CN113511347A - 一种飞机起落架无损检测方法及检测设备 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞机检测技术领域，具体公开了一种飞机起落架无损检测方法及检测设备；包括飞机起落架本体、抗冲击检测平台和控制机柜，所述抗冲击检测平台包括底座，所述底座的上表面设置有承冲击板，位于所述承冲击板左右两侧的底座的上表面均设置有中空立柱，所述中空立柱的内腔下端设置有升降装置；本发明公开的飞机起落架的检测设备能够完成对飞机起落架不同高度下落时的抗冲击性能试验；另外，本发明还可根据不同的负载要求将配重砝码固定设置在升降平台的上表面，从而模拟飞机不同载重时的飞机起落架的抗冲击性能试验；整个装置从降落高度、降落时飞机负载情况对飞机起落架进行检测，其功能多样，检测效果优异。

Description

一种飞机起落架无损检测方法及检测设备

技术领域

本发明涉及飞机检测技术领域，具体公开了一种飞机起落架无损检测方法及检测设备。

背景技术

起落架是航空器下部用于起飞降落或地面滑行时支撑航空器并用于地面移动的附件装置，起落架是唯一支撑整架飞机的部件，因此它是飞机不可分缺的一部分。在飞机起落架生产过程中，由于主起落架时飞机飞行或者降落时的主要支撑部件，他需要承载飞机本身的乃至降落时更大的重力，因此对于主起落架的抗冲击能力设计要求特别严格，每个飞机主起落架被生产完成后均需要需要进行严格的抗冲击力测试，而抗冲击力测试装置的设计关乎到每个起落架能否投入飞行使用。

申请号为2020214858201的实用新型公开了一种用于飞机起落架落震冲击强度测试装置，包括装置主体，装置主体的顶端一侧固定安装有液压缸，装置主体的内壁靠近液压缸的一侧设置有起落架主体，起落架主体的底端一侧固定安装有一组辅助伸缩杆，起落架主体的底端靠近辅助伸缩杆的一侧固定安装有缓冲杆，缓冲杆的外壁一侧套接有第一缓冲弹簧，辅助伸缩杆的底端一侧固定安装有连接架，连接架的内部一侧销连接有滚轮，缓冲杆的顶端一侧固定安装有检测机构，且检测机构嵌合安装在起落架主体的内部一侧，起落架主体的内部贯穿设置有连接螺栓，起落架主体的外表面两侧均固定安装有连接座，检测机构的内部一侧设置有检测压板。该实用新型公开的飞机起落架落震冲击强度测试装置通过液压缸进行向下压，通过连接座将起落架主体固定在液压缸的输出端，通过缓冲杆与第一缓冲弹簧以及辅助伸缩杆的配合进行模拟飞机降落时的缓冲作用，当滚轮放置在装置主体上，则可以通过缓冲杆抵住检测压板，从而实现对飞机起落架的压下强度测试实验，但是对于飞机起落架的实验需要检测的是其抗冲击性能，而其并非是压下强度测试。因此，针对现有用于飞机起落架落震冲击强度测试装置无法实现对飞机起落架抗冲击性能进行检测的不足，设计一种飞机起落架无损检测方法及检测设备是一项有待解决的技术问题。

发明内容

本发明的目的是针对现有用于飞机起落架落震冲击强度测试装置无法实现对飞机起落架抗冲击性能进行检测的不足，设计一种飞机起落架无损检测方法及检测设备。

本发明是通过以下技术方案实现的：

一种飞机起落架的检测设备，包括飞机起落架本体、抗冲击检测平台和控制机柜，所述抗冲击检测平台包括底座，所述底座的上表面设置有承冲击板，位于所述承冲击板左右两侧的底座的上表面均设置有中空立柱，所述中空立柱的内腔下端设置有升降装置，所述升降装置的上端连接有与中空立柱内腔相适配的升降板，所述升降板的上表面连接有升降杆，所述中空立柱的上表面开设有能够伸出升降杆的通孔，所述中空立柱的外侧面开设有与中空立柱内腔相连通的第一条形口，所述升降板的外侧面连接有伸出第一条形口的指示针，位于所述第一条形口旁侧的中空立柱的外侧面设置有竖向的刻度；

位于每个所述中空立柱的上方设置有呈竖直的长条形外壳，每个所述长条形外壳的下端外表面均固定连接有耳座，所述中空立柱伸出通孔的端部与对应的耳座固定连接，所述长条形外壳的下端前侧面连接有半圆形壳体，所述半圆形壳体与长条形外壳的连接处设置有驱动电机，所述驱动电机上设置有用于实现电机锁死的锁死器，所述驱动电机的输出轴伸入长条形外壳内腔的端部连接有转杆，所述转杆的另一端与设置在长条形外壳内腔壁上的轴承座转动连接，所述转杆上设置有不完全齿轮，两个所述长条形外壳的相对侧面上开设有第二条形口；

位于两个所述第二条形口之间设置有升降平台，所述升降平台的左右两端面均连接有凸块，每个所述凸块均通过对应的第二条形口伸入长条形外壳的内腔中，并在所述凸块的端部连接有齿条，每个所述齿条与对应的不完全齿轮相啮合，所述长条形外壳的上下端面均开设有与齿条处于同一直线上的矩形口；

所述升降平台的上表面设置有若干组砝码插杆，每组所述砝码插杆上均设置有设置有多个配重砝码，每个所述配重砝码上均开设有与砝码插杆相配合的插孔，所述升降平台的下表面固定连接有起落架安装连接板，所述起落架安装连接板呈∪型设置，且在起落架安装连接板上呈矩形阵列开设有多个腰型孔，所述飞机起落架本体包括连接载板，所述连接载板上设置有与每个腰型孔对应的紧固螺栓，所述连接载板的下表面中心处设置有轮架，所述轮架的下端转动连接有飞机滑轮，所述控制机柜设置在抗冲击检测平台的旁侧，且在控制机柜上设置有显示屏和操作面板。

作为上述方案的进一步设置，所述底座的上表面开设有与承冲击板相匹配的矩形凹槽，所述承冲击板的前端与矩形凹槽的两侧壁之间通过销轴实现转动连接，所述底座的侧面设置有丝杠电机，所述丝杠电机伸入矩形凹槽的端部连接有双向丝杠，所述双向丝杠的另一端与矩形凹槽的侧壁转动连接，所述双向丝杠的每段螺纹处均设置有与螺纹相配合的丝杠套，每个所述丝杠套上均转动连接有活动撑杆，每个所述活动撑杆的上端与承冲击板的下表面活动连接。

作为上述方案的进一步设置，所述承冲击板中还设置有抗冲击传感器。

作为上述方案的进一步设置，所述底座的下表面设置有橡胶减震垫层。

作为上述方案的进一步设置，所述升降装置为液压缸或气缸其中的一种。

作为上述方案的进一步设置，两个所述长条形外壳的后侧面之间连接有加强连接横板。

作为上述方案的进一步设置，所述中空立柱的下端与底座上表面的连接有均焊接有三角形加强肋板。

作为上述方案的进一步设置，所述升降平台上表面设置的砝码插杆为两组，且两组所述砝码插杆呈左右镜像对称设置。

作为上述方案的进一步设置，所述配重砝码的单个重量为1kg、5kg、10kg或20kg其中的一种或多种。

一种使用上述所述飞机起落架检测设备进行的无损检测方法，其特征在于，包括如下步骤：

1)将飞机起落架本体通过紧固螺栓与升降平台下表面的起落架安装连接板固定连接；

2)将一定数量的配重砝码插入砝码插杆中进行固定，并记录配重砝码总重量；

3)安装指定试验高度启动升降装置伸长，从而将升降平台提升至指定高度，然后再启动驱动电机，在驱动电机的作用下不完全齿轮与齿条相啮合，继续将升降平台向上抬升一定距离，然后当不完全齿轮与齿条滑脱时，整个升级平台以及飞机起落架本体瞬间下落在承冲击板上；

4)继续增加配重砝码或调节升降装置升降高度，并记录配重砝码总重量，然后重复上述步骤，当发现飞机起落架本体下落冲击发现损坏时，读取配重砝码的重量以及调节升降装置的升降高度，通过计算即得飞机起落架本体的抗冲击极限值。

与现有技术相比，本发明具有以下优势：

1)本发明公开的飞机起落架的检测设备在对飞机起落架进行不同高度下落抗冲击检测时，通过中空立柱中的升降装置能够稳定地将升降平台提升至设定高度，然后通过带有自锁功能的驱动电机驱动不完全齿轮转动，通过不完全齿轮与齿条之间的啮合作用将其继续提升一小段高度，随后不完全齿轮与齿条之间发生滑脱后，整个升降平台能够连同安装在其下端的飞机起落架本体一起落在承冲击板上，从而完成对飞机起落架不同高度下落时的抗冲击性能试验；另外，本发明还可根据不同的负载要求将配重砝码固定设置在升降平台的上表面，从而模拟飞机不同载重时的飞机起落架的抗冲击性能试验；整个装置从降落高度、降落时飞机负载情况对飞机起落架进行检测，其功能多样，检测效果优异。

2)本发明通过设置的双向丝杠、丝杠套以及活动撑杆，通过丝杠电机的驱动作用，配合双向丝杠、丝杠套以及活动撑杆的作用能够将承冲击板转动倾斜至不同角度，从而对飞机降落时不同坡度的飞机起落架抗冲击模拟实验检测，其整个装置设置巧妙、实现了整个装置从不同因素对飞机起落架的检测，其实用性更强。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例描述所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明的主视平面结构示意图；

图2为本发明中抗冲击检测平台的立体结构图；

图3为本发明中中空立柱、升降杆等立体结构示意图；

图4为本发明中中空立柱的内部平面结构示意图；

图5为本发明中长条形外壳的立体结构示意图；

图6为本发明中长条形外壳的内部平面结构示意图；

图7为本发明中驱动电机、不完全齿轮等立体结构示意图；

图8为本发明中升降平台的第一角度立体结构示意图；

图9为本发明中升降平台的第二角度立体结构示意图；

图10为本发明实施例2中底座的立体结构示意图。

图11为本发明中飞机起落架无损检测方法的流程图。

其中：

1-飞机起落架本体，101-连接载板，102-紧固螺栓，103-轮架，104-飞机滑轮；

2-抗冲击检测平台，201-底座，202-承冲击板，203-中空立柱，2031-第一条形口，204-升降装置，205-升降板，206-升降杆，207-指示针，208-长条形外壳，2081-第二条形口，2082-矩形口，2083-耳座，209-半圆形壳体，210-驱动电机，211-转杆，212-轴承座，213-不完全齿轮，214-升降平台，215-凸块，216-齿条，217-砝码插杆，218-配重砝码，219-起落架安装连接板，220-丝杠电机，221-双向丝杠，222-丝杠套。223-活动撑杆，224-橡胶减震垫层，225-加强连接横板，226-三角形加强肋板。

3-控制机柜，301-显示屏，302-操作面板。

具体实施方式

为了使本技术领域的人员更好地理解本申请方案，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本申请保护的范围。

需要说明的是，本申请的说明书和权利要求书及上述附图中的术语″第一″、″第二″等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本申请的实施例。此外，术语″包括″和″具有″以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图1～10，并结合实施例来详细说明本申请公开的一种飞机起落架的检测设备。

实施例1

实施例1公开了一种飞机起落架的检测设备，参考附图1和附图2，其主体结构包括飞机起落架本体1、抗冲击检测平台2和控制机柜3。其中，抗冲击检测平台2包括底座201，底座201的上表面设置有承冲击板202，在承冲击板202中可以设置有抗冲击传感器(图中未画出)，用于监测每次试验时下落的冲击强度。

参考附图3和附图4，在位于承冲击板202左右两侧的底座201的上表面均设置有中空立柱203，中空立柱203的下端与底座201上表面的连接有均焊接有三角形加强肋板226，用于加固中空立柱203与底座201之间的连接稳定性。在中空立柱203的内腔下端设置有升降装置204，具体地，升降装置204为液压缸或气缸其中的一种。升降装置204的上端连接有与中空立柱203内腔相适配的升降板205，升降板205的上表面连接有升降杆206，中空立柱203的上表面开设有能够伸出升降杆206的通孔，中空立柱203的外侧面开设有与中空立柱203内腔相连通的第一条形口2031，通过升降装置204的伸长或缩短可调节升降板205的高度位置。另外，还在升降板205的外侧面连接有伸出第一条形口2031的指示针207，位于第一条形口2031旁侧的中空立柱203的外侧面设置有竖向的刻度2032。通过指示针207的指向刻度2032便于获取升降高度。

参考附图5、附图6和附图7，在位于每个中空立柱203的上方设置有呈竖直的长条形外壳208，并且两个长条形外壳208的后侧面之间连接有加强连接横板225。每个长条形外壳208的下端外表面均固定连接有耳座2083，中空立柱203伸出通孔的端部与对应的耳座2083固定连接。在长条形外壳208的下端前侧面连接有半圆形壳体209，半圆形壳体209与长条形外壳208的连接处设置有驱动电机210驱动电机210上设置有用于实现电机锁死的锁死器2101，其锁死器2101使得电机在不转动是时候处于锁死装置。在驱动电机210的输出轴伸入长条形外壳208内腔的端部连接有转杆211，转杆211的另一端与设置在长条形外壳208内腔壁上的轴承座212转动连接，转杆211上设置有不完全齿轮213，两个长条形外壳208的相对侧面上开设有第二条形口2081。

参考附图8和附图9，在位于两个第二条形口2081之间设置有升降平台214，升降平台214的左右两端面均连接有凸块215，每个凸块215均通过对应的第二条形口2081伸入长条形外壳208的内腔中，并在凸块215的端部连接有齿条216，每个齿条216与对应的不完全齿轮213相啮合，长条形外壳208的上下端面均开设有与齿条216处于同一直线上的矩形口2082。当不完全齿轮213与齿条216滑脱时，整个升级平台以及飞机起落架本体1会瞬间下落。在升降平台214的上表面设置有若干组砝码插杆217，每组砝码插杆217上均设置有设置有多个配重砝码218，每个配重砝码218上均开设有与砝码插杆217相配合的插孔。在设置时升降平台214上表面设置的砝码插杆217为两组，且两组砝码插杆217呈左右镜像对称设置，配重砝码218的单个重量为1kg、5kg、10kg或20kg其中的一种或多种，可根据测试的重量进行配重。

参考附图1和附图8，在升降平台214的下表面固定连接有起落架安装连接板219，起落架安装连接板219呈∪型设置，且在起落架安装连接板219上呈矩形阵列开设有多个腰型孔2191。该飞机起落架本体1包括连接载板101，连接载板101上设置有与每个腰型孔2191对应的紧固螺栓102，连接载板101的下表面中心处设置有轮架103，轮架103的下端转动连接有飞机滑轮104。最后，控制机柜3设置在抗冲击检测平台2的旁侧，且在控制机柜3上设置有显示屏301和操作面板302。

实施例2

实施例2公开了一种基于实施例1基础上改进的飞机起落架的检测设备，其与实施例1相同的之处不做再次说明，其不同之处在于：

参考附图1和附图9，本实施例2还在底座201的上表面开设有与承冲击板202相匹配的矩形凹槽2011，承冲击板202的前端与矩形凹槽2011的两侧壁之间通过销轴实现转动连接。在底座201的侧面设置有丝杠电机220，丝杠电机220伸入矩形凹槽2011的端部连接有双向丝杠221，双向丝杠221的另一端与矩形凹槽2011的侧壁转动连接。在双向丝杠221的每段螺纹处均设置有与螺纹相配合的丝杠套222，并在每个丝杠套222上均转动连接有活动撑杆223，每个活动撑杆223的上端与承冲击板202的下表面活动连接。通过丝杠电机220驱动双向丝杠221，从而实现两个丝杠套222的相互靠近或者远离，然后再通过活动撑杆223能够将承冲击板202撑起至不同角度，从而便于不同坡度下的飞机起落架抗冲击试验，满足飞机起落架试验的多样性。

最后，本实施例2还在底座201的下表面设置有橡胶减震垫层224，该橡胶减震垫层224能够极大降低飞机起落架下落在抗冲击检测平台2上时由于冲击力的作用抗冲击检测平台2造成的噪音。

本发明还公开了一种使用上述飞机起落架检测设备进行的无损检测方法，参考附图11，包括如下步骤：

步骤1：将飞机起落架本体1通过紧固螺栓与升降平台214下表面的起落架安装连接板219固定连接；

步骤2：将一定数量的配重砝码218插入砝码插杆217中进行固定，并记录配重砝码总重量；

步骤3：安装指定试验高度启动升降装置204伸长，从而将升降平台214提升至指定高度，然后再启动驱动电机210，在驱动电机210的作用下不完全齿轮213与齿条216相啮合，继续将升降平台214向上抬升一定距离，然后当不完全齿轮213与齿条216滑脱时，整个升级平台214以及飞机起落架本体1瞬间下落在承冲击板202上；

步骤4：继续增加配重砝码218或调节升降装置204升降高度，并记录配重砝码总重量，然后重复上述步骤3，当发现飞机起落架本体1下落冲击发现损坏时，读取配重砝码的重量以及调节升降装置204的升降高度，通过计算即得飞机起落架本体1的抗冲击极限值。

以上仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种飞机起落架的检测设备，其特征在于，包括飞机起落架本体(1)、抗冲击检测平台(2)和控制机柜(3)，所述抗冲击检测平台(2)包括底座(201)，所述底座(201)的上表面设置有承冲击板(202)。

2.根据权利要求1所述的飞机起落架的检测设备，其特征在于，位于所述承冲击板(202)左右两侧的底座(201)的上表面均设置有中空立柱(203)，所述中空立柱(203)的内腔下端设置有升降装置(204)，所述升降装置(204)的上端连接有与中空立柱(203)内腔相适配的升降板(205)，所述升降板(205)的上表面连接有升降杆(206)，所述中空立柱(203)的上表面开设有能够伸出升降杆(206)的通孔，所述中空立柱(203)的外侧面开设有与中空立柱(203)内腔相连通的第一条形口(2031)，所述升降板(205)的外侧面连接有伸出第一条形口(2031)的指示针(207)，位于所述第一条形口(2031)旁侧的中空立柱(203)的外侧面设置有竖向的刻度(2032)；

位于每个所述中空立柱(203)的上方设置有呈竖直的长条形外壳(208)，每个所述长条形外壳(208)的下端外表面均固定连接有耳座(2083)，所述中空立柱(203)伸出通孔的端部与对应的耳座(2083)固定连接，所述长条形外壳(208)的下端前侧面连接有半圆形壳体(209)，所述半圆形壳体(209)与长条形外壳(208)的连接处设置有驱动电机(210)，所述驱动电机(210)上设置有用于实现电机锁死的锁死器(2101)，所述驱动电机(210)的输出轴伸入长条形外壳(208)内腔的端部连接有转杆(211)，所述转杆(211)的另一端与设置在长条形外壳(208)内腔壁上的轴承座(212)转动连接，所述转杆(211)上设置有不完全齿轮(213)，两个所述长条形外壳(208)的相对侧面上开设有第二条形口(2081)；

位于两个所述第二条形口(2081)之间设置有升降平台(214)，所述升降平台(214)的左右两端面均连接有凸块(215)，每个所述凸块(215)均通过对应的第二条形口(2081)伸入长条形外壳(208)的内腔中，并在所述凸块(215)的端部连接有齿条(216)，每个所述齿条(216)与对应的不完全齿轮(213)相啮合，所述长条形外壳(208)的上下端面均开设有与齿条(216)处于同一直线上的矩形口(2082)；

所述升降平台(214)的上表面设置有若干组砝码插杆(217)，每组所述砝码插杆(217)上均设置有设置有多个配重砝码(218)，每个所述配重砝码(218)上均开设有与砝码插杆(217)相配合的插孔，所述升降平台(214)的下表面固定连接有起落架安装连接板(219)，所述起落架安装连接板(219)呈U型设置，且在起落架安装连接板(219)上呈矩形阵列开设有多个腰型孔(2191)，所述飞机起落架本体(1)包括连接载板(101)，所述连接载板(101)上设置有与每个腰型孔(2191)对应的紧固螺栓(102)，所述连接载板(101)的下表面中心处设置有轮架(103)，所述轮架(103)的下端转动连接有飞机滑轮(104)，所述控制机柜(3)设置在抗冲击检测平台(2)的旁侧，且在控制机柜(3)上设置有显示屏(301)和操作面板(302)；所述底座(201)的上表面开设有与承冲击板(202)相匹配的矩形凹槽(2011)，所述承冲击板(202)的前端与矩形凹槽(2011)的两侧壁之间通过销轴实现转动连接，所述底座(201)的侧面设置有丝杠电机(220)，所述丝杠电机(220)伸入矩形凹槽(2011)的端部连接有双向丝杠(221)，所述双向丝杠(221)的另一端与矩形凹槽(2011)的侧壁转动连接，所述双向丝杠(221)的每段螺纹处均设置有与螺纹相配合的丝杠套(222)，每个所述丝杠套(222)上均转动连接有活动撑杆(223)，每个所述活动撑杆(223)的上端与承冲击板(202)的下表面活动连接。

3.根据权利要求2所述的飞机起落架的检测设备，其特征在于，所述承冲击板(202)中还设置有抗冲击传感器。

4.根据权利要求2所述的飞机起落架的检测设备，其特征在于，所述底座(201)的下表面设置有橡胶减震垫层(224)。

5.根据权利要求2所述的飞机起落架的检测设备，其特征在于，所述升降装置(204)为液压缸或气缸其中的一种。

6.根据权利要求2所述的飞机起落架的检测设备，其特征在于，两个所述长条形外壳(208)的后侧面之间连接有加强连接横板(225)。

7.根据权利要求2所述的飞机起落架的检测设备，其特征在于，所述中空立柱(203)的下端与底座(201)上表面的连接有均焊接有三角形加强肋板(226)。

8.根据权利要求2所述的飞机起落架的检测设备，其特征在于，所述升降平台(214)上表面设置的砝码插杆(217)为两组，且两组所述砝码插杆(217)呈左右镜像对称设置。

9.根据权利要求2或8所述的飞机起落架的检测设备，其特征在于，所述配重砝码(218)的单个重量为1kg、5kg、10kg或20kg其中的一种或多种。

10.一种使用权利要求2～9任一项所述飞机起落架检测设备进行的无损检测方法，其特征在于，包括如下步骤：

1)将飞机起落架本体(1)通过紧固螺栓与升降平台(214)下表面的起落架安装连接板(219)固定连接；

2)将一定数量的配重砝码(218)插入砝码插杆(217)中进行固定，并记录配重砝码总重量；

3)安装指定试验高度启动升降装置(204)伸长，从而将升降平台(214)提升至指定高度，然后再启动驱动电机(210)，在驱动电机(210)的作用下不完全齿轮(213)与齿条(216)相啮合，继续将升降平台(214)向上抬升一定距离，然后当不完全齿轮(213)与齿条(216)滑脱时，整个升级平台(214)以及飞机起落架本体(1)瞬间下落在承冲击板(202)上；

4)继续增加配重砝码(218)或调节升降装置(204)升降高度，并记录配重砝码总重量，然后重复上述步骤3，当发现飞机起落架本体(1)下落冲击发现损坏时，读取配重砝码的重量以及调节升降装置(204)的升降高度，通过计算即得飞机起落架本体(1)的抗冲击极限值。

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