CN115924121B - 多运动状态下飞机起落架系统综合加载试验装置及方法 - Google Patents

Abstract

多运动状态下飞机起落架系统综合加载试验装置及方法，它涉及机场工程建设领域及飞机起落架设计制造领域。本发明解决了现有起落架试验方法只能进行单一运动状态测试，使得测试结果难以反映复杂的实际状况的问题。本发明的上横梁、滑梁、滑梁辅助板和工作台由上至下依次水平布置，上横梁和工作台的四角处分别通过竖直布置的四个立柱连接，滑梁和滑梁辅助板均通过四角处的预留贯穿孔可滑动安装在四个立柱上，双液压缸的两个活塞杆端部均穿过上横梁并与滑梁上表面连接，滑梁和滑梁辅助板之间设有升降及吊篮总成，滑梁辅助板和工作台之间设置有多功能冲击平台。本发明用于各型起落架结构性能测试、航空轮胎接地压力特性测试以及机场道面服役性能测试。

Description

多运动状态下飞机起落架系统综合加载试验装置及方法

技术领域

本发明涉及机场工程建设领域及飞机起落架设计制造领域，具体涉及一种多运动状态下飞机起落架系统综合加载试验装置及方法。

背景技术

飞机-道面的交互作用是一个多体系统耦合的系统动力学问题，其力学行为受到机场道面服役性能和飞机多体多运动状态下动力特性的影响。在飞机滑跑过程中，由于受到道面不平度激励、非对称刹车激励、带偏角着陆激励等影响，起落架极容易发生摆振，严重时会引起整个飞机的颤抖导致结构破坏，甚至引发灾难性事故。当飞机降落着陆时，飞机以一定的下沉速度冲击地面，并以较大的水平接地速度与地面发生摩擦后实现短距离制动，在此过程中飞机对地面产生的三向荷载会使机场道面发生车辙、推移、拥包等损坏，对驾驶员和乘客的人身安全极为不利。

作为机场的重要组成部分，机场跑道服役性能的好坏直接影响机场的安全运营和经济效益。同时，考虑到机场安全管制的限制，现场开展多运动状态下起落架性能测试试验和整机滑跑试验是较难实现的，因此大多数机场道面力学分析均是通过解析计算和数值模拟的方法进行研究的。然而，由于缺乏实测数据的支撑和验证，现有预测方法的预估精度有待商榷，亟需一种能够进行起飞、着陆、滑跑以及转弯等多运动状态下飞机荷载对地面的加载测试装置及测试方法。

起落架系统是连接飞机机身和机场道面的关键部件，在飞机起飞、着陆、滑跑以及转弯等多种运动状态下承担着至关重要的作用。对于飞机多体多运行状态下的动力特性测试，可以分别通过起落架落震试验、起落架摆振试验以及整机地面滑跑试验等进行测试。然而现有起落架试验方法只能进行单一运动状态测试，使得测试结果难以反映复杂的实际状况。

发明内容

本发明的目的是为了解决现有起落架试验方法只能进行单一运动状态测试，使得测试结果难以反映复杂的实际状况的问题，进而提供一种多运动状态下飞机起落架系统综合加载试验装置及方法。

本发明的技术方案是：

一种多运动状态下飞机起落架系统综合加载试验装置，它包括液压机构、升降及吊篮总成、多功能冲击平台和起落架夹具组件，液压机构包括双液压缸1、滑梁3、工作台9、上横梁10、滑梁辅助板22和四个立柱11，上横梁10、滑梁3、滑梁辅助板22和工作台9由上至下依次水平布置，上横梁10和工作台9的四角处分别通过竖直布置的四个立柱11连接，滑梁3和滑梁辅助板22均通过四角处的预留贯穿孔可滑动安装在四个立柱11上，滑梁辅助板22中部设置有一个预留孔位，所述预留孔位能够允许安装在升降及吊篮总成上的起落架系统顺利通过，上横梁10上表面安装有竖直且对称布置的双液压缸1，双液压缸1的两个活塞杆端部均穿过上横梁10并与滑梁3上表面连接，滑梁3和滑梁辅助板22之间设有升降及吊篮总成，升降及吊篮总成包括起重机构2、吊篮系统4、磁吸装置13、两个卡扣锁15和四个滑行轨道5，滑梁3和滑梁辅助板22的四角处分别通过竖直布置的四个滑行轨道5连接，吊篮系统4位于滑梁3和滑梁辅助板22之间，吊篮系统4通过四角处的预留贯穿孔可滑动安装在四个滑行轨道5上，吊篮系统4下表面安装有起落架夹具组件，吊篮系统4上表面中部布置有磁吸装置13，磁吸装置13上表面预留吊挂孔，起重机构2与磁吸装置13的预留吊挂孔连接，起重机构2安装在安装在上横梁10上表面中部，吊篮系统4上安装有两个卡扣锁15，吊篮系统4通过两个卡扣锁15与对应的滑行轨道5可拆卸连接，滑梁辅助板22和工作台9之间设置有多功能冲击平台，多功能冲击平台包括多功能冲击平台底板8、路面测试平台组件和飞轮测试平台组件，多功能冲击平台底板8位于工作台9上表面，多功能冲击平台底板8下表面设置有滑轨，多功能冲击平台底板8通过滑轨与工作台9上的预留滑槽可滑动连接，多功能冲击平台底板8上表面由左至右依次设置有路面测试平台组件和飞轮测试平台组件。

进一步地，路面测试平台组件包括内嵌台面6和四个三向测力传感器7，内嵌台面6通过四个角点处的三向测力传感器7固定在多功能冲击平台底板8的一端，内嵌台面6中部设置有一个矩形的道面结构安置槽16，所述道面结构安置槽16内放置有真实材料铺筑成的路面结构。

进一步地，飞轮测试平台组件包括飞轮台面12、滚轮驱动电机18、两个滚轮17和四个三向测力传感器7，飞轮台面12通过四个角点处的三向测力传感器7固定在多功能冲击平台底板8的另一端，飞轮台面12中部按照起落架轮组的尺寸和间距设置两个预留矩形孔位，飞轮台面12与多功能冲击平台底板8之间设置有滚轮驱动电机18，滚轮驱动电机18的电机轴上并排安装有两个滚轮17，两个滚轮17分别与飞轮台面12的两个预留矩形孔位一一对应，两个滚轮17的上表面与飞轮台面12的上表面齐平。

进一步地，起落架夹具组件包括阻力支柱夹具19、减震支柱端夹具20和侧支柱夹具21，阻力支柱夹具19、减震支柱端夹具20侧部开设有预留轴孔，减震支柱端夹具20底部设置有直线轨道，所述预留轴孔用于与起落架系统连接，所述直线轨道用于与吊篮系统4实现滑移，阻力支柱夹具19和减震支柱端夹具20侧部设置的预留轴孔同轴布置，阻力支柱夹具19和减震支柱端夹具20侧部设置的预留轴孔的轴线与吊篮系统4下表面宽度方向上的中线平行，阻力支柱夹具19和减震支柱端夹具20均通过底部设置的直线轨道沿吊篮系统4下表面长度方向实现前后滑移，侧支柱夹具21位于阻力支柱夹具19和减震支柱端夹具20的侧部，侧支柱夹具21的预留轴孔的轴线与吊篮系统4下表面长度方向上的中线平行，侧支柱夹具21通过底部设置的直线轨道沿吊篮系统4下表面宽度方向实现左右滑移。

进一步地，起重机构2包括缆绳、锁钩和升降电机，锁钩与磁吸装置13的预留吊挂孔连接，缆绳一端与锁钩连接，上横梁10和滑梁3中部分别设置有两个相对布置的矩形贯穿孔位，缆绳另一端依次穿过滑梁3和上横梁10的矩形贯穿孔位缠绕在升降电机的电机轴上，升降电机安装在上横梁10上表面中部。

进一步地，吊篮系统4包括上钢板、下钢板和四个空心筒，上钢板和下钢板由上至下依次水平布置，上钢板和下钢板的四角处分别通过竖直布置的四个空心筒连接，上钢板和下钢板均设置有与四个空心筒的内孔连通的圆形贯穿孔位，上钢板和下钢板均通过多个圆形贯穿孔位与四个滑行轨道5可滑动连接。

进一步地，每个滑行轨道5内侧由上至下依次设置若干等距排列的卡槽14，所述卡槽14的开口上端面尺寸与卡扣锁15的锁块平面大小保持一致。

进一步地，吊篮系统4的每个空心筒内侧底部均设置有一预留槽位，所述预留槽位的槽口尺寸与卡扣锁15的锁块外尺寸保持一致。

进一步地，吊篮系统4还包括配重块，吊篮系统4下钢板的上表面预留配重块的柱杆，吊篮系统4下钢板的上表面放置配重块，所述配重块通过其上预留贯通孔套装在柱杆上，吊篮系统4下钢板四周配有安全挡板。

一种基于具体实施方式九所述多运动状态下飞机起落架系统综合加载试验装置的试验方法，所述试验方法是通过以下步骤实现的，

首先，通过起重机构2和磁吸装置13将带有起落架结构的吊篮系统4提升至预定高度，记录位移传感器的初始位移，并在吊篮系统4的柱杆上放置预定的配重块以模拟飞机有效着陆重量，并通过滚轮驱动电机18将滚轮17转动到预设的速度以模拟飞机着陆接地的水平速度；

然后，释放磁吸装置13使落体系统释放做自由落体运动，当起落架轮胎与滚轮17接触的瞬间，卡扣锁15弹出挡块卡在卡槽14中以实现位置锁定，即吊篮系统4与滑行轨道5位置固定形成落体系统；

最后，由滑梁3带动落体系统继续向下以特定速度下降，直至起落架轮胎达到特定转动速度或者静止后完成一次试验测试，至此，完成了飞机着陆接地以及接地滑跑两个连续的运动阶段试验。

本发明与现有技术相比具有以下效果：

本发明针对多运动状态飞机-机场道面交互作用提出了测试方法，满足机场道面不同分区对荷载测试的需求；

1、本发明采用三梁四柱式液压机构作为设备的整体框架，具有稳定性较好、准确度较高的特点，而且当起落架系统下落到多功能冲击平台的内嵌台面6或者飞轮台面12表面的瞬间，液压机构的滑梁3与落体系统经由卡扣锁15上锁而形成一个整体后再逐渐下降，实现着陆接地阶段飞机升力逐渐消失的过程测试；

2、本发明采用双液压缸1的结构形式，通过一个控制系统控制可以提高设备的整体稳定性和测试准确性；

3、本发明的滑行轨道5上端与液压机构滑梁3的下表面相连，其下端与滑梁辅助板22上表面相连，不仅能为起落架系统的自由下落运动提供了运动轨迹，保证在试验测试过程中滑行轨道5的稳定性、降低结构振动外，还能通过滑梁3的上下运动实现接地滑跑、滑跑起飞等运动状态的测试试验；

4、本发明的起落架装置通过滑梁辅助板22中部的预留孔位，借助阻力支柱夹具19、减震支柱端夹具20和侧支柱夹具21固定在吊篮系统4的下表面，起落架夹具可分别通过吊篮系统4下表面的滑轨进行位置调节，从而实现不同俯仰角度、滚转角度、偏航角度的模拟测试；

5、本发明的吊篮系统4下钢板的上表面可放置配重块，以实现不同飞机运动质量的模拟测试；

6、本发明的内嵌台面6的道面结构安置槽16内若放置真实筑路材料组成的道面结构，通过在道面结构中预先埋置传感元件的方式可以实现多运动状态起落架系统对机场道面内部力学响应的影响规律，如此反复试验测试后还能获取到机场道面所采用的筑路材料的性能衰变规律，为机场道面的材料优用和结构设计提供技术支撑；

7、本发明的飞轮台面12结构中滚轮17的转速可以模拟飞机与道面之间相对速度的不同水平，通过更换滚轮17表面裹附带的粗糙程度实现航空轮胎与机场道面之间摩擦系数的不同水平；

8、本发明的多功能冲击平台底板8与液压机工作台9之间采用滑轨连接，在保证稳定性的同时，又便于内嵌台面6与飞轮台面12之间的移动和更换；

9、本发明的液压机工作台9固定在立柱11下端以提供结构的稳定性支撑，必要时立柱11的底部可更换为阶梯状并埋置于地面以下以提高结构的整体稳定性。

附图说明

图1是本发明的多运动状态下飞机起落架系统综合加载试验装置的结构整体图；

图2是本发明的液压机构的结构示意图；

图3是本发明的升降及吊篮总成的结构示意图；

图4是本发明的多功能冲击平台的结构示意图；

图5是本发明的起落架系统固定夹具的结构示意图；

图6是本发明的带有一定弯折角度的夹具结构23的结构示意图；

图7是本发明的旋转组合体夹具的结构示意图；

图8是本发明具体实施方式四中的起落架装置的安装示意图。

图中：1-双液压缸；2-起重机构；3-滑梁；4-吊篮系统；5-滑行轨道；6-内嵌台面；7-三向测力传感器；8-冲击平台底板；9-工作台；10-上横梁；11-立柱；12-飞轮台面；13-磁吸装置；14-卡槽；15-卡扣锁；16-道面结构安置槽；17-滚轮；18-滚轮驱动电机；19-阻力支柱夹具；20-减震支柱端夹具；21-侧支柱夹具；22-滑梁辅助板；23-带有一定弯折角度的夹具结构；24-上固定座；25-下固定轨；26-旋转钢珠。

具体实施方式

具体实施方式一：结合图1至5说明本实施方式，本实施方式的一种多运动状态下飞机起落架系统综合加载试验装置，它包括液压机构、升降及吊篮总成、多功能冲击平台和起落架夹具组件，液压机构包括双液压缸1、滑梁3、工作台9、上横梁10、滑梁辅助板22和四个立柱11，上横梁10、滑梁3、滑梁辅助板22和工作台9由上至下依次水平布置，上横梁10和工作台9的四角处分别通过竖直布置的四个立柱11连接，滑梁3和滑梁辅助板22均通过四角处的预留贯穿孔可滑动安装在四个立柱11上，滑梁辅助板22中部设置有一个预留孔位，所述预留孔位能够允许安装在升降及吊篮总成上的起落架系统顺利通过，上横梁10上表面安装有竖直且对称布置的双液压缸1，双液压缸1的两个活塞杆端部均穿过上横梁10并与滑梁3上表面连接，滑梁3和滑梁辅助板22之间设有升降及吊篮总成，升降及吊篮总成包括起重机构2、吊篮系统4、磁吸装置13、两个卡扣锁15和四个滑行轨道5，滑梁3和滑梁辅助板22的四角处分别通过竖直布置的四个滑行轨道5连接，吊篮系统4位于滑梁3和滑梁辅助板22之间，吊篮系统4通过四角处的预留贯穿孔可滑动安装在四个滑行轨道5上，吊篮系统4下表面安装有起落架夹具组件，吊篮系统4上表面中部布置有磁吸装置13，磁吸装置13上表面预留吊挂孔，起重机构2与磁吸装置13的预留吊挂孔连接，起重机构2安装在安装在上横梁10上表面中部，吊篮系统4上安装有两个卡扣锁15，吊篮系统4通过两个卡扣锁15与对应的滑行轨道5可拆卸连接，滑梁辅助板22和工作台9之间设置有多功能冲击平台，多功能冲击平台包括多功能冲击平台底板8、路面测试平台组件和飞轮测试平台组件，多功能冲击平台底板8位于工作台9上表面，多功能冲击平台底板8下表面设置有滑轨，多功能冲击平台底板8通过滑轨与工作台9上的预留滑槽可滑动连接，多功能冲击平台底板8上表面由左至右依次设置有路面测试平台组件和飞轮测试平台组件。

本实施方式中，采用三梁四柱式液压机构作为设备的整体框架，具有稳定性较好、准确度较高的特点，工作台9固定于液压机构立柱11的底部，根据试验装置的测试要求可确定其平面尺寸和厚度，进而保证结构的稳定性；立柱11的直径和工作台9的结构尺寸与承载水平有关，且立柱11下端可变换为阶梯状并埋置于地面以下，以提高结构的稳定性。上横梁10固定于液压机构立柱11的上部，上横梁10上表面与双液压缸1连接固定；立柱11固定在液压机构的上横梁10和工作台9之间，立柱11直径由所需要承受的荷载等级有关，且与上横梁10和工作台9四个角处的孔径大小保持一致便于安装。

本实施方式中，多功能冲击平台底板8位于液压机工作台9的上表面，其下表面设有滑轨，便于与工作台9之间的滑动以切换冲击平台台面进行多功能测量。多功能冲击平台底板8与液压机工作台9之间采用滑轨连接，在保证稳定性的同时，又便于内嵌台面6与飞轮台面12之间的移动和更换。

本实施方式中，滑梁辅助板22通过滑套与滑梁3连接形成整体，其上表面与滑行轨道5下端相连，为滑行轨道5提供横向支撑力，其形状不限于矩形，为了降低自重和经济性考虑，可以更换为其他合理形状。

本实施方式中，双液压缸1采用一个控制系统共同控制液压系统与机械系统，以确保双液压缸的同步工作性能和试验装置测试精度，通过一个控制系统控制可以提高设备的整体稳定性和测试准确性，双液压缸的底部与液压机构的上横梁10紧密连接成整体；滑梁3于四角贯穿可在液压机构的立柱11上下滑动，滑行范围由液压机构行程决定。

本实施方式中，滑行轨道5上端与液压机构滑梁3的下表面相连，其下端与滑梁辅助板22上表面相连，不仅能为起落架系统的自由下落运动提供了运动轨迹，保证在试验测试过程中滑行轨道5的稳定性、降低结构振动外，还能通过滑梁3的上下运动实现接地滑跑、滑跑起飞等运动状态的测试试验；

本实施方式中，吊篮系统4可借助滑行轨道5做上下微阻力滑动，并通过卡扣锁15与卡槽14的拦截和释放操作实现吊篮运动和停止的操作，其中卡扣锁15可根据试验测试要求采用手动归位或者电气阀控制。当起落架系统下落到多功能冲击平台的内嵌台面6或者飞轮台面12表面的瞬间，传感元件将信号传递至总控制系统控制卡扣锁15中气缸活塞杆做伸出动作，活塞杆末端挡块卡在卡槽14中以实现位置锁定，液压机构的滑梁3与落体系统经由卡扣锁15上锁而形成一个整体后再逐渐下降，实现着陆接地阶段飞机升力逐渐消失的过程测试。

具体地，当卡扣锁15未上锁时，吊篮系统4带动起落架结构做自由落体运动，直至起落架轮胎与多功能冲击台面接触的瞬间，以此模拟飞机着陆接地冲击的过程；当卡扣锁15上锁时，吊篮系统4与滑行轨道5位置固定，由滑梁3带动继续向下以特定速度下降，以此模拟飞机着陆接地后升力逐渐减小的过程。

本实施方式中，磁吸装置13为无锡佳磁机械设备有限公司生产的起重电磁铁。

本实施方式中，在整个测试装置的外围设置环境箱，可以模拟温度、(紫外)光照等不同服役环境下机场道面的受力特性。

具体实施方式二：结合图1和图4说明本实施方式，本实施方式的路面测试平台组件包括内嵌台面6和四个三向测力传感器7，内嵌台面6通过四个角点处的三向测力传感器7固定在多功能冲击平台底板8的一端，内嵌台面6中部设置有一个矩形的道面结构安置槽16，所述道面结构安置槽16内放置有真实材料铺筑成的路面结构。如此设置，内嵌台面6的道面结构安置槽16内若放置真实筑路材料组成的道面结构，通过在道面结构中预先埋置传感元件的方式可以实现多运动状态起落架系统对机场道面内部力学响应的影响规律，如此反复试验测试后还能获取到机场道面所采用的筑路材料的性能衰变规律，为机场道面的材料优用和结构设计提供技术支撑。其它组成和连接关系与具体实施方式一相同。

本实施方式中，内嵌台面6为中心设有一矩形凹槽的平面板，其下四角处与三向测力传感器7连接，其道面结构安置槽16内可放置由筑路材料铺筑成的真实路面结构，在道面结构内部可以埋设多种类型的智能感知元件，当多运动状态下起落架轮胎作用与台面接触以后，二者的交互作用会由设备本身配备的数据采集系统和道面结构内嵌的感知元件获取，以便于多角度评价和预测多运动状态飞机荷载作用下机场道面的服役性能。

具体实施方式三：结合图1和图4说明本实施方式，本实施方式的飞轮测试平台组件包括飞轮台面12、滚轮驱动电机18、两个滚轮17和四个三向测力传感器7，飞轮台面12通过四个角点处的三向测力传感器7固定在多功能冲击平台底板8的另一端，飞轮台面12中部按照起落架轮组的尺寸和间距设置两个预留矩形孔位，飞轮台面12与多功能冲击平台底板8之间设置有滚轮驱动电机18，滚轮驱动电机18的电机轴上并排安装有两个滚轮17，两个滚轮17分别与飞轮台面12的两个预留矩形孔位一一对应，两个滚轮17的上表面与飞轮台面12的上表面齐平。如此设置，飞轮台面12结构中滚轮17的转速可以模拟飞机与道面之间相对速度的不同水平，通过更换滚轮17表面裹附带的粗糙程度实现航空轮胎与机场道面之间摩擦系数的不同水平。飞轮台面12中部设置两个预留矩形孔位，便于滚轮17的安装和提供操作空间。其它组成和连接关系与具体实施方式一或二相同。

本实施方式中，多功能冲击平台底板8上表面等间距预留了三向测力传感器7及其支撑柱的安装孔位，当想测试多运动状态下起落架轮胎的接地压力特性时，可将内嵌台面6和飞轮台面12拆除后，在合适位置安装表面光滑处理过的刚板台面，其上铺设高精度轮胎压力分布测量传感器，可以实现着陆冲击、滚动、转弯等运动状态下轮胎与刚性道面之间的接触面特性测量和量化分析。

具体实施方式四：结合图1、图3和图5说明本实施方式，本实施方式的起落架夹具组件包括阻力支柱夹具19、减震支柱端夹具20和侧支柱夹具21，阻力支柱夹具19、减震支柱端夹具20侧部开设有预留轴孔，减震支柱端夹具20底部设置有直线轨道，所述预留轴孔用于与起落架系统连接，所述直线轨道用于与吊篮系统4实现滑移，阻力支柱夹具19和减震支柱端夹具20侧部设置的预留轴孔同轴布置，阻力支柱夹具19和减震支柱端夹具20侧部设置的预留轴孔的轴线与吊篮系统4下表面宽度方向上的中线平行，阻力支柱夹具19和减震支柱端夹具20均通过底部设置的直线轨道沿吊篮系统4下表面长度方向实现前后滑移，侧支柱夹具21位于阻力支柱夹具19和减震支柱端夹具20的侧部，侧支柱夹具21的预留轴孔的轴线与吊篮系统4下表面长度方向上的中线平行，侧支柱夹具21通过底部设置的直线轨道沿吊篮系统4下表面宽度方向实现左右滑移。如此设置，起落架装置通过滑梁辅助板22中部的预留孔位，借助阻力支柱夹具19、减震支柱端夹具20和侧支柱夹具21固定在吊篮系统4的下表面，起落架夹具可分别通过吊篮系统4下表面的滑轨进行位置调节，从而实现不同俯仰角度、滚转角度、偏航角度的模拟测试。其它组成和连接关系与具体实施方式一、二或三相同。

本实施方式中，起落架夹具组件与吊篮系统4之间有可以实现滑移的直线轨道，起落架夹具组件与起落架结构独立，不仅结构简单，且便于拆卸和更换。

本实施方式中，阻力支柱夹具19、减震支柱端夹具20和侧支柱夹具21上的直线轨道沿夹具底部长度方向的中心线布置，吊篮系统4底部的直线轨道按照俯仰角、滚转角和偏航角均为0°情况下的起落架尺寸布置。固定方式为螺钉/螺栓固定。

结合图5至图8，本实施方式中，起落架不同俯仰角的调整过程为：

固定减震支柱端夹具20不动，将阻力支柱夹具19更换为带有一定弯折角度的夹具结构23，并调整侧支柱夹具21向起落架前进方向移动，以此带动起落架的上阻力支柱和下阻力支柱运动，从而实现飞机仰角的变换；同理，固定阻力支柱夹具19不动，将减震支柱端夹具20更换为带有一定弯折角度的夹具结构23，并调整侧支柱夹具21向起落架后退方向移动，以此带动起落架的上阻力支柱和下阻力支柱运动，从而实现飞机俯角的变换；

结合图5至图8，本实施方式中，起落架不同滚转角的调整过程为：

将侧支柱夹具21更换为带有一定弯折角度的夹具结构23，调整阻力支柱夹具19和减震支柱端夹具20向垂直于起落架前进方向移动，以此带动起落架的收放侧支柱9的左右运动，从而实现飞机滚转角的变换；

结合图5至图8，本实施方式中，起落架不同偏航角的调整过程为：

将阻力支柱夹具19、减震支柱端夹具20和侧支柱夹具21分别更换成三个旋转组合体夹具，三个旋转组合体夹具的上固定座24上表面均与吊篮系统4的下表面相连，三个旋转组合体夹具的下固定轨25分别与起落架的主横梁、辅横梁或主纵梁相连，调整时，通过旋转钢珠26旋转上固定座24和下固定轨25之间的角度，可实现起落架水平向的转动来模拟起落架不同偏航角的调整。

结合图8，本实施方式中，旋转组合体夹具包括上固定座24、下固定轨25和旋转钢珠26，下固定轨25为T型块状结构，下固定轨25下表面加工成圆弧面，下固定轨25上表面中部一体式锻造有旋转钢珠26，旋转钢珠26与下固定轨25之间通过变截面回转体结构连接，下固定轨25和旋转钢珠26为一体式锻造，保障了结构的整体性；上固定座24为分体式结构，上固定座24包括左固定块、右固定块和多个连接件，左固定块和右固定块并排布置，左固定块通过多个连接件与右固定块可拆卸连接，左固定块和右固定块上均加工有与旋转钢珠26及变截面回转体结构匹配的凹槽，旋转钢珠26置于左固定块和右固定块组合后形成的钢珠容纳腔体内，旋转钢珠26外表面与钢珠容纳腔体内表面之间采用紧配合，在保证二者之间在外力作用下能够进行相对转动的同时，还具有锁紧功能，保证二者之间可以在任意位置相对固定。

此外，下固定轨25的耳片也可更换成带有一定弯折角度的夹具结构23，进而实现俯仰角、滚转角和偏航角组合的复杂运动姿态模拟。

具体实施方式五：结合图1和图3说明本实施方式，本实施方式的起重机构2包括缆绳、锁钩和升降电机，锁钩与磁吸装置13的预留吊挂孔连接，缆绳一端与锁钩连接，上横梁10和滑梁3中部分别设置有两个相对布置的矩形贯穿孔位，缆绳另一端依次穿过滑梁3和上横梁10的矩形贯穿孔位缠绕在升降电机的电机轴上，升降电机安装在上横梁10上表面中部。如此设置，起重机构2由缆绳、锁钩和升降电机构成，从下至上经由滑梁3和上横梁10的预留孔位穿过固定在上横梁10的上表面，下端锁钩与磁吸装置13相连，以提升吊篮及起落架系统，实现落体系统的提升和释放功能。其它组成和连接关系与具体实施方式一、二、三或四相同。

本实施方式中，为了便于起重机构2的安装和拆卸，在双液压缸1的中间设置有一矩形贯穿孔位，滑梁3设置有一矩形贯穿孔位，位置与液压机上横梁10的矩形贯穿孔位对应。

本实施方式中，磁吸装置13布置在吊篮系统4的上表面，其上表面预留吊挂孔，便于与起重机构2的锁钩相连。

本实施方式中，液压机构的上横梁10与滑梁3的中部挖空，以便于起重机构2的安装和固定，预留孔形状不限于矩形，且不宜留有过多富余空间，否则会影响板的受力分布。

本实施方式中，缆绳还可以替换成锚链链条。

具体实施方式六：结合图1和图3说明本实施方式，本实施方式的吊篮系统4包括上钢板、下钢板和四个空心筒，上钢板和下钢板由上至下依次水平布置，上钢板和下钢板的四角处分别通过竖直布置的四个空心筒连接，上钢板和下钢板均设置有与四个空心筒的内孔连通的圆形贯穿孔位，上钢板和下钢板均通过多个圆形贯穿孔位与四个滑行轨道5可滑动连接。如此设置，空心筒的内径与滑行轨道5的外径保持一致，以便其在滑行轨道上可以自由下落。其它组成和连接关系与具体实施方式一、二、三、四或五相同。

具体实施方式七：结合图1和图3说明本实施方式，本实施方式的每个滑行轨道5内侧由上至下依次设置若干等距排列的卡槽14，所述卡槽14的开口上端面尺寸与卡扣锁15的锁块平面大小保持一致。如此设置，卡扣锁15固定在吊篮4的下钢板上表面，平面位于卡槽14开口相对的两个空心筒之间，实现吊篮4与滑行轨道5之间的滑动和锁定。其它组成和连接关系与具体实施方式一、二、三、四、五或六相同。

具体实施方式八：结合图1和图3说明本实施方式，本实施方式的吊篮系统4的每个空心筒内侧底部均设置有一预留槽位，所述预留槽位的槽口尺寸与卡扣锁15的锁块外尺寸保持一致。其它组成和连接关系与具体实施方式一、二、三、四、五、六或七相同。

具体实施方式九：结合图1和图3说明本实施方式，本实施方式的吊篮系统4还包括配重块，吊篮系统4下钢板的上表面预留配重块的柱杆，吊篮系统4下钢板的上表面放置配重块，所述配重块通过其上预留贯通孔套装在柱杆上，吊篮系统4下钢板四周配有安全挡板。如此设置，通过改变吊篮系统4下钢板的上表面放置的配重块的大小和数量，以实现不同飞机运动质量的模拟测试。其它组成和连接关系与具体实施方式一、二、三、四、五、六、七或八相同。

具体实施方式十：结合图1至图5说明本实施方式，本实施方式的一种基于具体实施方式九所述多运动状态下飞机起落架系统综合加载试验装置的试验方法，所述试验方法是通过以下步骤实现的，

首先，通过起重机构2和磁吸装置13将带有起落架结构的吊篮系统4提升至预定高度，记录位移传感器的初始位移，并在吊篮系统4的柱杆上放置预定的配重块以模拟飞机有效着陆重量，并通过滚轮驱动电机18将滚轮17转动到预设的速度以模拟飞机着陆接地的水平速度；

然后，释放磁吸装置13使落体系统释放做自由落体运动，当起落架轮胎与滚轮17接触的瞬间，卡扣锁15弹出挡块卡在卡槽14中以实现位置锁定，即吊篮系统4与滑行轨道5位置固定形成落体系统；

最后，由滑梁3带动落体系统继续向下以特定速度下降，直至起落架轮胎达到特定转动速度或者静止后完成一次试验测试，至此，完成了飞机着陆接地以及接地滑跑两个连续的运动阶段试验。如此设置，在此过程中可以通过传感元件获得整个运动过程的吊篮系统4的位移、加速度，冲击平台的三向荷载，轮胎转速及压缩量等测试数据，为同工况下仿真结果的验证提供数据支撑，有利于机场道面(水泥道面、沥青道面)的结构优化、材料优选和使用寿命提升，最终探究多运动状态飞机起落架与机场道面之间的交互作用机制。其它组成和连接关系与具体实施方式的一、二、三、四、五、六、七、八或九相同。

工作原理

结合图1至图5说明本发明的多运动状态下飞机起落架系统综合加载试验装置的工作原理：先将工作台9、滑梁3、滑梁辅助板22与上横梁10安装在立柱11上搭出设备框架，再将双液压缸1安装在上横梁10的上表面连接成整体，通过滑梁3和上横梁10中间预留的孔位将起重机构2由下至上安装在上横梁10上表面进行固定。其次，将吊篮系统4与四角处的滑行轨道5进行连接，并将四根滑行轨道5分为两组，每组内滑行轨道5的卡槽14向内侧相对，便于卡扣锁15的安装和卡位，通过安装在吊篮系统4上表面的磁吸装置13上的吊挂孔与起重机构2的锁钩连接，然后将滑梁辅助板22移动到预设位置使其与滑行轨道5的下表面相连；将起落架装置分别与阻力支柱夹具19、起落架减震支柱端夹具20、起落架侧支柱夹具21连接后，再通过吊篮系统4下表面的滑轨连接以形成整体。然后，通过工作台9上表面的直线导轨将多功能冲击平台底板8安装在工作台9上，在预设的位置由下至上地安装八根支撑柱及三向测力传感器7，并对其进行分组处理，左侧一组的三向测力传感器7上连接内嵌台面6即可，右侧一组需要先将滚轮17及其配套的滚轮驱动电机18连接在飞轮台面12的下表面形成整体后，再将飞轮台面12与三向测力传感器连接形成整体。最后，分别在吊篮系统4、起落架装置、多功能冲击平台上布设传感元件以获取位移、加速度、轮胎转速、变形量等参数，并与电机等线缆汇总后连接到总控制系统上，完成本实验装置的整体安装和搭建。

以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (10)

1.一种多运动状态下飞机起落架系统综合加载试验装置，其特征在于：它包括液压机构、升降及吊篮总成、多功能冲击平台和起落架夹具组件，液压机构包括双液压缸(1)、滑梁(3)、工作台(9)、上横梁(10)、滑梁辅助板(22)和四个立柱(11)，上横梁(10)、滑梁(3)、滑梁辅助板(22)和工作台(9)由上至下依次水平布置，上横梁(10)和工作台(9)的四角处分别通过竖直布置的四个立柱(11)连接，滑梁(3)和滑梁辅助板(22)均通过四角处的预留贯穿孔可滑动安装在四个立柱(11)上，滑梁辅助板(22)中部设置有一个预留孔位，所述预留孔位能够允许安装在升降及吊篮总成上的起落架系统顺利通过，上横梁(10)上表面安装有竖直且对称布置的双液压缸(1)，双液压缸(1)的两个活塞杆端部均穿过上横梁(10)并与滑梁(3)上表面连接，滑梁(3)和滑梁辅助板(22)之间设有升降及吊篮总成，升降及吊篮总成包括起重机构(2)、吊篮系统(4)、磁吸装置(13)、两个卡扣锁(15)和四个滑行轨道(5)，滑梁(3)和滑梁辅助板(22)的四角处分别通过竖直布置的四个滑行轨道(5)连接，吊篮系统(4)位于滑梁(3)和滑梁辅助板(22)之间，吊篮系统(4)通过四角处的预留贯穿孔可滑动安装在四个滑行轨道(5)上，吊篮系统(4)下表面安装有起落架夹具组件，吊篮系统(4)上表面中部布置有磁吸装置(13)，磁吸装置(13)上表面预留吊挂孔，起重机构(2)与磁吸装置(13)的预留吊挂孔连接，起重机构(2)安装在安装在上横梁(10)上表面中部，吊篮系统(4)上安装有两个卡扣锁(15)，吊篮系统(4)通过两个卡扣锁(15)与对应的滑行轨道(5)可拆卸连接，滑梁辅助板(22)和工作台(9)之间设置有多功能冲击平台，多功能冲击平台包括多功能冲击平台底板(8)、路面测试平台组件和飞轮测试平台组件，多功能冲击平台底板(8)位于工作台(9)上表面，多功能冲击平台底板(8)下表面设置有滑轨，多功能冲击平台底板(8)通过滑轨与工作台(9)上的预留滑槽可滑动连接，多功能冲击平台底板(8)上表面由左至右依次设置有路面测试平台组件和飞轮测试平台组件。

2.根据权利要求1所述的多运动状态下飞机起落架系统综合加载试验装置，其特征在于：路面测试平台组件包括内嵌台面(6)和四个三向测力传感器(7)，内嵌台面(6)通过四个角点处的三向测力传感器(7)固定在多功能冲击平台底板(8)的一端，内嵌台面(6)中部设置有一个矩形的道面结构安置槽(16)，所述道面结构安置槽(16)内放置有真实材料铺筑成的路面结构。

3.根据权利要求1或2所述的多运动状态下飞机起落架系统综合加载试验装置，其特征在于：飞轮测试平台组件包括飞轮台面(12)、滚轮驱动电机(18)、两个滚轮(17)和四个三向测力传感器(7)，飞轮台面(12)通过四个角点处的三向测力传感器(7)固定在多功能冲击平台底板(8)的另一端，飞轮台面(12)中部按照起落架轮组的尺寸和间距设置两个预留矩形孔位，飞轮台面(12)与多功能冲击平台底板(8)之间设置有滚轮驱动电机(18)，滚轮驱动电机(18)的电机轴上并排安装有两个滚轮(17)，两个滚轮(17)分别与飞轮台面(12)的两个预留矩形孔位一一对应，两个滚轮(17)的上表面与飞轮台面(12)的上表面齐平。

4.根据权利要求3所述的多运动状态下飞机起落架系统综合加载试验装置，其特征在于：起落架夹具组件包括阻力支柱夹具(19)、减震支柱端夹具(20)和侧支柱夹具(21)，阻力支柱夹具(19)、减震支柱端夹具(20)侧部开设有预留轴孔，减震支柱端夹具(20)底部设置有直线轨道，所述预留轴孔用于与起落架系统连接，所述直线轨道用于与吊篮系统(4)实现滑移，阻力支柱夹具(19)和减震支柱端夹具(20)侧部设置的预留轴孔同轴布置，阻力支柱夹具(19)和减震支柱端夹具(20)侧部设置的预留轴孔的轴线与吊篮系统(4)下表面宽度方向上的中线平行，阻力支柱夹具(19)和减震支柱端夹具(20)均通过底部设置的直线轨道沿吊篮系统(4)下表面长度方向实现前后滑移，侧支柱夹具(21)位于阻力支柱夹具(19)和减震支柱端夹具(20)的侧部，侧支柱夹具(21)的预留轴孔的轴线与吊篮系统(4)下表面长度方向上的中线平行，侧支柱夹具(21)通过底部设置的直线轨道沿吊篮系统(4)下表面宽度方向实现左右滑移。

5.根据权利要求4所述的多运动状态下飞机起落架系统综合加载试验装置，其特征在于：起重机构(2)包括缆绳、锁钩和升降电机，锁钩与磁吸装置(13)的预留吊挂孔连接，缆绳一端与锁钩连接，上横梁(10)和滑梁(3)中部分别设置有两个相对布置的矩形贯穿孔位，缆绳另一端依次穿过滑梁(3)和上横梁(10)的矩形贯穿孔位缠绕在升降电机的电机轴上，升降电机安装在上横梁(10)上表面中部。

6.根据权利要求1或5所述的多运动状态下飞机起落架系统综合加载试验装置，其特征在于：吊篮系统(4)包括上钢板、下钢板和四个空心筒，上钢板和下钢板由上至下依次水平布置，上钢板和下钢板的四角处分别通过竖直布置的四个空心筒连接，上钢板和下钢板均设置有与四个空心筒的内孔连通的圆形贯穿孔位，上钢板和下钢板均通过多个圆形贯穿孔位与四个滑行轨道(5)可滑动连接。

7.根据权利要求6所述的多运动状态下飞机起落架系统综合加载试验装置，其特征在于：每个滑行轨道(5)内侧由上至下依次设置若干等距排列的卡槽(14)，所述卡槽(14)的开口上端面尺寸与卡扣锁(15)的锁块平面大小保持一致。

8.根据权利要求7所述的多运动状态下飞机起落架系统综合加载试验装置，其特征在于：吊篮系统(4)的每个空心筒内侧底部均设置有一预留槽位，所述预留槽位的槽口尺寸与卡扣锁(15)的锁块外尺寸保持一致。

9.根据权利要求8所述的多运动状态下飞机起落架系统综合加载试验装置，其特征在于：吊篮系统(4)还包括配重块，吊篮系统(4)下钢板的上表面预留配重块的柱杆，吊篮系统(4)下钢板的上表面放置配重块，所述配重块通过其上预留贯通孔套装在柱杆上，吊篮系统(4)下钢板四周配有安全挡板。

10.一种基于权利要求9所述多运动状态下飞机起落架系统综合加载试验装置的试验方法，其特征在于：所述试验方法是通过以下步骤实现的，

首先，通过起重机构(2)和磁吸装置(13)将带有起落架结构的吊篮系统(4)提升至预定高度，记录位移传感器的初始位移，并在吊篮系统(4)的柱杆上放置预定的配重块以模拟飞机有效着陆重量，并通过滚轮驱动电机(18)将滚轮(17)转动到预设的速度以模拟飞机着陆接地的水平速度；

然后，释放磁吸装置(13)使落体系统释放做自由落体运动，当起落架轮胎与滚轮(17)接触的瞬间，卡扣锁(15)弹出挡块卡在卡槽(14)中以实现位置锁定，即吊篮系统(4)与滑行轨道(5)位置固定形成落体系统；

最后，由滑梁(3)带动落体系统继续向下以特定速度下降，直至起落架轮胎达到特定转动速度或者静止后完成一次试验测试，至此，完成了飞机着陆接地以及接地滑跑两个连续的运动阶段试验。

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