CN113049207A - 一种落震试验装置及其方法 - Google Patents

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胡锐
陈熠
杨建波
杨正权
白春玉
刘小川
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Abstract

本申请属于落震试验设计技术领域，具体涉及一种落震试验装置，包括：支架；起吊电机，连接在支架上；起吊索，一端连接在起吊电机的转轴上；转轮，与起吊电机相对设置，能够在电机的带动下转动。此外还涉及一种落震试验方法，该落震试验方法可基于上述的落震试验装置实施。

Description

一种落震试验装置及其方法
技术领域
本申请属于落震试验设计技术领域，具体涉及一种落震试验装置及其方法。
背景技术
飞机着陆时，其起落架承受较大载荷，对落架进行落震试验，模拟起落架在飞机着陆时的过程状态，获得相关的试验数据，对其性能进行评估，对于起落架的优化设计具有重要意义。
飞机无偏航角着陆时，其起落架主要承受航向载荷、垂向载荷，现有的落震试验装置可很好的模拟起落架在该种飞机着陆情形下所承受的冲击载荷，但飞机着陆时多存在一定的偏航角，在该种飞机着陆情形下起落架除了承受航向载荷、垂向载荷外，还承受较大的侧向载荷，与飞机无偏航角着陆时起落架承受的载荷存在较大差异，依靠现有的落震试验装置难以实现对起落架在飞机以一定偏航角着陆时所受冲击载荷的模拟，不能够对起落架性能进行准确评估。
鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。
发明内容
本申请的目的是提供一种落震试验装置及其方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
本申请的技术方案是：
一方面提供一种落震试验装置，包括：
支架；
起吊电机，连接在支架上；
起吊索，一端连接在起吊电机的转轴上；
转轮，与起吊电机相对设置，能够在电机的带动下转动。
根据本申请的至少一个实施例，上述的落震试验装置中，还包括：
导向筒，一端朝向起吊电机，另一端朝向转轮；
导向块，在导向筒内设置，能够沿导向筒轴向运动，具有：
连接状态，导向块与起吊索背向起吊电机转轴的一端连接；
非连接状态，导向块与起吊索背向起吊电机转轴的一端分离。
根据本申请的至少一个实施例，上述的落震试验装置中，还包括：
多个滚轮，沿导向块周向设置，位于导向块、导向筒之间。
根据本申请的至少一个实施例，上述的落震试验装置中，还包括：
电磁锁，连接在起吊索背向起吊电机转轴的一端。
根据本申请的至少一个实施例，上述的落震试验装置中，还包括：
多根悬吊绳，一端连接在支架上，另一端连接在导向块上。
根据本申请的至少一个实施例，上述的落震试验装置中，还包括：
多个仿升筒，两端密封，一端与支架连接，另一端开设有充气孔；
多个仿升活塞，每个仿升活塞对应在一个仿升筒中设置，其上活塞杆伸出仿升筒背向支架的一端，连接至导向块。
另一方面提供一种落震试验方法，基于任一上述的落震试验装置实施，包括：
经充气孔向各个仿升筒内充气至预定压力；
连接飞机起落架至导向块；
偏转飞机起落架上的机轮至预定角度；
使转轮转动达到预定速度；
设置导向块处于连接状态，启动起吊电机，经起吊索带动导向块及其飞机起落架上升至预定高度；
设置导向块处于非连接状态，使导向块及其飞机起落架向转轮方向坠落。
根据本申请的至少一个实施例，上述的落震试验方法中，
Figure BDA0002999032540000031
其中，
p为预定压力；
F为飞机起落架落震试验模拟的飞机着陆的升力；
n为仿升筒及其仿升活塞的个数；
si为第i个仿升活塞的有效面积。
根据本申请的至少一个实施例，上述的落震试验方法中，N＝30*VL/(π*R)；
其中，
N为预定转速；
VL为飞机起落架落震试验模拟的飞机着陆的速度；
R为转轮半径。
根据本申请的至少一个实施例，上述的落震试验方法中，H＝V2/(2*g)；
H为预定高度；
V为飞机起落架落震试验模拟的飞机着陆的下沉速度；
g为重力加速度。
附图说明
图1是本申请实施例提供的落震试验装置的示意图；
其中：
1-支架；2-起吊电机；3-起吊索；4-转轮；5-导向筒；6-导向块；7-滚轮；8-电磁锁；9-悬吊绳；10-仿升筒；11-仿升活塞；12-飞机起落架；13-支架台。
为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸；此外，附图用于示例性说明，其中描述位置关系的用语仅限于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。
下面结合附图1对本申请做进一步详细说明。
一方面提供一种落震试验装置，包括：
支架1；
起吊电机2，连接在支架1上，具体可以是支架1设计有横梁，起吊电机2连接在横梁上；
起吊索3，一端连接在起吊电机2的转轴上；
转轮4，与起吊电机2相对设置，在重力方向上位于起吊电机2的下方，为起吊索3背向起吊电机2转轴一端指向的位置，能够在电机的带动下转动，为旋转飞轮结构。
对于上述实施例公开的落震试验装置.，领域内技术人员可以理解的是，其可用于飞机起落架的落震试验，在用于飞机起落架的落震试验时，可参照以下步骤进行：
连接飞机起落架12至起吊索3背向起吊电机2转轴的一端；
偏转飞机起落架12上的机轮至预定角度；
使转轮4转动达到预定速度；
启动起吊电机2，经起吊索3带动飞机起落架12上升至预定高度；
起吊索3背向起吊电机2转轴的一端释放飞机起落架12，使飞机起落架12向转轮4方向坠落，撞击转轮4，以此模拟飞机起落架12在飞机着陆时的过程状态。
对于上述实施例公开的落震试验装置，领域内技术人员还可以理解的是，其在起吊电机2的相对位置处设置有能够在电机带动下转动的转轮4，以此，可以转轮4的转动实现对飞机起落架12在飞机着陆时相对于地面航向运动的模拟。
对于上述实施例公开的落震试验装置.，领域内技术人员还可以理解的是，基于其的飞机起落架落震试验，在试验时，将飞机起落架12上的机轮偏转至预定角度，该预定角度可以是零度，以此能够模拟飞机起落架在飞机无偏航角情形下着陆时的过程状态，该预定角度也可以与飞机着陆时存在的偏航角相等，以此能够模拟飞机起落架在飞机存在偏航角情形下着陆时的过程状态。
根据本申请的至少一个实施例，上述的落震试验装置中，还包括：
导向筒5，一端朝向起吊电机2，另一端朝向转轮4；
导向块6，在导向筒5内设置，能够沿导向筒5轴向运动，具有：
连接状态，导向块6与起吊索3背向起吊电机2转轴的一端连接；
非连接状态，导向块6与起吊索3背向起吊电机2转轴的一端分离。
对于上述实施例公开的落震试验装置，领域内技术人员可以理解的是，基于其的飞机起落架落震试验，试验时：
连接飞机起落架12至起吊索3背向起吊电机2转轴的一端，具体可以是，设置导向块6处于连接状态，将飞机起落架12连接至导向块6上；
起吊索3背向起吊电机2转轴的一端释放飞机起落架12，具体可以是，设置导向块6处于非连接状态，使导向块6及其上连接的飞机起落架12一同向转轮4方向坠落，在坠落过程中，导向块6及其上连接的飞机起落架12受导向筒5的约束，仅能够沿着导向筒5的轴向运动，指向转轮4，不容易发生偏离。
对于上述实施例公开的落震试验装置.，领域内技术人员还可以理解的是，基于其进行飞机起落架落震试验，为了便于操作、观察可将导向筒5部分镂空，也可将导向筒5替换为导向立柱等在功能上等同的结构。对于上述实施例公开的落震试验装置.，领域内技术人员还可以理解的是，基于其的飞机起落架落震试验，在试验时，可对导向块6进行配重，以能够模拟飞机起落架在飞机着陆时的当量质量，此外，为了方便进行配重可设计导向块6上具有配重孔，通过向配重孔中加装或取出重量物实现对导向块6的配重，也可将其设计为吊篮结构，通过向吊篮结构中加装或取出重量物实现对导向块6的配重。
在一些可选的实施例中，上述的落震试验装置中，还包括：
多个滚轮7，沿导向块6周向设置，位于导向块6、导向筒5之间，以降低导向块6沿导筒5轴向运动时的摩擦力。
在一些可选的实施例中，上述的落震试验装置中，还包括：
电磁锁8，连接在起吊索3背向起吊电机2转轴的一端；
导向块6处于：
连接状态时，电磁锁8吸持在导向块6上；
非连接状态时，电磁锁8释放导向块6。
在一些可选的实施例中，上述的落震试验装置中，还包括：
多根悬吊绳9，一端连接在支架1上，另一端连接在导向块6上。
对于上述实施例公开的落震试验装置.，领域内技术人员可以理解的是，基于其的飞机起落架落震试验，可根据实际对各根悬吊绳9的有效长度进行调节，使导向块6及其上连接的飞机起落架12在撞击转轮4后，恰好能够将导向块6及其上连接的飞机起落架12托至与转轮4脱离接触，以此避免飞机起落架12受损。
在一些可选的实施例中，上述的落震试验装置中，还包括：
多个仿升筒10，两端密封，一端与支架1连接，另一端开设有充气孔；
多个仿升活塞11，每个仿升活塞11对应在一个仿升筒10中设置，其上活塞杆伸出仿升筒10背向支架1的一端，连接至导向块6。
对于上述实施例公开的落震试验装置.，领域内技术人员可以理解的是，各个仿升筒10及其相应的仿升活塞11可对应连接在一根悬吊绳9上，通过充气孔向各个仿升筒10内充气产生一定压力，以能够在进行飞机起落架落震试验，导向块6及其上连接的飞机起落架12在撞击转轮4时，悬吊绳9张紧，可提供近似恒定的作用力，以能够模拟飞机着陆时的升力。
另一方面提供一种落震试验方法，基于任一上述的落震试验装置实施，包括：
经充气孔向各个仿升筒10内充气至预定压力；
连接飞机起落架12至导向块6；
偏转飞机起落架12上的机轮至预定角度；
使转轮4转动达到预定速度；
设置导向块6处于连接状态，启动起吊电机2，经起吊索3带动导向块6及其飞机起落架12上升至预定高度；
设置导向块6处于非连接状态，使导向块6及其飞机起落架12向转轮4方向坠落。
在一些可选的实施例中，上述的落震试验方法中，
Figure BDA0002999032540000081
其中，
p为预定压力；
F为飞机起落架落震试验模拟的飞机着陆的升力；
n为仿升筒10及其仿升活塞11的个数；
si为第i个仿升活塞11的有效面积。
在一些可选的实施例中，上述的落震试验方法中，N＝30*VL/(π*R)；
其中，
N为预定转速；
VL为飞机起落架12落震试验模拟的飞机着陆的速度；
R为转轮4半径。
在一些可选的实施例中，上述的落震试验方法中，H＝V2/(2*g；
H为预定高度；
V为飞机起落架12落震试验模拟的飞机着陆的下沉速度；
g为重力加速度。
对于上述实施例公开的落震试验方法，基于上述实施例公开的落震试验装置实施，其技术效果可参考落震试验装置相关部分的说明，在此不再赘述。
说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种落震试验装置，其特征在于，包括：
支架(1)；
起吊电机(2)，连接在所述支架(1)上；
起吊索(3)，一端连接在所述起吊电机(2)的转轴上；
转轮(4)，与所述起吊电机(2)相对设置，能够在电机的带动下转动。
2.根据权利要求1所述的落震试验装置，其特征在于，
还包括：
导向筒(5)，一端朝向所述起吊电机(2)，另一端朝向所述转轮(4)；
导向块(6)，在所述导向筒(5)内设置，能够沿所述导向筒(5)轴向运动，具有：
连接状态，所述导向块(6)与所述起吊索(3)背向所述起吊电机(2)转轴的一端连接；
非连接状态，所述导向块(6)与所述起吊索(3)背向所述起吊电机(2)转轴的一端分离。
3.根据权利要求2所述的落震试验装置，其特征在于，
还包括：
多个滚轮(7)，沿所述导向块(6)周向设置，位于所述导向块(6)、所述导向筒(5)之间。
4.根据权利要求1所述的落震试验装置，其特征在于，
还包括：
电磁锁(8)，连接在所述起吊索(3)背向所述起吊电机(2)转轴的一端。
5.根据权利要求2所述的落震试验装置，其特征在于，
还包括：
多根悬吊绳(9)，一端连接在所述支架(1)上，另一端连接在所述导向块(6)上。
6.根据权利要求2所述的落震试验装置，其特征在于，
还包括：
多个仿升筒(10)，两端密封，一端与所述支架(1)连接，另一端开设有充气孔；
多个仿升活塞(11)，每个所述仿升活塞(11)对应在一个所述仿升筒(10)中设置，其上活塞杆伸出所述仿升筒(10)背向所述支架(1)的一端，连接至所述导向块(6)。
7.一种落震试验方法，其特征在于，基于权利要求1-6任一所述的落震试验装置实施，包括：
经充气孔向各个仿升筒(10)内充气至预定压力；
连接飞机起落架(12)至导向块(6)；
偏转飞机起落架(12)上的机轮至预定角度；
使转轮(4)转动达到预定速度；
设置导向块(6)处于连接状态，启动起吊电机(2)，经起吊索(3)带动导向块(6)及其飞机起落架(12)上升至预定高度；
设置导向块(6)处于非连接状态，使导向块(6)及其飞机起落架(12)向所述转轮(4)方向坠落。
8.根据权利要求7所述的落震试验方法，其特征在于，
Figure FDA0002999032530000031
其中，
p为预定压力；
F为飞机起落架落震试验模拟的飞机着陆的升力；
n为仿升筒(10)及其仿升活塞(11)的个数；
si为第i个仿升活塞(11)的有效面积。
9.根据权利要求7所述的落震试验方法，其特征在于，
N＝30*VL/(π*R)；
其中，
N为预定转速；
VL为飞机起落架(12)落震试验模拟的飞机着陆的速度；
R为转轮(4)半径。
10.根据权利要求7所述的落震试验方法，其特征在于，
H＝V2/(2*g)；
H为预定高度；
V为飞机起落架(12)落震试验模拟的飞机着陆的下沉速度；
g为重力加速度。
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