CN111977019B - 一种飞机起落架试验加载装置及试验方法 - Google Patents

Abstract

一种飞机起落架试验加载装置及试验方法，加载装置含有一个刚性支柱、加载摇臂，侧向加载耳片和逆航向加载支耳，将飞机起落架倒置固定在试验台上，在起落架轮轴的两端，分别固定一个加载装置，将试验台上的垂向作动筒与加载摇臂的垂向加载悬臂连接，将航向牵引作动筒与加载摇臂的航向加载悬臂连接，将逆航向牵引作动筒与加载摇臂的逆航向加载悬臂连接，将逆航向刹车作动筒与逆航向加载支耳连接，将侧向作动筒与侧向加载耳片连接，通过侧向作动筒对加载装置施加起落架侧向载荷。该加载装置可满足轮轴两端分别施加独立载荷，更加准确的模拟实际使用时的起落架轮轴的受载情况，有效提高试验结果的可靠性。

Description

一种飞机起落架试验加载装置及试验方法

技术领域

本发明涉及飞机起落架强度试验设计领域，具体公开了一种飞机起落架试验加载装置及试验方法。

背景技术

起落架是提供飞机用以起飞、着陆、滑跑和停放的专门装置。由于其传力路线单一、受力情况严重、裂纹检出概率低以及裂纹扩展速率高等特点，是飞机安全起降的关键承力部件。因此，起落架的强度试验在飞机设计中占据非常重要的位置。而能够准确施加起落架载荷的加载装置，是提高试验结果可靠性的前提。

飞机在起飞、着陆以及地面操纵期间，起落架承受垂向载荷，作用在轮轴位置；承受航向与逆航向的牵引载荷，作用在轮轴处；承受航向阻力载荷和侧向载荷，作用在轮胎接地位置。

目前被广泛应用的起落架试验加载装置的样式多为一体式刚性方盒状，安装时与起落架轮轴的两端固死，实现起落架载荷的整体加载。该加载装置不仅体积大、质量重，给安装造成了诸多困难。由于加载装置的样式为一体式，加载时轮轴两端只能均匀受载，载荷大小相同。而起落架在实际使用情况下，起落架轮轴两端的实际受载是不相同的。例如，在计算分析过程中，对每个共轴多轮式起落架的左、右机轮，在铺砌跑道上两侧机轮的载荷按0.6/0.4分配；在半铺砌和未铺砌跑道上按0.7/0.3分配。因此，目前一体式的加载装置从结构形式上决定了其无法实现对轮轴两端分别独立进行加载。

发明内容

针对飞机起落架试验的需求和现有技术存在的问题，本发明目的在于提供一种飞机起落架试验加载装置及试验方法。

一种飞机起落架试验加载装置，其特征在于，加载装置含有一个刚性支柱、加载摇臂，侧向加载耳片和逆航向加载支耳，所述的刚性支柱的上端为叉耳结构，叉耳上设有同轴的连接孔，加载摇臂为一个悬臂结构，加载摇臂体上设有与叉耳连接的中心通孔，加载摇臂体上伸出三个方向的加载悬臂，中间方向为垂向加载悬臂，左右两侧加载悬臂对称，一侧为航向加载悬臂另一侧为逆航向加载悬臂，每个加载悬臂前端均设有加载孔，加载摇臂中心通孔通过一个套筒与刚性支柱上端叉耳间隙连接，套筒的内径与飞机起落架轮轴外径匹配，套筒水平固定在刚性支柱上端两侧叉耳的连接孔上，所述的侧向加载耳片与加载摇臂的中心孔轴向平行，所述的逆航向加载支耳与加载摇臂的中心孔轴向垂直，侧向加载耳片与逆航向加载支耳分别设置在刚性支柱的下端。

一种飞机起落架试验加载方法，其特征在于包含以下内容，1)针对每一个起落架轮轴有两个对称的加载装置，每个加载装置含有一个刚性支柱、加载摇臂，侧向加载耳片和逆航向加载支耳，所述的刚性支柱的上端为叉耳结构，叉耳上设有同轴的连接孔，加载摇臂为一个悬臂结构，加载摇臂体上设有与叉耳连接的中心通孔，加载摇臂体上伸出三个方向的加载悬臂，中间方向为垂向加载悬臂，左右两侧加载悬臂对称，一侧为航向加载悬臂另一侧为逆航向加载悬臂，每个加载悬臂前端均设有加载孔，加载摇臂中心通孔通过一个套筒与刚性支柱上端叉耳间隙连接，套筒的内径与飞机起落架轮轴外径匹配，套筒水平固定在刚性支柱上端两侧叉耳的连接孔上，所述的侧向加载耳片与加载摇臂的中心孔轴向平行，所述的逆航向加载支耳与加载摇臂的中心孔轴向垂直，侧向加载耳片与逆航向加载支耳分别设置在刚性支柱的下端；2)有一个试验台，在试验台上设有提供起落架垂向载荷的垂向作动筒，在试验台的前方设有提供起落架航向载荷的航向牵引作动筒，在试验台的两侧设有提供起落架侧向载荷的侧向作动筒，在试验台的后方设有提供起落架逆航向牵引载荷的逆航向牵引作动筒以及提供起落架刹车载荷的逆航向刹车作动筒；3)将飞机起落架倒置固定在试验台上，在起落架轮轴的两端，分别固定一个加载装置，起落架轮轴的端头与加载装置套筒固定连接；4)将垂向作动筒与加载摇臂的垂向加载悬臂连接，通过垂向作动筒对两侧加载装置同步施加起落架垂向载荷；5)将航向牵引作动筒与加载摇臂的航向加载悬臂连接，通过航向牵引作动筒对两侧加载装置施加航向牵引载荷；6)将逆航向牵引作动筒与加载摇臂的逆航向加载悬臂连接，通过逆航向牵引作动筒对两侧加载装置施加逆航向牵引载荷；7)将逆航向刹车作动筒与逆航向加载支耳连接，通过逆航向刹车作动筒对两侧加载装置同步施加起落架逆航向刹车载荷；8)将侧向作动筒与侧向加载耳片连接，通过侧向作动筒对加载装置施加起落架侧向载荷。

本发明的有益效果是：1)加载装置体积小、质量轻，安装方便。且加载装置结构对称，互换性良好，安装时不需额外考虑加载装置的安装位置；2)加载装置设置多个载荷作用点，可做到三个方向同时进行加载，能够满足试验各种不同载荷工况的加载需求；3)较以往一体式方盒状加载装置，该加载装置可满足轮轴两端分别施加独立载荷，更加准确的模拟起落架轮轴实际使用时的受载情况，有效提高试验结果的可靠性。

附图说明

图1是飞机起落架试验加载装置结构示意图。

图2是飞机起落架与试验加载装置安装结构示意图。

图3是飞机起落架试验加载方法示意图。

图中编号说明：1刚性支柱、2加载摇臂、3侧向加载耳片、4航向加载支耳、5套筒、6壁板、7夹板、8垂直加载悬臂、9逆航向加载悬臂、10航向加载悬臂、11起落架轮轴、12起落架轮轴法兰盘、13安装垫圈、14试验台、15起落架、16垂向作动筒、17航向牵引作动筒、18逆航向牵引作动筒、19侧向作动筒、20逆航向刹车作动筒、21承力墙。

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。

如图1所示，本发明的加载装置主要包括刚性支柱1、加载摇臂2、侧向加载耳片3、逆航向加载支耳4。所述的刚性支柱1的上端为叉耳结构，叉耳上设有同轴的连接孔，加载摇臂2为一个悬臂结构，加载摇臂体上设有与叉耳连接的中心通孔，加载摇臂体上伸出三个方向的加载悬臂，中间方向为垂向加载悬臂8，左右两侧加载悬臂对称，一侧为航向加载悬臂10另一侧为逆航向加载悬臂9，每个加载悬臂前端均设有加载孔，加载摇臂中心通孔通过一个套筒5与刚性支柱1上端叉耳间隙连接，套筒5的内径与飞机起落架轮轴11外径匹配，套筒5水平固定在刚性支柱1上端两侧叉耳的连接孔上。实施中，刚性支柱1由两侧壁板6和位于壁板之间的两个夹板7构成的盒体结构，两侧壁板6的上端凸出夹板部分分别形成耳片结构，耳片上分别有对应连接孔，该连接孔与加载摇臂2的中心通孔和套筒5相匹配。实施中，加载摇臂2可绕套筒5作角度微调，提高试验件的装配容差。

所述的侧向加载耳片3与加载摇臂2的中心孔轴向平行，所述的逆航向加载支耳4与加载摇臂的中心孔轴向垂直，侧向加载耳片3与逆航向加载支耳4分别设置在刚性支柱的下端。实施中，在刚性支柱1的两侧壁板6下端分别设有对应的开口槽孔，在刚性支柱的两侧夹板7下端，分别设有对应的圆孔，所述的侧向加载耳片3是一个板状结构，侧向加载耳片3的两端设有侧向加载孔，侧向加载耳片的中心设有一个通孔，侧向加载耳片垂直穿过刚性支柱两侧壁板6的下端的开口槽孔，所述的逆航向加载支耳4是一个轴状结构，逆航向加载支耳4的一端设有航向加载孔，逆航向加载支耳4另一端穿过刚性支柱两侧夹板7下端的圆孔和侧向加载耳片的中心通孔并在夹板的一侧用螺母固定。圆孔的位置需根据起落架轮胎接地处与起落架轮轴11之间的距离确定。优选螺接的方式进行固定是为了方便逆航向加载支耳4的拆卸调整，使得加载装置具有良好的互换性，无需考虑其安装位置。侧向加载耳片3与加载支耳呈“十”字交叉状的设计，保证了侧向加载耳片3上的加载孔中心与加载支耳上的加载孔中心位置处于同一水平面上，可真实模拟起落架轮胎接地处同时存在的航向刹车载荷与侧向载荷。侧向加载耳片3可绕逆航向加载支耳4作角度微调，提高试验件的装配容差。

如图2所示，在进行飞机起落架加载试验时，首先对每一个起落架轮轴安装两个对称的加载装置，加载装置安装时，其套筒5与起落架轮轴11配合相连。安装时注意加载装置刚性支柱1的对称轴线应与地面保持垂直。为了更有效地进行载荷传递，优选套筒5与起落架轮轴11的配合公差为过盈配合。起落架轮轴法兰盘12通过自身花键与起落架轮轴11上的花键配合。如需要考虑加载装置传递扭矩载荷，可根据需求对安装垫圈13进行协调制孔，并通过紧固件将安装垫圈13与起落架轮轴法兰盘12连接，另一端安装垫圈13与加载装置可通过焊接等多种方式连接固死，从而实现扭矩载荷传递，完成加载装置的安装。

飞机起落架加载试验需要在一个试验台上进行，该试验台14上设有提供起落架垂向载荷的垂向作动筒16，在试验台的前方设有提供起落架航向载荷的航向牵引作动筒17，在试验台的两侧设有提供起落架侧向载荷的侧向作动筒19，在试验台的后方设有提供起落架逆航向牵引载荷的逆航向牵引作动筒18以及提供起落架刹车载荷的逆航向刹车作动筒20。

如图3所示，飞机起落架试验时，将起落架15倒置固定在试验台14上，在起落架轮轴11的两端，分别固定一个加载装置，且加载装置也呈倒置状。起落架的前方、后方以及两侧均设有垂直试验台的承力墙21，上述各种加载用的作动筒除垂向作动筒16外均固定在承力墙上21，垂向作动筒16固定在试验台上。

将垂向作动筒16与加载摇臂2的垂向加载悬臂8连接，通过垂向作动筒对两侧加载装置同步施加起落架垂向载荷；将航向牵引作动筒17与加载摇臂2的航向加载悬臂10连接,通过航向牵引作动筒对两侧加载装置施加航向牵引载荷；将逆航向牵引作动筒18与加载摇臂2的逆航向加载悬臂9连接，通过逆航向牵引作动筒对两侧加载装置施加逆航向牵引载荷；将侧向作动筒19与侧向加载耳片3连接，通过侧向作动筒对加载装置施加起落架侧向载荷；将逆航向刹车作动筒20与逆航向加载支耳4连接，通过逆航向刹车作动筒对两侧加载装置同步施加起落架逆航向刹车载荷。作动筒安装时应注意作动筒在试验台14以及承力墙21上的安装位置，保证作动筒加载方向满足试验要求。例如垂向作动筒16、航向牵引作动筒17以及逆航向牵引作动筒18，应保证其加载载荷的方向与起落架轮轴11轴线相交，从而保证加载至起落架轮轴11上的载荷不发生“偏心”现象，不产生额外的力矩对试验造成影响。

利用本发明的加载装置，可根据试验的需求，对轮轴两侧的加载装置进行独立加载，更加准确的模拟起落架轮轴11实际使用时的受载情况，有效提高试验结果的可靠性。

Claims (1)

1.一种飞机起落架试验加载方法，其特征在于包含以下内容，1)针对每一个起落架轮轴有两个对称的加载装置，每个加载装置含有一个刚性支柱、加载摇臂，侧向加载耳片和逆航向加载支耳，所述的刚性支柱的上端为叉耳结构，叉耳上设有同轴的连接孔，加载摇臂为一个悬臂结构，加载摇臂体上设有与叉耳连接的中心通孔，加载摇臂体上伸出三个方向的加载悬臂，中间方向为垂向加载悬臂，左右两侧加载悬臂对称，一侧为航向加载悬臂另一侧为逆航向加载悬臂，每个加载悬臂前端均设有加载孔，加载摇臂中心通孔通过一个套筒与刚性支柱上端叉耳间隙连接，套筒的内径与飞机起落架轮轴外径匹配，套筒水平固定在刚性支柱上端两侧叉耳的连接孔上，所述的侧向加载耳片与加载摇臂的中心孔轴向平行，所述的逆航向加载支耳与加载摇臂的中心孔轴向垂直，侧向加载耳片与逆航向加载支耳分别设置在刚性支柱的下端；所述的刚性支柱由两侧壁板和位于壁板之间的两个夹板构成的盒体结构，两侧壁板的上端凸出夹板部分分别形成耳片结构，耳片上分别有对应连接孔，该连接孔与加载摇臂的中心通孔和套筒相匹配；在刚性支柱的两侧壁板下端分别设有对应的开口槽孔，在刚性支柱的两侧夹板下端，分别设有对应的圆孔，所述的侧向加载耳片是一个板状结构，侧向加载耳片的两端设有侧向加载孔，侧向加载耳片的中心设有一个通孔，侧向加载耳片垂直穿过刚性支柱两侧壁板的下端的开口槽孔，所述的逆航向加载支耳是一个轴状结构，逆航向加载支耳的一端设有航向加载孔，逆航向加载支耳另一端穿过刚性支柱两侧夹板下端的圆孔和侧向加载耳片的中心通孔并在夹板的一侧用螺母固定；2)有一个试验台，在试验台上设有提供起落架垂向载荷的垂向作动筒，在试验台的前方设有提供起落架航向载荷的航向牵引作动筒，在试验台的两侧设有提供起落架侧向载荷的侧向作动筒，在试验台的后方设有提供起落架逆航向牵引载荷的逆航向牵引作动筒以及提供起落架刹车载荷的逆航向刹车作动筒；3)将飞机起落架倒置固定在试验台上，在起落架轮轴的两端，分别固定一个加载装置，起落架轮轴的端头与加载装置套筒固定连接；4)将垂向作动筒与加载摇臂的垂向加载悬臂连接，通过垂向作动筒对两侧加载装置同步施加起落架垂向载荷；5)将航向牵引作动筒与加载摇臂的航向加载悬臂连接，通过航向牵引作动筒对两侧加载装置施加航向牵引载荷；6)将逆航向牵引作动筒与加载摇臂的逆航向加载悬臂连接，通过逆航向牵引作动筒对两侧加载装置施加逆航向牵引载荷；7)将逆航向刹车作动筒与逆航向加载支耳连接，通过逆航向刹车作动筒对两侧加载装置同步施加起落架逆航向刹车载荷；8)将侧向作动筒与侧向加载耳片连接，通过侧向作动筒对加载装置施加起落架侧向载荷。

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