CN114194413A - 一种确定起落架舱舱门收放机构故障载荷的方法 - Google Patents

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CN114194413A CN202111121799.6A CN202111121799A CN114194413A CN 114194413 A CN114194413 A CN 114194413A CN 202111121799 A CN202111121799 A CN 202111121799A CN 114194413 A CN114194413 A CN 114194413A
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尹凯军
黄烨
卢茜
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Abstract

本申请属于飞机结构技术领域，特别是涉及一种确定起落架舱舱门收放机构故障载荷的方法，通过收放机构破坏时第三铰接点的位置确定摇臂(2)与作动筒(1)的位置，建立作动筒(1)的力平衡方程，基于作动筒(1)的作用力确定所述第二铰接点的作用力，建立摇臂(2)的力平衡方程，基于所述第二铰接点的作用力确定所述第一铰接点的作用力，该方法克服了目前普遍使用的有限元法的弊端，使得计算更简便；另外，利用本方法可以快速确定故障载荷，明确其它结构部位损伤情况，使得故障处理工作进度大幅提前。

Description

一种确定起落架舱舱门收放机构故障载荷的方法
技术领域
本申请属于飞机结构技术领域，特别是涉及一种确定起落架舱舱门收放机构故障载荷的方法。
背景技术
起落架收放系统包括起落架收放机构、液压控制系统、舱门收放系统等等，在飞机出厂前，飞机的起落架各个系统都需要进行一系列的测试检查。在系统测试检查的过程中，飞机的一些零部件可能并未完全安装到位，因此无法预知飞机各个活动部件的运行状态，这种情况下极有可能发生意想不到的情况，造成很多故障，甚至对飞机零部件造成损害。由于舱门收放机构故障而导致的事故并不少见，例如：某型客机在试飞时，出现前起落架应急放下失效不能安全上锁，该问题出在该起落架收放机构采用舱门与起落架联动的方式，实现舱门的开启与闭合运动，舱门所受气动载荷阻碍了起落架的应急放下。某型军机在一次飞行任务中出现舱门无法打开以致起落架无法放下的现象，最终通过驾驶员做机动使起落架舱门甩出，事后调查发现由于起落架舱门设计和制造问题，致使舱门闭合后出现预紧力过大，而这是舱门无法打开的原因。某型客机在进行起落架收放试验过程中，发现舱门联动机构出现严重变形，导致起落架收放出现卡滞现象。这些事故均涉及到起落架舱门收放机构的故障，设计人员面临着诸多的技术挑战。
因此，针对在舱门收放机构在受到故障并被破坏的时候，无法确定机构未被破坏时状态，以及机构破坏瞬间的受力情况，是续待解决的问题。
发明内容
为了解决上述问题，本申请提供了一种确定起落架舱舱门收放机构故障载荷的方法，所述收放机构包括摇臂(2)，作动筒(1)，舱门拉杆(3)；
摇臂(2)两端分别铰接舱门拉杆(3)与机体，作动筒(1)铰接摇臂(2)，舱门拉杆(3)铰接舱门，摇臂(2)铰接机体处为第一铰接点,摇臂(2)铰接作动筒(1)为第二铰接点，舱门拉杆(3)铰接舱门处为第三铰接点，当所述收放机构被破坏时，所述第一铰接点的受力视为所述收放机构故障载荷，确定起落架舱舱门收放机构故障载荷的方法，包括以下步骤：
步骤S1：通过所述收放机构破坏时所述第三铰接点的位置确定摇臂(2)与作动筒(1)的位置；
步骤S2：建立作动筒(1)的力平衡方程，基于作动筒(1)的作用力确定所述第二铰接点的作用力；
步骤S3：建立摇臂(2)的力平衡方程，基于所述第二铰接点的作用力确定所述第一铰接点的作用力。
优选的是，所述步骤S1中所述的通过所述收放机构破坏时所述第三铰接点的位置确定摇臂(2)与作动筒(1)的位置，具体为：
以所述收放机构被破坏时的所述第三铰接点的位置为圆心，舱门拉杆(3)的长度为半径做第一圆，以所述第一铰接点为圆心，摇臂(2)的长度为半径做第二圆，所述第一圆与所述第二圆的交点为2个，选取其中一个所述交点为摇臂(2)与舱门拉杆(3)的铰接点。
优选的是，所述步骤S2中所述的选取其中一个所述交点为摇臂(2)与舱门拉杆(3)的铰接点，具体为：
基于作动筒(1)在所述收放机构破坏时的长度，拟合两个所述交点对应的两个摇臂(2)的位置，选取其中一个拟合度较高的摇臂(2)的位置对应的所述交点作为摇臂(2)与舱门拉杆(3)的铰接点。
优选的是，所述步骤S2中所述的建立作动筒(1)的力平衡方程，具体为：
P1＝F sinβ
P2＝F cosβ
其中：P1为作动筒(1)施加于摇臂(2)上的力垂直于摇臂的分量，P2为作动筒(1)施加于摇臂(2)上的力平行于摇臂(2)的分量，F为作动筒(1)拉力，β为作动筒(1)与摇臂(2)的夹角。
优选的是，所述步骤S3所述的建立摇臂(2)的力平衡方程，具体为:
L3P3＝L1P1
P4＝P2
其中：P1为作动筒(1)施加于摇臂(2)上的力垂直于摇臂的分量，P2为作动筒(1)施加于摇臂(2)上的力平行于摇臂(2)的分量，P3为A点垂直于摇臂(2)的力，P4为A点沿摇臂(2)方向的力，L1为摇臂(2)铰接在所述机体上的点与摇臂(2)与舱门拉杆(3)的交点的长度，L3为摇臂长度。
优选的是，所述的建立摇臂(2)的力平衡方程，所述力平衡方程建立于预设坐标系上，所述坐标系包括Z方向与Y方向，所述第一铰接点的受力为：
Py＝P3sinγ-P4cosγ
Pz＝P3cosγ+P4sinγ
其中：Py为所述第一铰接点的受力沿坐标系Y方向的力，Pz为所述第一铰接点的受力沿坐标系Z方向上的力，γ为摇臂与坐标系Y方向夹角。
优选的是，所述第一铰接点的受力简化为：
Figure BDA0003277524190000031
Figure BDA0003277524190000032
F为作动筒(1)的拉力，β为作动筒(1)与摇臂(2)的夹角
本申请的优点包括：该方法克服了目前普遍使用的有限元法的弊端，使得计算更简便；另外，利用本方法可以快速确定故障载荷，明确其它结构部位损伤情况，使得故障处理工作进度大幅提前。
附图说明
图1是本申请优选方法流程图；
图2是起落架舱舱门收放机构示意图；
图3是起落架舱舱门收放机构简化示意图；
图4是起落架舱舱门收放机构故障位置示意图；
图5是起落架舱舱门收放机构受力分析位置示意图；
其中1-作动筒，2-舱门摇臂，3-舱门拉杆。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。
如图本申请提供了一种确定起落架舱舱门收放机构故障载荷的方法，如图2与图3所述收放机构包括摇臂(2)，作动筒(1)，舱门拉杆(3)；
摇臂(2)两端分别铰接舱门拉杆(3)与机体，作动筒(1)铰接摇臂(2)，舱门拉杆(3)铰接舱门，摇臂(2)铰接机体处为第一铰接点,摇臂(2)铰接作动筒(1)为第二铰接点，舱门拉杆(3)铰接舱门处为第三铰接点，当所述收放机构被破坏时，所述第一铰接点的受力视为所述收放机构故障载荷，确定起落架舱舱门收放机构故障载荷的方法，已知：为作动筒最拉力F＝78000N，摇臂连接在机体上的点与摇臂与拉杆的交点长度L1＝520mm，为摇臂长度L3＝780mm。
确定起落架舱舱门收放机构故障载荷的方法，包括以下步骤：
步骤S1：通过所述收放机构破坏时所述第三铰接点的位置确定摇臂(2)与作动筒(1)的位置，具体为以摇臂2连接在机体上的点(A点)和拉杆连接在机体上的点(B点)为圆心，舱门摇臂和舱门拉杆的长度为半径画圆，舱门拉杆(3)的长度为半径做第一圆，以所述第一铰接点为圆心，摇臂(2)的长度为半径做第二圆，所述第一圆与所述第二圆的交点为2个，选取其中一个所述交点为摇臂(2)与舱门拉杆(3)的铰接点，选取方式为：基于作动筒(1)在所述收放机构破坏时的长度，拟合两个所述交点对应的两个摇臂(2)的位置，选取其中一个拟合度较高的摇臂(2)的位置对应的所述交点作为摇臂(2)与舱门拉杆(3)的铰接点这样就可以确定整个机构所处的位置，同时可以测量作动筒与摇臂的夹角β＝49°，如图4所示；
步骤S2：建立作动筒(1)的力平衡方程，基于作动筒(1)的作用力确定所述第二铰接点的作用力；具体为：所述步骤S2中所述的建立作动筒(1)的力平衡方程：
P1＝F sinβ
P2＝F cosβ
其中：P1为作动筒(1)施加于摇臂(2)上的力垂直于摇臂的分量，P2为作动筒(1)施加于摇臂(2)上的力平行于摇臂(2)的分量，F为作动筒(1)拉力，β为作动筒(1)与摇臂(2)的夹角。
步骤S3：建立摇臂(2)的力平衡方程，基于所述第二铰接点的作用力确定所述第一铰接点的作用力所述步骤S3所述的建立摇臂(2)的力平衡方程，具体为:
L3P3＝L1P1
P4＝P2
其中：P1为作动筒(1)施加于摇臂(2)上的力垂直于摇臂的分量，P2为作动筒(1)施加于摇臂(2)上的力平行于摇臂(2)的分量，P3为A点垂直于摇臂(2)的力，P4为A点沿摇臂(2)方向的力，L1为摇臂(2)铰接在所述机体上的点与摇臂(2)与舱门拉杆(3)的交点的长度，L3为摇臂长度。
进一步有，所述的建立摇臂(2)的力平衡方程，所述力平衡方程建立于预设坐标系上，所述坐标系包括Z方向与Y方向，所述第一铰接点的受力为：
Py＝P3sinγ-P4cosγ
Pz＝P3cosγ+P4sinγ
其中：Py为所述第一铰接点的受力沿坐标系Y方向的力，Pz为所述第一铰接点的受力沿坐标系Z方向上的力，γ为摇臂与坐标系Y方向夹角。
优选的是，所述第一铰接点的受力为：
Figure BDA0003277524190000051
Figure BDA0003277524190000052
F为作动筒(1)的拉力，β为作动筒(1)与摇臂(2)的夹角
将上述条件代入关系式为，
Figure BDA0003277524190000061
Figure BDA0003277524190000062
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (7)

1.一种确定起落架舱舱门收放机构故障载荷的方法，所述收放机构包括摇臂(2)，作动筒(1)，舱门拉杆(3)；
摇臂(2)两端分别铰接舱门拉杆(3)与机体，作动筒(1)铰接摇臂(2)，舱门拉杆(3)铰接舱门，摇臂(2)铰接机体处为第一铰接点,摇臂(2)铰接作动筒(1)为第二铰接点，舱门拉杆(3)铰接舱门处为第三铰接点，当所述收放机构被破坏时，所述第一铰接点的受力视为所述收放机构故障载荷，确定起落架舱舱门收放机构故障载荷的方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤S1：通过所述收放机构破坏时所述第三铰接点的位置确定摇臂(2)与作动筒(1)的位置；
步骤S2：建立作动筒(1)的力平衡方程，基于作动筒(1)的作用力确定所述第二铰接点的作用力；
步骤S3：建立摇臂(2)的力平衡方程，基于所述第二铰接点的作用力确定所述第一铰接点的作用力。
2.如权利要求1所述的确定起落架舱舱门收放机构故障载荷的方法，其特征在于，所述步骤S1中所述的通过所述收放机构破坏时所述第三铰接点的位置确定摇臂(2)与作动筒(1)的位置，具体为：
以所述收放机构被破坏时的所述第三铰接点的位置为圆心，舱门拉杆(3)的长度为半径做第一圆，以所述第一铰接点为圆心，摇臂(2)的长度为半径做第二圆，所述第一圆与所述第二圆的交点为2个，选取其中一个所述交点为摇臂(2)与舱门拉杆(3)的铰接点。
3.如权利要求2所述的确定起落架舱舱门收放机构故障载荷的方法，其特征在于，所述步骤S2中所述的选取其中一个所述交点为摇臂(2)与舱门拉杆(3)的铰接点，具体为：
基于作动筒(1)在所述收放机构破坏时的长度，拟合两个所述交点对应的两个摇臂(2)的位置，选取其中一个拟合度较高的摇臂(2)的位置对应的所述交点作为摇臂(2)与舱门拉杆(3)的铰接点。
4.如权利要求1所述的确定起落架舱舱门收放机构故障载荷的方法，其特征在于，所述步骤S2中所述的建立作动筒(1)的力平衡方程，具体为：
P1＝F sinβ
P2＝F cosβ
其中：P1为作动筒(1)施加于摇臂(2)上的力垂直于摇臂的分量，P2为作动筒(1)施加于摇臂(2)上的力平行于摇臂(2)的分量，F为作动筒(1)拉力，β为作动筒(1)与摇臂(2)的夹角。
5.如权利要求1所述的确定起落架舱舱门收放机构故障载荷的方法，其特征在于，所述步骤S3所述的建立摇臂(2)的力平衡方程，具体为:
L3P3＝L1P1
P4＝P2
其中：P1为作动筒(1)施加于摇臂(2)上的力垂直于摇臂的分量，P2为作动筒(1)施加于摇臂(2)上的力平行于摇臂(2)的分量，P3为A点垂直于摇臂(2)的力，P4为A点沿摇臂(2)方向的力，L1为摇臂(2)铰接在所述机体上的点与摇臂(2)与舱门拉杆(3)的交点的长度，L3为摇臂长度。
6.如权利要求5所述的确定起落架舱舱门收放机构故障载荷的方法，其特征在于，所述的建立摇臂(2)的力平衡方程，所述力平衡方程建立于预设坐标系上，所述坐标系包括Z方向与Y方向，所述第一铰接点的受力为：
Py＝P3sinγ-P4cosγ
Pz＝P3cosγ+P4sinγ
其中：Py为所述第一铰接点的受力沿坐标系Y方向的力，Pz为所述第一铰接点的受力沿坐标系Z方向上的力，γ为摇臂与坐标系Y方向夹角。
7.如权利要求6所述的确定起落架舱舱门收放机构故障载荷的方法，其特征在于，所述第一铰接点的受力简化为：
Figure FDA0003277524180000021
Figure FDA0003277524180000022
F为作动筒(1)拉力，β为作动筒(1)与摇臂(2)的夹角。
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