CN114674550B - 一种飞机主支柱磨合试验装置及试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种飞机主支柱磨合试验装置及试验方法。所述试验装置包括左接头、插销、耳叉、右接头、外筒安装组件和活塞杆安装组件；所述外筒安装组件包括大支座、定位销和压板，所述大支座包括立板、第一定位板和第二定位板；所述压板安装在所述第二定位板上；所述定位销安装在第一定位板上；所述活塞杆安装组件包括小支座、定位座、活节螺栓、长定位销、斜面支座和短定位销；所述小支座包括底板和侧板，所述定位座设于所述侧板上，所述活节螺栓、定位座和长定位销连接；所述斜面支座设于底板上且其内插装有短定位销；所述立板和底板上分别设置有所述耳叉，且分别通过插销与左、右接头连接。本发明能实现主支柱的有效连接，利于磨合试验的进行。

Description

一种飞机主支柱磨合试验装置及试验方法

技术领域

本发明涉及飞机起落架试验技术领域，尤其涉及一种飞机主支柱磨合试验装置及试验方法。

背景技术

各种型号的飞机起落架在交付主机厂前必须进行例行试验和寿命试验等。通过试验了解起落架实际寿命值，且为达到首翻期和总寿命提供验证、试验依据，找出薄弱环节，确定延寿途径，满足军机、民机使用要求。

寿命试验是通过不同温度条件下循环加载的方式，来考核飞机起落架主支柱耐磨性、密封性、工作可靠性等综合性能，以确定起落架主支柱的总寿命。主支柱在使用一段时间后，有些许漏油质量问题，为了分析密封圈在浸油与不浸油状态下的耐磨性和密封性，必须通过磨合试验来研究密封圈使用中受力、扭转等情况，需要将起落架支柱与磨合试验台可靠连接，依据试验要求在常温、高温、低温环境中进行多次磨合试验，得到活塞杆开始移动时的摩擦力及表面油膜的附着情况，分析漏油原因，解决密封问题，为起落架提供可靠保障。

发明内容

本发明的目的在于提供一种飞机主支柱磨合试验装置及试验方法，能实现主支柱的有效连接，利于磨合试验的进行。

本发明的技术方案是：一种飞机主支柱磨合试验装置包括左接头、插销、耳叉、右接头、外筒安装组件和活塞杆安装组件；

所述外筒安装组件包括大支座、定位销和压板，所述大支座包括立板及分别在所述立板两端弯折延伸的第一定位板和第二定位板，所述第一定位板和第二定位板的末端设有半圆孔；所述压板安装在所述第二定位板上并与所述半圆孔形成圆形的装夹腔；所述定位销的一端安装在第一定位板的半圆孔中，另一端凸伸于外侧；

所述活塞杆安装组件包括小支座、定位座、活节螺栓、长定位销、斜面支座和短定位销；所述小支座包括相互垂直的底板和侧板，所述定位座在与所述底板的同一个方向上设置于在所述侧板上，所述活节螺栓在所述定位座的两端设置，所述长定位销在所述定位座的上方与两个所述活节螺栓连接；所述斜面支座在与所述侧板的同一个方向上设置在所述底板上，所述斜面支座内插装设置有所述短定位销；

在所述立板和底板上均设置有所述耳叉，所述左接头通过插销与立板上的耳叉连接，所述右接头通过插销与底板上的耳叉连接。

优选的，所述第二定位板的端侧上设有工艺孔，所述立板上设有用于安装耳叉的安装孔，所述工艺孔与安装孔形成垂直间距L；所第一定位板的末端面和第二定位板的末端面之间的连线与所述安装孔的中心线形成夹角β。

优选的，所述斜面支座末端的端面为具有倾斜角α的斜面。

优选的，所述定位销包括依次设置的半圆柱和圆柱，所述半圆柱与所述第一定位板上的半圆孔配合，并通过压紧螺钉贯穿所述半圆柱与第一定位板62固定，所述圆柱凸伸于外侧。

优选的，所述耳叉与左接头之间、以及所述耳叉与右接头之间均设有关节轴承。

优选的，所述飞机主支柱磨合试验装置还包括设置在所述装夹腔内的第一衬套，所述第一衬套与所述压板和第二定位板实现端面固定。

本发明还提供一种飞机主支柱磨合试验方法，采用上述的飞机主支柱磨合试验装置进行，包括：

步骤一，将定位销凸伸的于外侧的部位安装到飞机主支柱外筒轴颈的孔中，并检查L尺寸至合格；

步骤二，将设于第二定位板上的压板环抱飞机主支柱外筒轴颈并固定；将定位销的另一端插入第一定位板的半圆孔中并固定；完成飞机主支柱外筒定位；

步骤三，转动飞机主支柱活塞杆，使其头部球面置于斜面支座上，并让活塞杆头部端面孔插入短定位销上；

步骤四，将长定位销穿过活塞杆双耳片孔，再将活节螺栓与长定位销固定以夹紧活塞杆；

步骤五，如进行磨合试验时，将左接头、右接头分别安装在磨合试验台上，再分别将耳叉拧紧至大支座的立板上、以及拧紧至底板上；吊装安装好的飞机主支柱和磨合试验装置至磨合试验台；

步骤六，调整耳叉的位置，使耳叉分别插入对应位置的左接头和右接头中，再插入插销连接固定；完成安装；

步骤七，检查L尺寸和β角度，并调整其符合图纸要求后开始试验；

步骤八，分别在不同温度环境下进行磨合次数，并记录相关试验数据；

步骤九，拆卸插销，拆下飞机主支柱分解密封圈并做好尺寸记录，观察活塞杆表面油膜附着情况；

步骤十，依据记录数据分析密封圈的密封性、耐磨性、工作可靠性，得到起落架延寿数据。

优选的，在进行步骤一前的试验准备，装配两组飞机主支柱以模拟两种工况进行磨合试验，且将两组工况的飞机主支柱分别安装在磨合试验台上试验；

两组飞机主支柱的磨合试验同时进行，在步骤十中，需依据两组飞机主支柱的磨合试验的记录数据进行分析。

优选的，所述步骤八的不同温度环境包括常温试验、高温试验和低温试验；其中，常温试验指：环境温度为20±5℃，工作液温度为20±5℃，工作液温度允许升高到40℃；高温试验指：环境温度20±5℃，工作液温度68～100℃；低温试验指：将飞机主支柱和磨合试验装置置于温度为-55±5℃的冷却箱中，保持2小时。

优选的，如需进行飞机主支柱压曲线试验，去掉左接头、插销、耳叉和右接头，在大支座和小支座安装耳叉的位置处分别安装定心销，再与曲线机的上、下工作台连接，进行压曲线试验。

与相关技术相比，本发明的有益效果为：

一、磨合试验装置采用两个标准接头可靠连接飞机主支柱和磨合试验台，实现可靠连接，保证试验数据的有效输出；

二、通过关节轴承使安装在磨合试验台上的飞机主支柱在试验中可自适应并在限定范围内活动；

三、研究两种工况的密封圈在使用过程中受力、扭转等情况，为达到起落架首翻期和总寿命提供验证及试验依据；

四、分析密封圈在浸油与不浸油两种状态下的耐磨性和密封性；分析起落架主支柱漏油故障，了解密封圈实际寿命，找到影响密封圈寿命的因素，确定延寿方法，从而解决问题，避免类似故障复现，确保起落架保质、保量按时交付；为飞机正常使用提供了可靠保障。

附图说明

图1为本发明提供的飞机主支柱磨合试验装置的二维结构示意图；

图2为本发明提供的飞机主支柱磨合试验装置的三维结构示意图；

图3为本发明提供的飞机主支柱磨合试验装置中的外筒安装组件的结构示意图；

图4为图3中的大支座的结构示意图；

图5为图3中的定位销的结构示意图；

图6为本发明提供的飞机主支柱磨合试验装置中的活塞杆安装组件的结构示意图；

图7为图6中的小支座的结构示意图；

图8为图6中的斜面支座的三维结构示意图；

图9为图6中的斜面支座的二维结构示意图。

具体实施方式

以下将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。为叙述方便，下文中如出现“上”、“下”、“左”、“右”字样，仅表示与附图本身的上、下、左、右方向一致，并不对结构起限定作用。

如图1、图2所示，本实施例提供的一种飞机主支柱磨合试验装置包括左接头1、插销2、耳叉3、关节轴承4、垫圈5、压紧螺钉10、螺钉8、右接头23、外筒安装组件和活塞杆安装组件。

如图3所示，所述外筒安装组件包括大支座6、第一衬套7、定位销11和压板9。如图4所示，所述大支座6包括立板61及分别在所述立板61两端弯折延伸的第一定位板62和第二定位板63。所述第一定位板62和第二定位板63的末端设有半圆孔64。所述立板61和第二定位板63之间设有加强筋板(未标号)，所述立板61和加强筋板上设有用于减轻重量的挖空结构。

如图2所示，所述压板9通过压紧螺钉10安装在所述第二定位板63上并与所述半圆孔64形成圆形的装夹腔，装夹腔用于定位和固定主支柱外筒轴径。通过调节所述压紧螺钉10与所述第二定位板63的螺距，实现所述装夹腔大小的调节。在所述装夹腔内的第一衬套7，所述第一衬套7与所述压板9和第二定位板63实现端面固定。如图1、4所示，所述立板61上设有用于安装耳叉3的安装孔66。

所述大支座6用于承载整个主支柱外筒，其配合压板9和定位销11等，对外筒进行定位、夹紧。所述大支座6为焊接结构，所述大支座6的第二定位板63的端侧上设有工艺孔65，该工艺孔65为大支座6制造、检测及整个试验装置安装和调试的基准。所述工艺孔65与安装孔66形成垂直间距L。所第一定位板62的末端面和第二定位板63的末端面之间的连线与所述安装孔66的中心线形成夹角β。

如图2、图5所示，所述定位销11包括依次设置的半圆柱111和圆柱112，所述半圆柱111的弧形面与所述第一定位板62上的半圆孔64的弧形面配合，并通过压紧螺钉10贯穿所述半圆柱111与第一定位板62固定，所述圆柱112凸伸于外侧，该凸伸端用于插入主支柱的轴颈孔中。所述定位销11与轴径孔成H8/f7间隙配合，可以随外筒一起拆卸，方便安装。

如图1、图2所示，左接头1左端通过M72X2-6H内螺纹孔与试验台外螺纹接头连接，左接头1的右端设计成双耳叉结构。所述耳叉3的一端设有通孔，该通孔孔中H7/r6压配合安装GE40ES向心关节轴承4，向心关节轴承4上下两端面与左接头1双耳叉面成±0.1mm间隙配合，关节轴承4的旋转运动范围受左接头1双耳叉面的限制。插销2将左接头1、耳叉3连接成一体，插销2与左接头1、关节轴承4成间隙配合。耳叉3的另一端为外螺纹柱，通过该外螺纹柱实现螺纹安装在大支座6的安装孔66中。所述垫圈5安装在耳叉3和大支座6之间，增加耳叉3与大支座6的接触面积，提高安装稳定性。

如图6所示，所述活塞杆安装组件包括销子13、小支座24、定位座15、第二衬套16、活节螺栓18、长定位销17、斜面支座22、带肩螺母20、短定位销21。如图6、图7所示，所述小支座24包括相互垂直的底板241和侧板242，所述定位座15在与所述底板241的同一个方向上通过螺钉8固定在所述侧板242上。所述定位座15末端上设有与主支柱活塞杆外形匹配的内凹半圆弧，在该半圆弧上设置有第二衬套16，所述第二衬套16通过螺钉8固定在定位座15上。所述第二衬套16的材料为聚四氟乙烯，保护活塞杆外表面。

所述活节螺栓18的数量为两个，分别铰接于定位座15的两端。所述活节螺栓18远离定位座15的一端为螺杆部分。所述长定位销17的两端设有能插入活节螺栓18中的U型槽。所述长定位销17在垂直于活节螺栓18的轴线方向同时与两个所述活节螺栓18插装后，再通过带肩螺母20固定。通过活节螺栓18、带肩螺母20与定位座15连接，固定活塞杆外圆面及定位活塞杆双耳片孔。活节螺栓18通过销子13铰接在定位座15上，可以使活节螺栓18绕销子19在一定范围内旋转，便于活塞杆的安装、拆卸(如图2所示)。

所述斜面支座22在与所述侧板242的同一个方向上设置在所述底板241上，所述斜面支座22内插装设置有所述短定位销21。短定位销21为阶梯轴结构，具有小径端和大径端，其小径端外径与斜面支座22孔成H7/r6压紧配合，大径端外径凸出于斜面支座22的外侧，用于定位活塞杆内孔，并与活塞杆内孔配合间隙为0.5mm，保证试验中活塞杆与外筒在合理范围内活动，不会偏离。

如图8所示，所述斜面支座22上(即斜面最高点)设有能够让开活塞杆上球面的开槽221。如图9所示，所述斜面支座22末端的端面为斜面，该斜面具有倾斜角α，以能够与活塞杆头部适配。α＝79.66°。

所述右接头23通过外螺纹M80X2-6g与试验台连接，右接头23通过插销2与安装在耳叉3中的关节轴承4内孔±0.1mm间隙配合连接。耳叉3连接在底板241上，耳叉3与右接头的连接结构与耳叉3与左接头1相同，且都在耳叉3内孔中压配合安装有关节轴承4，其内圈可以在一定范围内旋转，便于插销2插入连接。

实际中，可以更换斜面支座22，用于主支柱右件的磨合试验。还可以去掉左接头1、右接头23、插销2、耳叉3和垫圈5，将试验装置安装在曲线机上，对主支柱进行压曲线试验。

本发明还提一种飞机主支柱磨合试验方法，采用上述的飞机主支柱磨合试验装置进行，包括：

步骤S1，试验准备：按试验要求领取四件密封圈，其中两件在装配前浸油(在70±3℃的15号航空液压油中浸泡24小时)处理，浸泡前后测量密封圈结构及尺寸并做好记录；另两件涂15号航空液压油。按试验要求装配两组飞机起落架主支柱，两种工况的主支柱分别安装到安装装置中做磨合试验；

步骤S2，将设于第二定位板63上的压板9带着第一衬套7环抱外筒轴径；将压紧螺钉10穿过压板9两孔，固紧外筒轴径在大支座6的立板上；定位销11的圆柱112插入外筒另一端轴颈孔中定位，压紧螺钉12穿过定位销11腰形孔，将定位销11的半圆柱111固紧在大支座6的第一定位板62的半圆孔64上，外筒完成定位、固紧；

步骤S3，微微旋转飞机主支柱的活塞杆，使活塞杆头部球面插进斜面支座22开槽221中，使活塞杆头部的端面孔插入短定位销21上。此时活塞杆斜端面紧贴斜面支座22的斜面，活塞杆外径定位在定位座15上；

步骤S4，将长定位销17穿过活塞杆双耳片孔并调整长插销两端U型槽与定位座15底面平行；绕销子19旋转两个活节螺栓18穿过长定位销17两个U型槽中，拧紧带肩螺母20。此时活塞杆完全定位、夹紧且安装完成，外筒、活塞杆与安装装置连成一体；

步骤S5，将左接头1、右接头23分别螺纹安装到磨合试验台上；分别将两个耳叉3、垫圈5拧紧到大支座6和L支座24的端面；吊装安装好的主支柱及试验安装装置至磨合试验台；

步骤S6，微调整耳叉3位置，使耳叉3单耳片分别插入左接头1及右接头23的双耳片中(耳叉3中安装有关节轴承4，关节轴承可以在一定范围内旋转)；然后插入插销2将左接头1与耳叉3连接；右接头23与耳叉3连接。主支柱在磨合试验台安装完成；

步骤S7，依据图1检查L尺寸和角度β，适当调整相关零件使L尺寸与角度β符合图纸后进行试验；β＝65.28°；

步骤S8，依据试验要求，分别在常温、高温、低温下完成相应的磨合(自动换向的循环加载)次数，磨合过程中观察支柱是否有漏油情况并做好记录；

温度条件：

常温试验：环境温度和工作液温度均为20±5℃，工作液温度允许升高到40℃；

高温试验：环境温度20±5℃，工作液温度68～100℃；

低温试验：将支柱、磨合装置置于温度为-55±5℃的冷却箱中，保持2小时；

步骤S9，去掉插销2，拆下主支柱分解密封圈并做好尺寸记录，观察活塞杆表面油膜附着情况；

步骤S10，同步进行另一个工况的主支柱试验，按步骤S1～S7安装至磨合试验台，按步骤S8、S9试验要求磨合到相同的次数并做好密封圈尺寸记录及活塞杆表面油膜附着情况记录；

步骤S11，依据记录数据分析密封圈在两种工况下的密封性、耐磨性、工作可靠性，得到起落架延寿数据；完成试验。

另外，可去掉左接头1、插销2、耳叉3、垫圈5和右接头23，在大支座6、L型支座24安装耳叉3的螺纹孔位置分别安装定心销，然后与曲线机的上、下工作台连接，可完成主支柱的压曲线试验。

以上所述仅为本发明的实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其它相关的技术领域，均同理包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (8)

1.一种飞机主支柱磨合试验装置，其特征在于，包括左接头（1）、插销（2）、耳叉（3）、右接头（23）、外筒安装组件和活塞杆安装组件；

所述外筒安装组件包括大支座（6）、定位销（11）和压板（9），所述大支座（6）包括立板（61）及分别在所述立板（61）两端弯折延伸的第一定位板（62）和第二定位板（63），所述第一定位板（62）和第二定位板（63）的末端设有半圆孔（64）；所述压板（9）安装在所述第二定位板（63）上并与所述半圆孔（64）形成圆形的装夹腔；所述定位销（11）的一端安装在第一定位板（62）的半圆孔中，另一端凸伸于外侧；

所述活塞杆安装组件包括小支座（24）、定位座（15）、活节螺栓（18）、长定位销（17）、斜面支座（22）和短定位销（21）；所述小支座（24）包括相互垂直的底板（241）和侧板（242），所述定位座（15）在与所述底板（241）的同一个方向上设置于在所述侧板（242）上，所述活节螺栓（18）在所述定位座（15）的两端设置，所述长定位销（17）在所述定位座（15）的上方与两个所述活节螺栓（18）连接；所述斜面支座（22）在与所述侧板（242）的同一个方向上设置在所述底板（241）上，所述斜面支座（22）内插装设置有所述短定位销（21）；

在所述立板（61）和底板（241）上均设置有所述耳叉（3），所述左接头（1）通过插销（2）与立板（61）上的耳叉（3）连接，所述右接头（23）通过插销（2）与底板（241）上的耳叉（3）连接；所述第二定位板（63）的端侧上设有工艺孔（65），所述立板（61）上设有用于安装耳叉（3）的安装孔（66），所述工艺孔（65）与安装孔（66）形成垂直间距L；所第一定位板（62）的末端面和第二定位板（63）的末端面之间的连线与所述安装孔（66）的中心线形成夹角β；所述斜面支座（22）末端的端面为具有倾斜角α的斜面。

2.根据权利要求1所述的飞机主支柱磨合试验装置，其特征在于，所述定位销（11）包括依次设置的半圆柱（111）和圆柱（112），所述半圆柱（111）与所述第一定位板（62）上的半圆孔（64）配合，并通过压紧螺钉（10）贯穿所述半圆柱（111）与第一定位板（62）固定，所述圆柱（112）凸伸于外侧。

3.根据权利要求2所述的飞机主支柱磨合试验装置，其特征在于，所述耳叉（3）与左接头（1）之间、以及所述耳叉（3）与右接头（23）之间均设有关节轴承（4）。

4.根据权利要求1所述的飞机主支柱磨合试验装置，其特征在于，还包括设置在所述装夹腔内的第一衬套（7），所述第一衬套（7）与所述压板（9）和第二定位板（63）实现端面固定。

5.一种飞机主支柱磨合试验方法，采用如权利要求1~4任一项所述的飞机主支柱磨合试验装置进行，其特征在于，包括：

步骤一，将定位销（11）凸伸的于外侧的部位安装到飞机主支柱外筒轴颈的孔中，并检查L尺寸至合格；

步骤二，将设于第二定位板（63）上的压板（9）环抱飞机主支柱外筒轴颈并固定；将定位销（11）的另一端插入第一定位板（62）的半圆孔（64）中并固定；完成飞机主支柱外筒定位；

步骤三，转动飞机主支柱活塞杆，使其头部球面置于斜面支座（22）上，并让活塞杆头部端面孔插入短定位销（21）上；

步骤四，将长定位销（17）穿过活塞杆双耳片孔，再将活节螺栓（18）与长定位销（17）固定以夹紧活塞杆；

步骤五，如进行磨合试验时，将左接头（1）、右接头（23）分别安装在磨合试验台上，再分别将耳叉（3）拧紧至大支座（6）的立板（61）上、以及拧紧至底板（241）上；吊装安装好的飞机主支柱和磨合试验装置至磨合试验台；

步骤六，调整耳叉（3）的位置，使耳叉（3）分别插入对应位置的左接头（1）和右接头（23）中，再插入插销（2）连接固定；完成安装；

步骤七，检查L尺寸和β角度，并调整其符合图纸要求后开始试验；

步骤八，分别在不同温度环境下进行磨合次数，并记录相关试验数据；

步骤九，拆卸插销（2），拆下飞机主支柱分解密封圈并做好尺寸记录，观察活塞杆表面油膜附着情况；

步骤十，依据记录数据分析密封圈的密封性、耐磨性、工作可靠性，得到起落架延寿数据。

6.根据权利要求5所述的飞机主支柱磨合试验方法，其特征在于，在进行步骤一前的试验准备，装配两组飞机主支柱以模拟两种工况进行磨合试验，且将两组工况的飞机主支柱分别安装在磨合试验台上试验；

两组飞机主支柱的磨合试验同时进行，在步骤十中，需依据两组飞机主支柱的磨合试验的记录数据进行分析。

7.根据权利要求5所述的飞机主支柱磨合试验方法，其特征在于，所述步骤八的不同温度环境包括常温试验、高温试验和低温试验；其中，常温试验指：环境温度为20±5℃，工作液温度为20±5℃，工作液温度允许升高到40℃；高温试验指：环境温度20±5℃，工作液温度68～100℃；低温试验指：将飞机主支柱和磨合试验装置置于温度为-55±5℃的冷却箱中，保持2小时。

8.根据权利要求5所述的飞机主支柱磨合试验方法，其特征在于，如需进行飞机主支柱压曲线试验，去掉左接头（1）、插销（2）、耳叉（3）和右接头（23），在大支座（6）和小支座（24）安装耳叉（3）的位置处分别安装定心销，再与曲线机的上、下工作台连接，进行压曲线试验。