明根据飞机的滑行起飞总重量通过飞机的起降制动系统将整机重量分配分别施加在多鼓轮驱动系统的三鼓轮上，此时的飞机重量为起飞重量(也称起飞载荷)。随后，多鼓轮驱动系统驱动鼓轮运转开始飞机的滑行速度进行滑行，并且逐渐达到飞机的起飞点。随后同步带动鼓轮模拟加速达到飞机起飞的离地飞行速度。同时，多支柱加载系统中施分别加在每个鼓轮上的载荷(即前起落架机轮载荷和左右个主起落架机轮载荷)，以模拟飞机滑行起飞时的速度载荷谱(或时间载荷谱)，通过附加的控制系统进行载荷跟随变化，直至多鼓轮驱动系统鼓轮速度达到飞机起飞的离地速度施加在每个鼓轮上的载荷全部为零，也就是飞机离开地面起飞。

着陆刹车滑行试验：本发明三个鼓轮同步启动到飞机着陆时要求的着陆速度和着陆时的飞机飞行动能，也就是飞机起降制动系统的试验着陆速度和试验总动能。达到着陆速度时，通过附加的控制系统根据飞机着陆的载荷通过试验的起落架和机轮将着陆载荷分别依据的速度载荷谱(或时间载荷谱)施加在模拟飞机跑道上对应的鼓轮上，随着飞机的飞行速度降低，飞机的接地载荷随着飞机的升力减小而增加。当达到飞机着陆的载荷时，机轮开始刹车制动。多鼓轮驱动系统的每个鼓轮的所具有的速度和能量随着飞机的刹车制动(包括机轮刹车制动、阻力伞制动和反推制动等)，鼓轮的所具有的飞行速度和具有的能量逐步减小，直至飞机速度为零和具有的能量零(即飞机被制动停止)。此时的着陆载荷即为飞机的着陆时的飞机重量。至此完成飞机的全部着陆过程。

下面是被试产品的试验记录曲线：

图5记录的是本发明试验台每个机轮系统试验曲线。由于试验台试验曲线多，且为了便于数据的分析和比较，因此曲线的纵坐标采用0-1分度坐标，每个曲线都有一个系数，曲线的系数乘以分度坐标值为曲线的工程值；横坐标是时间坐标。试验曲线中，六个测量曲线分别表示1#起落架的左机轮和右机轮、2#起落架的左机轮和右机轮、3#起落架的左机轮和右机轮的压力指令曲线11(系数:50Am)、机轮速度曲线12(系数:300km/h)、刹车压力曲线13(系数:40MPa)。实现了由每个机轮的试验数据单独测量和记录。

以前的机轮刹车系统动力试验，需要利用飞机进行实际的地面滑行试验以检验机轮刹车系统的工作性能；该试验方法只能反应多机轮多支柱的整体工作特性，还不能检测出每个刹车机轮实际的工作状态和工作特性。该试验方法需要动用飞机和机场跑道，所产生的试验费用高。在新品研发过程中，地面滑行试验，因为动用驾驶员和飞机，也会带来试验可能不成功巨大的人员和飞机的安全风险。

本发明研制的试验台，从试验的曲线和数据看，试验台完全实现了多支柱起降系统地面滑行的动态试验检测。实现了整机起降系统试验时实现对单一起落架系统和单一机轮刹车系统的试验检测和它们之间动态的相互影响；以及极限地面滑行试验，降低了极限试验的风险和成本。

图6记录的是本发明研制的试验台每个起落架机轮刹车系统试验曲线。由于试验台试验曲线多，且为了便于数据的分析和比较，因此曲线的纵坐标采用0-100分度坐标，每个曲线都有一个系数，曲线的系数乘以分度坐标值为曲线的工程值；横坐标是时间坐标。三个测量曲线分别表示1#起落架的机轮刹车系统、2#起落架的机轮刹车系统、3#起落架的机轮刹车系统的左压力指令曲线14(系数:0.2MPa)、右压力指令曲线15(系数:0.2MPa)、地面滑行速度曲线16(系数:3km/h)、地面载荷曲线17(系数:5kN)。

图中：测量出的三个鼓轮模拟的地面滑行速度的线速度之间基本保持一致；三个鼓轮线速度的误差小，三个鼓轮的减速率、刹车时间和刹车距离误差小。基本实现了三鼓轮模拟机场跑道。以及模拟飞机每个起落架刹车系统试验时所承担的动能，且模拟飞机试验的总动能是提供给各起落架刹车系统的试验能量。(即：总动能89.22MJ＝30.39+28.98+29.85MJ，见表1所示试验结果数据)。该试验台实现了模拟飞机在机场跑道上进行地面滑行试验。

表1：三个鼓轮同时试验结果数据

	第一个	第二个	第三个
				刹车距离m	916.23	910.37	916.59
刹车时间s	31.60	31.40	31.70
				提供能量MJ	30.39	28.98	29.85
平均减速率m/s2	1.88	1.86	1.87

表中：在保证总提供能量89.22MJ一定的情况下给每个刹车机轮系统的能量是根据机轮的刹车能力的大小的话实际的工况试验台进行自动分配给对应的鼓轮。基本达到了由三个鼓轮共同模拟飞机实时飞行速度的要求。检测出三个加载系统模拟各个起落架刹车机轮施加在各鼓轮上的载荷是随着刹车制动的实时测量值，但是各加载系统施加的载荷之和是模拟飞机的总试验载荷，且各加载系统施加的载荷之和在整个试验过程中始终等于总载荷，基本保持不变，即模拟飞机的总载荷保持一致；实现了由三个载荷加载系统共同模拟飞机飞行重量的要求。

本发明不仅能够实现单支柱单机轮起落架机轮刹车系统试验，也实现了多支柱多机轮起落架机轮刹车系统试验。也为研究飞机机轮刹车系统试验验证提供了一种从未有过的新方法和新手段。提高了试验效率，降低了试验费用，消除了试验风险。首次实现了在试验台架上模拟整架100吨以下中小飞机地面滑行试验。消除了运用飞机进行地面滑行测试试验时的安全风险和巨大的试验费用。同时也实现了对机轮刹车系统的试验数据精细化测量，清晰地展现出了机轮刹车系统的个体与整个机轮刹车系统整体的关系。为机轮刹车系统的系统化设计提供了真实可靠的数据。

附图说明

图1是本发明的总体结构示意图。

图2是图1的侧视图。

图3是图1的俯视图。

图4加载支撑框架的结构示意图，其中，4a是主视图，4b是侧视图，4c是俯视图。

图5是多支柱多机轮的每个鼓轮记录的正常试验曲线；其中，5a是1#试验单元的左刹车机轮曲线；5b是1#试验单元的右刹车机轮曲线；5c是2#试验单元的左刹车机轮曲线；5d是2#试验单元的右刹车机轮曲线；5e是3#试验单元的左刹车机轮曲线；5f是3#试验单元的右刹车机轮曲线。

图6是多支柱多机轮的每个机轮记录的系统试验曲线；其中，6a是1#试验单元的左右刹车机轮曲线；6b是2#试验单元的左右刹车机轮曲线；6c是3#试验单元的左右刹车机轮曲线。

图中：1、加载框支撑架；2、液压加载系统；3、鼓轮驱动系统；4、外导向柱；5、顶结构框架；6、长横梁；7、支撑短立柱；8、导向柱；9、试验平台；11.压力指令曲线；12.机轮速度曲线；13.刹车压力曲线；14.该试验单元下的载荷；15.该试验单元下的鼓轮速度；16.该试验单元下的左机轮刹车压力；17.该试验单元下的右机轮刹车压力；18、1#试验单元；19、2#试验单元；20、3#试验单元。

具体实施方式

实施例1

本实施例是一种飞机机轮刹车系统试验台架，包括加载框支撑架1、三个液压加载系统2、三个鼓轮驱动系统3，并由所述的三个液压加载系统和三个鼓轮驱动系统分别组成了三组试验单元，分别是1#试验单元18、2#试验单元19和3#试验单元20。所述三组试验单元的结构相同，均位于所述加载框支撑架内，并处于同一垂直面内。

所述加载框支撑架1包括四根外导向柱4和顶结构框架5，并且所述四根外导向柱分布在该加载框支撑架的四个角上，所述顶结构框架固定在各外导向柱的顶端端面，形成了矩形的加载框支撑架。在所述加载框支撑架内有四根支撑短立柱7，并使所述四根支撑短立柱均分为两组，每组支撑短立柱均布在所述加载框支撑架1内并固定在上下两根长横梁6之间的上下表面；该四根支撑短立柱7的上端面亦固定有长横梁。在位于所述支撑短立柱上端面的长横梁上表面固定有导向柱8，该导向柱的上端面与顶结构框架5的下表面固定；在该导向柱上有用于液压加载系统中吊篮上下移动的导向轨。所述液压加载系统2安装在顶结构框架5上，并使该液压加载系统中的吊篮位于该试验单元内，在该吊篮的外侧表面有与所述导向轨配合的滑轮。在所述吊篮的下表面安装有试验平台9。所述试验件安装平台为板件，通过螺栓固定在该吊篮的下表面。机轮起落架通过配制的试验工装安装在该试验件安装平台的下表面。

所述鼓轮驱动系统3采用现有技术。被安装在所述试验单元的下方。本实施例中，所述飞机机轮刹车系统试验台架有三组试验单元，分别为1#试验单元18、2#试验单元19和3#试验单元20，各所述试验单元下方均安装有鼓轮驱动系统，并使各所述鼓轮驱动系统中主轴的中心线相互平行且位于同一水平面上；使各所述鼓轮驱动系统中的主鼓轮10的中心线之间的水平高度差小于0.2mm。

所述的三台驱动电机均采用现有技术。并且每个驱动电机分别对应一个鼓轮驱动系统。

所述三个液压加载系统2采用现有技术。并且每个液压加载系统分别对应一个鼓轮驱动系统。

实施例2

本实施例是一种利用上述飞机机轮刹车系统试验台架进行飞机机轮刹车系统动力试验的方法。所述飞机机轮刹车系统动力试验同时对飞机的三个起落架共六个机轮进行试验。具体过程是：

步骤1，安装起落架连接工装。

先将三个起落架试验工装分别安装在安装平台车上；所述起落架试验工装采用现有技术。将各所述起落架试验工装分别移至各所述的1#试验单元18、2#试验单元19和3#试验单元20下方并安装在试验平台9上。

步骤2，安装起落架。

将起落架安装辅助工装安放在安装平台车；所述安装平台车采用现有技术。按照起落架辅助工装的安装要求，调整好辅助工装在安装平台车上的位置，以及各个支撑点的高度。将试验用的三个起落架分别吊装到起落架安装辅助工装上；为防止错位和倾覆，需将起落架固定在起落架安装辅助工装的支撑点上。将载有起落架的安装平台车依次移动到所述1#试验单元、2#试验单元和3#试验单元下方，并分别完成各试验起落架的安装。

安装时，使各所述起落架主支撑上的连接孔与起落架连接工装上的连接孔对齐；将连接轴穿入两者的连接孔内，并在连接轴两端用卡环卡住，以防止连接轴从连接孔中滑出。调整起落架前支撑的的位置，使起落架前支撑上的连接孔与起落架连接工装上的连接孔对齐；将连接轴穿入两者的连接孔内，并在连接轴两端用卡环卡住，以防止连接轴从连接孔中滑出。调整起落架侧支撑的的位置，使起落架侧支撑上的连接孔与起落架连接工装上的连接孔对齐；将连接轴穿入两者的连接孔内，并在连接轴两端用卡环卡住，以防止连接轴从连接孔中滑出。

步骤3，安装刹车装置组件

试验中，由于前机轮试验无需刹车装置组件，固在用于两个主机轮试验的1#试验单元18和2#试验单元19安装刹车装置组件。所述3#试验单元20用于前机轮试验。

安装时，将第一组的两个机轮刹车装置组件安放在安装平台车上运至1#试验单元的下方。所述两个机轮刹车装置组件分别为左机轮刹车装置组件和右机轮刹车装置组件。

将所述左机轮刹车装置组件套在起落架上的左机轮轴上，推至轴的底部。使该起落架上的连接轴准确的插入刹车装置组件的连接孔内，并在连接轴的外端装上卡环。再将右机轮刹车装置组件套在起落架上的右机轮轴上，推至轴的底部。使在起落架上的连接轴准确的插入刹车装置组件的连接孔内，并在连接轴的外端装上卡环。完成第一组机轮刹车装置组件。

重复所述安装第一组机轮刹车装置组件的过程，完成第二组机轮刹车装置组件。所述第二组机轮刹车装置组件安装在2#试验单元19上。

至此，完成两组刹车装置组件的安装。

步骤4，安装飞机机轮组件

将第一组的两个飞机机轮组件安放在安装平台车上运至1#试验单元18的下方。先将一个飞机机轮组件的内部轴承套在左机轮轴上，推至轴的底部；将机轮套装在所述左机轮轴上，使机轮上的键槽于刹车盘的键对齐进入到见槽内，直至机轮推至底部并固定。再将另一个飞机机轮组件的内部轴承套在右机轮轴上，推至轴的底部；将机轮套装在所述右机轮轴上，使机轮上的键槽于刹车盘的键对齐进入到见槽内，直至机轮推至底部并固定。

将所述第一组的两个飞机机轮组件中的机轮进油嘴分别与1#试验单元的两个出油嘴上。完成第一组两个飞机机轮组件的安装。

重复所述安装第一组两个飞机机轮组件的安装过程，依次完成第二组两个飞机机轮组件的安装和第三组两个飞机机轮组件的安装。

步骤5，配置惯性轮

根据试验大纲，按常规方法分别为所述三组试验单元配置惯性轮。所述惯性轮用于模拟飞机质量。

步骤6，能量及着陆速度的配置

根据试验大纲，按常规方法分别完成所述三组试验单元能量及速度的配置。本实施例中，所述配置的能量总和为飞机着陆时所具有的能量，其中前机轮配置的能量为总能量的5％，两个主机轮配置的能量分别为总能量的47.5％。

所述配置的着陆速度为飞机的着陆速度。

步骤7，载荷配置

根据试验大纲，按常规方法分别完成所述三组试验单元的载荷配置。本实施例中，所述配置载荷的总量等于飞机着陆时的总载荷。三组试验单元中的载荷分配为：用于前机轮试验的3#试验单元的载荷为上述总载荷的20％，用于两个主机轮试验的1#试验单元和2#试验单元的载荷分别为上述总载荷的40％。

步骤8，刹车压力的配置

根据试验大纲，按常规方法完成所述三组试验单元刹车压力的配置。本实施例中，三组试验单元中刹车压力的分配为：用于前机轮试验的3#试验单元20的刹车压力为零，用于两个主机轮试验的1#试验单元18和2#试验单元19的压力分别10MPa。

步骤9，着陆试验

启动驱动系统使三个鼓轮表面的线速度均达到配置的着陆速度。

启动加载系统使三个试验机轮靠近所述鼓轮。启动刹车系统，当所述1#试验单元和2#试验单元的压力分别达到10Mpa时开始着陆试验。数据采集系统自动进入实时采集状态。

着陆试验时，通过加载系统按步骤7设定的载荷配置向所述各试验单元加载，使之同步分别向各少数鼓轮加载。当机轮表面的线速度与鼓轮表面的线速度一致时，开始刹车。当刹车压力进入刹车主机轮后进入着陆试验，刹车机轮对鼓轮产生反向制动，吸收鼓轮的能量，直至三个所述鼓轮的速度为零，相当于飞机制动停止。试验结束。

着陆试验中，数据采集系统实时采集试验中每个实验单元的鼓轮速度、载荷、刹车压力、刹车距离、刹车力矩，并根据采集的各项所述数据实时调整鼓轮速度和载荷。

Ⅰ调整鼓轮速度：根据采集的三个鼓轮速度的鼓轮速度计算出等效地面速度：

式中:

ρ为模拟飞机重量的鼓轮等效转动惯ρ＝ρ₁+ρ₂+ρ₃量；

ω为鼓轮表面模拟飞机着陆速度的鼓轮角速度。也就是在模拟飞机重量的等效转动惯量下，具有与三个鼓轮所具有的动量之和相等时的对应角速度；

ρ₁、ρ₂、ρ₃分别表示1#试验单元、2#试验单元和3#试验单元设定的鼓轮转动惯量；

ω₁、ω₂、ω₃分别表示1#试验单元、2#试验单元和3#试验单元设定的鼓轮角速度。

等效角速度与每个试验单元的鼓轮角速度差为个单元下鼓轮速度调整的依据，使每个试验单元下的鼓轮角速度趋于等效角速度。其公式如下：

Δω₁＝ω-ω₁

Δω₂＝ω-ω₂

Δω₃＝ω-ω₃

式中：Δω₁、Δω₂和Δω₃：分别表示等效角速度与1#试验单元、2#试验单元和3#试验单元下鼓轮角速度的差。

根据得到的各所述试验单元鼓轮的Δω₁、Δω₂和Δω₃调整各鼓轮速度。当：

1#试验单元鼓轮的角速度与等效角速度的差值大于0时，说明该1#试验单元鼓轮的角速度小于飞机的等效角速度，计算机增加该1#试验单元鼓轮的速度至等效角速度。

1#试验单元鼓轮的角速度与等效角速度的差值小于0时，说明该1#试验单元鼓轮的角速度大于飞机的等效角速度，计算机减小该1#试验单元鼓轮的速度至等效角速度。

1#试验单元鼓轮的角速度与等效角速度的差值等于0时，说明该1#试验单元鼓轮的角速度等于飞机的等效角速度，无需调整该1#试验单元鼓轮的速度。

重复所述1#试验单元鼓轮速度的过程，分别完成上述2#试验单元鼓轮速度的调整和3#试验单元鼓轮速度的调整。

Ⅱ调整鼓轮载荷：

根据采集的三个鼓轮的载荷，分别完成各少数个鼓轮载荷的调整。

设飞机着陆时，飞机平行于地面时，三个起落架与飞机连接轴处于地面的位置高度同步，也就是指飞机的重心距离地面高度。飞机的重心距离地面高度可以间接表示飞机对地面的总载荷。并且三个起落架的总载荷等于步骤7中设定的总载荷。

以数据采集系统实时采集的各试验单元的载荷之和与设定的总载荷之差作为载荷调整的依据；当：

所述总载荷之差大于0时，说明加载总载荷大于设定总载荷，按常规方法同步减小三个加载位移，也就是增加飞机的重心距离地面高度，以减小所述加载总载荷，直至该加载总载荷与设定总载荷相等；

所述总载荷之差小于0时，说明加载总载荷小于设定总载荷，按常规方法同步增加三个加载位移，也就是减小飞机的重心距离地面高度，以增加所述加载总载荷，直至该加载总载荷与设定总载荷相等；

所述总载荷之差等于0时，说明加载总载荷等于设定总载荷，无需调整所述加载总载荷。

Claims (4)

1.一种飞机机轮刹车系统试验台架进行试验的方法，其特征在于，

试验台架包括：加载框支撑架、三个液压加载系统、三个鼓轮驱动系统，并由所述的三个液压加载系统和三个鼓轮驱动系统分别组成了三组试验单元；所述三组试验单元的结构相同，均位于所述加载框支撑架内，并处于同一垂直面内；三组试验单元分别是1#试验单元、2#试验单元和3#试验单元；在位于支撑短立柱上端面的长横梁上表面固定有导向柱，该导向柱的上端面与顶结构框架的下表面固定；在该导向柱上有用于液压加载系统中吊篮上下移动的导向轨；所述液压加载系统安装在顶结构框架上，并使该液压加载系统中的吊篮位于该试验单元内，在该吊篮的外侧表面有与所述导向轨配合的滑轮；在所述吊篮的下表面安装有试验平台；试验件安装平台固定在该吊篮的下表面；机轮起落架通过配制的试验工装安装在该试验件安装平台的下表面；

所述加载框支撑架包括四根外导向柱和顶结构框架，并且所述四根外导向柱分布在该加载框支撑架的四个角上，所述顶结构框架固定在各外导向柱的顶端端面，形成了矩形的加载框支撑架；在所述加载框支撑架内有四根支撑短立柱，并使所述四根支撑短立柱均分为两组，每组支撑短立柱均布在所述加载框支撑架内并固定在上下两根长横梁之间的上下表面；该四根支撑短立柱的上端面亦固定有长横梁；通过所述两组支撑短立柱在所述加载框支撑架分别形成三组试验单元；

在各所述试验单元下方均安装有鼓轮驱动系统，并使各所述鼓轮驱动系统中主轴的中心线相互平行且位于同一水平面上；使各所述鼓轮驱动系统中的主鼓轮的中心线之间的水平高度差小于0.2mm；

所述1#试验单元和2#试验单元用于主机轮试验，所述3#试验单元用于前机轮试验；

同时对飞机的三个起落架共六个机轮进行试验，具体过程是：

步骤1，安装起落架连接工装：

所述起落架连接工装有三个，分别位于在各所述的1#试验单元、2#试验单元和3#试验单元下方并安装在试验平台上；

步骤2，安装起落架：

将试验用的三个起落架分别吊装到起落架安装辅助工装上；将载有起落架的安装平台车依次移动到所述1#试验单元、2#试验单元和3#试验单元下方，并分别完成各试验起落架的安装；

步骤3，安装刹车装置组件：

所述刹车装置组件用于两个主机轮试验，每组刹车装置组件中分别包括左机轮刹车装置组件和右机轮刹车装置组件；在1#试验单元和2#试验单元安装刹车装置组件；至此，完成两组刹车装置组件的安装；

步骤4，安装飞机机轮组件：

所述飞机机轮组件有三组；将各组飞机机轮组件分别安入在1#试验单元、2#试验单元和3#试验单元；

步骤5，配置惯性轮：

根据试验大纲分别为所述三组试验单元配置惯性轮；所述惯性轮用于模拟飞机质量；

步骤6，能量及着陆速度的配置：

根据试验大纲分别完成所述三组试验单元能量及速度的配置；

所述配置的能量总和为飞机着陆时所具有的能量，其中前机轮配置的能量为总能量的5％，两个主机轮配置的能量分别为总能量的47.5％；

所述配置的着陆速度为飞机的着陆速度；

步骤7，载荷配置：

根据试验大纲分别完成所述三组试验单元的载荷配置；

所述配置载荷的总量等于飞机着陆时的总载荷；三组试验单元中的载荷分配为：用于前机轮试验的3#试验单元的载荷为上述总载荷的20％，用于两个主机轮试验的1#试验单元和2#试验单元的载荷分别为上述总载荷的40％；

步骤8，刹车压力的配置：

根据试验大纲完成所述三组试验单元刹车压力的配置；

三组试验单元中刹车压力的分配为：用于前机轮试验的3#试验单元的刹车压力为零，用于两个主机轮试验的1#试验单元和2#试验单元的压力分别10MPa；

步骤9，着陆试验：

启动驱动系统使三个鼓轮表面的线速度均达到配置的着陆速度；

启动加载系统使三个试验机轮靠近所述鼓轮；启动刹车系统，当所述1#试验单元和2#试验单元的压力分别达到10Mpa时开始着陆试验；

着陆试验时，通过加载系统按步骤7设定的载荷配置向所述各试验单元加载，使之同步分别向各少数鼓轮加载；当机轮表面的线速度与鼓轮表面的线速度一致时，开始刹车；当刹车压力进入刹车主机轮后进入着陆试验，刹车机轮对鼓轮产生反向制动，吸收鼓轮的能量，直至三个所述鼓轮的速度为零，相当于飞机制动停止；试验结束。

2.如权利要求1所述飞机机轮刹车系统试验台架进行试验的方法，其特征在于，所述安装刹车装置组件的具体过程是，将所述左机轮刹车装置组件套在起落架上的左机轮轴上，推至轴的底部；使该起落架上的连接轴准确的插入刹车装置组件的连接孔内，并在连接轴的外端装上卡环；再将右机轮刹车装置组件套在起落架上的右机轮轴上，推至轴的底部；使在起落架上的连接轴准确的插入刹车装置组件的连接孔内，并在连接轴的外端装上卡环；完成第一组机轮刹车装置组件；

重复所述安装第一组机轮刹车装置组件的过程，完成第二组机轮刹车装置组件；所述第二组机轮刹车装置组件安装在2#试验单元上。

3.如权利要求1所述飞机机轮刹车系统试验台架进行试验的方法，其特征在于，所述安装飞机机轮组件的具体过程是：将第一组的两个飞机机轮组件安放在安装平台车上运至1#试验单元的下方；先将一个飞机机轮组件的内部轴承套在左机轮轴上，推至轴的底部；将机轮套装在所述左机轮轴上，使机轮上的键槽于刹车盘的键对齐进入到见槽内，直至机轮推至底部并固定；再将另一个飞机机轮组件的内部轴承套在右机轮轴上，推至轴的底部；将机轮套装在所述右机轮轴上，使机轮上的键槽于刹车盘的键对齐进入到见槽内，直至机轮推至底部并固定；

将所述第一组的两个飞机机轮组件中的机轮进油嘴分别与1#试验单元的两个出油嘴上；完成第一组两个飞机机轮组件的安装；

重复所述安装第一组两个飞机机轮组件的安装过程，依次完成第二组两个飞机机轮组件的安装和第三组两个飞机机轮组件的安装。

4.如权利要求1所述飞机机轮刹车系统试验台架进行试验的方法，其特征在于，着陆试验中，数据采集系统实时采集试验中每个实验单元的鼓轮速度、载荷、刹车压力、刹车距离、刹车力矩，并根据采集的各项所述数据实时调整鼓轮速度和载荷；

I调整鼓轮速度：根据采集的三个鼓轮速度的鼓轮速度计算出等效地面速度：

ρ₁、ρ₂、ρ₃

式中:

ρ为模拟飞机重量的鼓轮等效转动惯ρ＝ρ₁+ρ₂+ρ₃量；

ω为鼓轮表面模拟飞机着陆速度的鼓轮角速度；也就是在模拟飞机重量的等效转动惯量下，具有与三个鼓轮所具有的动量之和相等时的对应角速度；

ρ₁、ρ₂、ρ₃分别为1#试验单元、2#试验单元和3#试验单元设定的鼓轮转动惯量；

ω₁、ω₂、ω₃分别为1#试验单元、2#试验单元和3#试验单元设定的鼓轮角速度；等效角速度与每个试验单元的鼓轮角速度差为个单元下鼓轮速度调整的依据，使每个试验单元下的鼓轮角速度趋于等效角速度；其公式如下：

Δω₁＝ω-ω₁

Δω₂＝ω-ω₂

Δω₃＝ω-ω₃

式中：Δω₁、Δω₂和Δω₃：分别表示等效角速度与1#试验单元、2#试验单元和3#试验单元下鼓轮角速度的差；

根据得到的各所述试验单元鼓轮的Δω₁、Δω₂和Δω₃调整各鼓轮速度；当：

1#试验单元鼓轮的角速度与等效角速度的差值大于0时，说明该1#试验单元鼓轮的角速度小于飞机的等效角速度，计算机增加该1#试验单元鼓轮的速度至等效角速度；

1#试验单元鼓轮的角速度与等效角速度的差值小于0时，说明该1#试验单元鼓轮的角速度大于飞机的等效角速度，计算机减小该1#试验单元鼓轮的速度至等效角速度；

1#试验单元鼓轮的角速度与等效角速度的差值等于0时，说明该1#试验单元鼓轮的角速度等于飞机的等效角速度，无需调整该1#试验单元鼓轮的速度；

重复所述1#试验单元鼓轮速度的过程，分别完成上述2#试验单元鼓轮速度的调整和3#试验单元鼓轮速度的调整；

Ⅱ调整鼓轮载荷：

根据采集的三个鼓轮的载荷，分别完成各少数个鼓轮载荷的调整；

设飞机着陆时，飞机平行于地面时，三个起落架与飞机连接轴处于地面的位置高度同步，也就是指飞机的重心距离地面高度；飞机的重心距离地面高度间接表示飞机对地面的总载荷；并且三个起落架的总载荷等于步骤7中设定的总载荷；

以数据采集系统实时采集的各试验单元的载荷之和与设定的总载荷之差作为载荷调整的依据；当：

所述总载荷之差大于0时，说明加载总载荷大于设定总载荷，按常规方法同步减小三个加载位移，也就是增加飞机的重心距离地面高度，以减小所述加载总载荷，直至该加载总载荷与设定总载荷相等；

所述总载荷之差小于0时，说明加载总载荷小于设定总载荷，按常规方法同步增加三个加载位移，也就是减小飞机的重心距离地面高度，以增加所述加载总载荷，直至该加载总载荷与设定总载荷相等；

所述总载荷之差等于0时，说明加载总载荷等于设定总载荷，无需调整所述加载总载荷。