CN117163319B - 飞机地面试验用航空轮胎动力学特性测试方法及装备 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了飞机地面试验用航空轮胎动力学特性测试方法及装备，所述方法包括：S1、预试验，获得F~s曲线，S2、矫正试验载荷力，S3、结果计算，得到航空轮胎的刚度、阻尼系数，本发明通过航空轮胎侧滑的判定，可以矫正试验载荷力，避免影响刚度与阻尼的测试结果；通过加载位移±10%，可以表征航空轮胎的弹性变形特征，使拟合获得的载荷/位移曲线近似为直线，提高计算结果精度；且按照航空轮胎未发生侧滑的最大位移80%进行加载，既兼顾了阻尼测算的需要，也能获得拟合较好的线性段进行刚度计算，能够有利于对航空轮胎力学特性进行科学且合理地计算。
Description
技术领域
本发明涉及飞机测试技术领域，具体涉及飞机地面试验用航空轮胎动力学特性测试试验方法及装备。
背景技术
由于起落架缓冲系统由缓冲器支柱和轮胎两部分组成，设计合理的航空轮胎作为飞机重要承力部件同时还应具有吸收震动、抑制摆振、转弯操纵等功能。飞机在滑跑、着陆过程中产生三个轴的力(航向力Fx、侧向力Fy、垂向力Fz)与绕三个轴的力矩(倾翻力矩Mx、滚阻力矩My、回正力矩Mz)，符合右手坐标系原则。“六分力”的提出基于轮胎与跑道接触面之间复杂变形与受力状态下的动力学问题，是起落架缓冲系统、转弯操纵系统分析与设计的重要因素。
目前轮胎设计依然使用经验公式，这往往忽略了轮胎在设计水平、轮胎结构、材料属性、制造工艺等方面不同轮胎的差异性，直接照搬经验，将给分析带来更大误差甚至错误的结果。
当轮胎在触地面未发生滑移的条件下，轮胎侧向、纵向、扭转曲线负荷-变形曲线具有滞回特性；对整个加载周期使用线性拟合明显是不合适的，而多项式拟合虽然能够描述轮胎的刚度随变形位移的变化规律，但其在比较不同轮胎之间的刚度性能时较为困难。因此，为了进行飞机起落架缓冲系统、转弯操纵系统分析和稳定性判定，轮胎刚度、阻尼系数的准确测定是十分必要的，目前尚无成熟的航空轮胎六分力测试与处理方法。
发明内容
因此，本发明提供一种飞机地面试验用航空轮胎动力学特性测试方法及装备。
本发明的技术方案是：飞机地面试验用航空轮胎动力学特性测试方法，所述动力学特性包括航空轮胎的刚度k以及航空轮胎的阻尼系数ξ，所述航空轮胎的刚度k包括侧向刚度ks、纵向刚度k1和扭转刚度kxy，所述航空轮胎的阻尼系数ξ包括侧向阻尼系数、纵向阻尼系数和扭转阻尼系数，
包括以下步骤：
S1、预试验：
向航空轮胎施加径向目标载荷力Fz，然后向航空轮胎施加侧向载荷力Fs或纵向载荷力F1或扭矩Mxy，利用六维力传感器进行测量，得到预试验F～s曲线，其中，F代表载荷力，包括侧向载荷力Fs、纵向载荷力F1、扭矩Mxy，s代表航空轮胎变形产生的位移；
S2、矫正试验载荷力：
根据步骤S1得到的预试验F～s曲线，判断航空轮胎是否存在侧滑；
若是，则找出航空轮胎存在侧滑的载荷临界值，取载荷临界值的80％，作为设定加载载荷力；若否，则认定预试验中所加载的载荷力F为设定加载载荷力；
S3、结果计算：
根据步骤S2得到的设定加载载荷力，进行航空轮胎的刚度阻尼试验，得到载荷-变形曲线；在载荷-变形曲线中，找出曲线上位移最大值Smax、位移最小值Smin，取位移最大值Smax、位移最小值Smin的位移中点作为D点，分别找出Smax数值的10％、Smin数值的10％在位移曲线上的两个点，对应作为U点和L点；
利用下述公式(1)计算航空轮胎的刚度k、利用公式(2)计算航空轮胎的阻尼系数ξ：
其中：k为航空轮胎的刚度；ξ为航空轮胎的阻尼系数；SD为D点位移，SU为U点位移，SL为L点位移，FU为U点载荷值、FL为L点载荷值， 为s等于零时的载荷值，Fmax为最大载荷值、Fmin为最小载荷值。
说明：上述方法可以矫正试验载荷力，避免航空轮胎产生滑移影响刚度与阻尼的测试结果；通过加载位移±10％，可以表征航空轮胎的弹性变形特征，使拟合获得的载荷/位移曲线近似为直线，提高计算结果精度；试验过程中航空轮胎的局部变形是客观存在的，航空轮胎产生局部滑移状态下的阻尼测算，对于实际动力学分析而言是最有效果的；因此按照航空轮胎未发生侧滑的最大位移80％进行加载，既兼顾了阻尼测算的需要，也能获得拟合较好的线性段进行刚度计算；因此通过矫正测试以及计算，能够有利于航空轮胎力学特性科学且合理地计算。
进一步地，所述航空轮胎的刚度k还包括径向刚度kz；
步骤S1中预试验包括以下步骤：
S1-1、径向刚度预试验：
在地面上固定飞轮，将航空轮胎安装在飞轮的正上方，二者距离为20～30mm；控制所述飞轮为静态锁定或旋转至预定转速；所述预定转速为10～15r/min；
然后向航空轮胎按照10kN/s～50kN/s的加载速度施加径向目标载荷力Fz，使航空轮胎向下移动，航空轮胎与飞轮接触后，利用六维力传感器采集得到径向目标载荷力Fz对应的径向压缩量sz数据，利用最小二乘法拟合得到Fz～sz曲线，所述Fz～sz曲线的斜率即为航空轮胎在设定充气压力下的径向刚度kz；
S1-2、侧向/纵向/扭转刚度阻尼预试验：
在设定充气压力下，按照步骤S1的方法向航空轮胎施加径向目标载荷力Fz；然后同时向航空轮胎循环交替施加侧向载荷力Fs、纵向载荷力F1、扭矩Mxy，
航空轮胎与飞轮接触后，采集侧向载荷力Fs、纵向载荷力F1、扭矩Mxy以及其对应的位移数据，其中，位移数据包括侧向位移s1、纵向位移s2、角位移θxy；然后分别得到多组F～s曲线，然后卸载径向目标载荷力Fz；其中，Fs<|Fs|max，|Fs|max为最大侧向载荷，F1<|F1|max，|F1|max为最大纵向载荷，Mxy<0.8|Mxy|max，|Mxy|max为最大扭矩。
说明：上述试验方法能够有效地对轮胎的六维力学特性进行测定。
进一步地，步骤S1-1中，所述径向目标载荷力Fz的确定方法为：Fz＝(0.1～0.9)×额定载荷F0，所述额定载荷F0的取值范围为10kN～500kN。
说明：通过上述设定径向目标载荷力的方法，能够安全且有效进行试验过程，避免过载，使得到的Fz～sz曲线更加具有分析的意义。
进一步地，根据预试验F～s曲线，判断航空轮胎是否存在侧滑并找出航空轮胎存在侧滑的载荷临界值的方法为：
S2-1、判断是否存在侧滑：
在预试验F～s曲线中画出载荷变化率线，找到载荷的变化率值开始下降至载荷的变化率值下降为0的曲线段，若所述曲线段存在，即认为航空轮胎存在侧滑，且认为变化率值开始下降的点为滑移点、变化率值下降为0的点为侧滑点；否则认为航空轮胎不存在侧滑；
S2-2、取载荷的变化率值下降为0的点对应位移s的载荷力F，作为载荷临界值。
说明：上述方法能够针对轮胎测试过程中的负载与位移的关系，准确地进行判断航空轮胎是否发生滑移，进而便于后续分析计算。
进一步地，所述动力学特性还包括航空轮胎的侧向偏移λ0、航空轮胎的滚动松弛长度Lλ，所述航空轮胎的侧向偏移λ0、航空轮胎的滚动松弛长度Lλ的测定方法为：
首先在飞轮轮面布置n条压力毯，当不向航空轮胎施加扭矩时，压力毯的受挤压方向与飞轮滚动方向一致；当向航空轮胎施加一定的扭矩时，航空轮胎与飞轮接触区域产生侧滑；
利用压力毯测得接触区域随航空轮胎滚动与滑移产生的动态侧向位移λ，侧滑稳定后的侧向偏移λ0；
测得所布置的n条压力毯的侧向位移λi，对所述侧向位移λi进行曲线拟合，其中，i＝1～n，得到航空轮胎中心线滚动数据，再通过下述指数曲线公式(3)拟合该航空轮胎中心线轨迹，得到航空轮胎的滚动松弛长度Lλ；
式中，S1为航空轮胎的滚动距离；λ0为航空轮胎稳定后的侧向偏移；h0为航空轮胎触地半长。
说明：上述测试方法，可以利用压力毯对航空轮胎的侧向偏移λ0、航空轮胎的滚动松弛长度Lλ进行测定，以便于对真实航空轮胎航向起转、回弹载荷、转弯操纵等特定情况下的力学进行分析参考。
本发明还提供了上述飞机地面试验用航空轮胎动力学特性测试方法所用的装备，包括试验架台、径向加载平台、试验件以及飞轮，
所述试验架台包括多个垂直于地面设置的导向立柱以及设在多个所述导向立柱顶端的顶杆，所述径向加载平台通过伸缩机构连接在所述顶杆下方，
所述试验件位于所述径向加载平台下方，试验件包括垂直于地面的航空轮胎、平行于地面的连接板块以及用于连接所述航空轮胎与所述连接板块的垂直板；所述垂直板与所述连接板块垂直并固定，垂直板上固定有用于测试航空轮胎六维力的六维力传感器，航空轮胎与垂直板之间通过轴杆转动连接，
连接板块顶端连接有移动盒，移动盒与径向加载平台底面限位滑动连接，所述径向加载平台上设有用于使试验件发生侧向移动或纵向移动或扭转的伸缩驱动件，所述飞轮位于所述试验件正下方，且飞轮通过固定架设置在地面上。
说明：上述设置为六分力的测试提供了简化的设备，且易于安装。
进一步地，所述移动盒包括依次卡接的顶板、转向圈以及底板，
所述转向圈内设有连接杆以及互相啮合且用于使所述航空轮胎发生扭转的齿轮与齿条，
所述齿轮套设在连接杆上，且所述连接杆上端与顶板转动连接，连接杆下端贯穿底板并与其转动连接，连接杆下端设有卡块，所述齿条与顶板滑动限位连接；
所述连接板块上设有用于与所述卡块限位滑动连接的滑槽；
所述连接板块与所述底板沿所述滑槽方向滑动限位连接，
所述齿条下方设有用于使所述航空轮胎发生纵向位移的导通管，所述导通管的两端分别贯穿转向圈侧壁并与其固定连接；
所述导通管两端的内部分别滑动限位设有利用伸缩驱动件推动的第一塞杆、用于推动连接板块沿所述滑槽方向滑动的第二塞杆；
所述伸缩驱动件包括推杆件，所述推杆件包括用于推动顶板使航空轮胎发生侧向位移的第一推杆、用于推动齿条使航空轮胎发生转动位移的第二推杆、用于推动第一塞杆使航空轮胎发生纵向位移的第三推杆，所述第一推杆、第二推杆与第三推杆上均设有磁块。
说明：通过上述设置，可以将伸缩驱动件设置在同一侧面，便于安装与检修，可以减少人员操作的危险性，且通过顶板以及转向圈能够便于对航空轮胎进行转向、移动。
进一步地，所述第一推杆、所述第二推杆、所述第三推杆分别与一个电动推杆通过磁块连接并由所述电动推杆驱动。
说明：通过磁块连接可以实现推动与复位，且在试验件旋转时可以断开连接。
进一步地，所述第一推杆、所述第二推杆、所述第三推杆通过同一个电动推杆驱动，所述电动推杆具有磁性，且所述电动推杆驱动安装在一个升降器上。
说明：通过一个电动推杆以及一个升降器，可以减少电动推杆的使用。
进一步地，所述试验架台上设有用于支撑所述径向加载平台的支托台。
说明：支托台可以在径向加载平台施加稳定后，对其起到支撑作用，减少对伸缩机构的作用力，减少损耗。
本发明的有益效果是：
(1)本发明可以矫正试验载荷力，进行轮胎侧滑、局部滑移判定，可以避免航空轮胎产生滑移，影响刚度与阻尼的测试结果；通过加载位移±10％，可以表征航空轮胎的弹性变形特征，使拟合获得的载荷/位移曲线近似为直线，提高计算结果精度；试验过程中航空轮胎的局部变形是客观存在的，航空轮胎产生局部滑移状态下的阻尼测算，对于实际动力学分析而言，最有效果；因此按照航空轮胎未发生侧滑的最大位移80％进行加载，既兼顾了阻尼测算的需要，也能获得拟合较好的线性段进行刚度计算；因此通过矫正测试以及计算，能够有利于航空轮胎力学特性科学且合理地计算，该试验方法提供了轮胎横向对比的标准，便于分析计算；
(2)本发明通过在航空轮胎滚动条件下施加比较全面的载荷谱，可考虑真实飞机承载状况，如航向起转、回弹载荷、转弯操纵等特定载荷可以加在被试结构上；具有试验加载点少，航空轮胎支撑条件更准确，航空轮胎支持面处的受载经过解耦，试验所得航空轮胎动力学参数更为准确，测试控制方案相对简单，可使试验设备简化的优点，进而测定航空轮胎径向、侧向、纵向和扭转刚度及侧向、纵向和扭转阻尼系数，为飞机起落架缓冲系统、转弯操纵系统性能分析和飞机滑跑稳定性判定提供数据支撑；
(3)本发明还可开展航空轮胎的侧向偏移λ0、航空轮胎的滚动松弛长度Lλ的测定；以便于对真实航空轮胎航向起转、回弹载荷、转弯操纵等特定情况下的力学分析参考；
(4)本发明中移动盒、伸缩驱动件可以将推动驱动机构设置在同一侧面，便于安装与检修，可以减少人员操作的危险性，且通过顶板以及转向圈能够便于对航空轮胎进行转向、移动；通过电动推杆以及升降器，可以减少电动推杆的使用，可以节约设备的使用。
附图说明
图1是本发明的测试方法流程示意图；
图2是本发明载荷-变形曲线图；
图3是本发明航空轮胎滑移、侧滑状态说明图；
图4是本发明航空轮胎中心线轨迹图；
图5是本发明实施例3实际试验过程中航空轮胎侧滑、局部滑移判定图；
图6是本发明实施例1的设备结构示意图；
图7是本发明实施例2的设备结构示意图；
图8是本发明实施例2移动盒以及试验件外观示意图；
图9是本发明实施例2移动盒内部结构示意图；
图10是本发明实施例2移动盒外观示意图；
图11是本发明实施例2底板与连接板块装配示意图；
其中，1-试验架台，11-伸缩机构，12-径向加载平台，121-支托台，13-移动盒，131-顶板，132-转向圈，133-连接杆，134-底板，135-齿轮，136-齿条，137-第一塞杆，138-导通管，139-第二塞杆，14-伸缩驱动件，15-连接板块，16-六维力传感器，17-航空轮胎，2-固定架，21-飞轮。
具体实施方式
下面结合具体实施方式来对本发明进行更进一步详细的说明，以更好地体现本发明的优势。
实施例1：如图7所示，飞机地面试验用航空轮胎动力学特性测试装备，包括试验架台1、径向加载平台12、试验件以及飞轮21，所述试验架台1上设有用于支撑所述径向加载平台12的支托台121；
所述试验架台1包括多个垂直于地面设置的导向立柱以及设在多个所述导向立柱顶端的顶杆，所述径向加载平台12通过伸缩机构11连接在所述顶杆下方，
所述试验件位于所述径向加载平台12下方，试验件包括垂直于地面的航空轮胎17、平行于地面的连接板块15以及用于连接所述航空轮胎17与所述连接板块15的垂直板；所述垂直板与所述连接板块15垂直并固定，垂直板上固定有用于测试航空轮胎17六维力的六维力传感器16，航空轮胎17与垂直板之间通过轴杆转动连接，
如图7、8所示，连接板块15顶端连接有移动盒13，移动盒13与径向加载平台12底面限位滑动连接，所述径向加载平台12上设有用于使试验件发生侧向移动或纵向移动或扭转的伸缩驱动件14，所述飞轮21位于所述试验件正下方，且飞轮21通过固定架2设置在地面上。
如图9所示，所述移动盒13包括依次卡接的顶板131、转向圈132以及底板134，所述转向圈132内设有连接杆133以及互相啮合且用于使所述航空轮胎17发生扭转的齿轮135与齿条136，
所述齿轮135套设在连接杆133上，且所述连接杆133上端与顶板131转动连接，连接杆133下端贯穿底板134并与其转动连接，连接杆133下端设有卡块，所述齿条136与顶板131滑动限位连接；
如图11所示，所述连接板块15上设有用于与所述卡块限位滑动连接的滑槽；
所述连接板块15与所述底板134沿所述滑槽方向滑动限位连接，
所述齿条136下方设有用于使所述航空轮胎17发生纵向位移的导通管138，所述导通管138的两端分别贯穿转向圈132侧壁并与其固定连接；
如图10所示，所述导通管138两端的内部分别滑动限位设有利用伸缩驱动件14推动的第一塞杆137、用于推动连接板块15沿所述滑槽方向滑动的第二塞杆139；
所述伸缩驱动件14包括推杆件，所述推杆件包括用于推动顶板131使航空轮胎17发生侧向位移的第一推杆、用于推动齿条136使航空轮胎17发生转动位移的第二推杆、用于推动第一塞杆137使航空轮胎17发生纵向位移的第三推杆，所述第一推杆、第二推杆与第三推杆上均设有磁块；
所述第一推杆、所述第二推杆、所述第三推杆分别与一个电动推杆通过磁性连接并由所述电动推杆驱动；
上述装置的工作原理为：当需要测试侧向负载时，电动推杆推动第一推杆移动，第一推杆带动移动盒13与试验件进行水平横向移动，使航空轮胎17发生水平横向位移，试验完后随电动推杆连接复位；当需要测试纵向负载时，电动推杆推动第三推杆，第三推杆推动第一塞杆137，第一塞杆137通过导通管138的连通作用，推动第二塞杆139移动，第二塞杆139推动连接板块15水平纵向移动，连接板块15与底板134发生相对位移，使航空轮胎17发生水平纵向位移，试验完后随电动推杆连接复位；当需要测试转向负载时，电动推杆推动第二推杆移动，第二推杆推动齿条136发生移动，通过齿条136与齿轮135的啮合传动，齿轮135发生转动，并通过卡块带动连接板块15发生转动，使航空轮胎17发生水平转动，试验完后随电动推杆连接复位。
实施例2：本实施例与实施例1不同之处在于，如图6所示，所述第一推杆、所述第二推杆、所述第三推杆通过同一个电动推杆驱动，所述电动推杆具有磁性，且所述电动推杆驱动安装在一个升降器上；
本实施例工作方法与实施例1不同之处在于：通过控制所述升降器进行升降移动，通过一个电动推杆依次驱动第一推杆、第二推杆、第三推杆进行测试。
实施例3：本实施例记载的是飞机地面试验用航空轮胎动力学特性测试试验分析的方法，基于实施例2的飞机地面试验用航空轮胎动力学特性测试试验装备，所述动力学特性包括航空轮胎17的刚度k以及航空轮胎17的阻尼系数ξ，所述航空轮胎17的刚度k包括侧向刚度ks、纵向刚度k1和扭转刚度kxy，所述航空轮胎17的阻尼系数ξ包括侧向阻尼系数、纵向阻尼系数和扭转阻尼系数，
如图1所示，包括以下步骤：
S1、预试验：
向航空轮胎17施加径向目标载荷力Fz，然后向航空轮胎17施加侧向载荷力Fs或纵向载荷力F1或扭矩Mxy，利用六维力传感器16进行测量，得到预试验F～s曲线，其中，F代表载荷力，包括侧向载荷力Fs、纵向载荷力F1、扭矩Mxy，s代表航空轮胎17变形产生的位移；
S2、矫正试验载荷力：
根据步骤S1得到的预试验F～s曲线，判断航空轮胎17是否存在侧滑；
若是，则找出航空轮胎17存在侧滑的载荷临界值，取载荷临界值的80％，作为设定加载载荷力；若否，则认定预试验中所加载的载荷力F为设定加载载荷力；
根据预试验F～s曲线，判断航空轮胎17是否存在侧滑并找出航空轮胎17存在侧滑的载荷临界值的方法为：
S2-1、判断是否存在侧滑：
在预试验F～s曲线中画出载荷变化率线，找到载荷的变化率值开始下降至载荷的变化率值下降为0的曲线段，若所述曲线段存在，即认为航空轮胎17存在侧滑，且认为变化率值开始下降的点为滑移点、变化率值下降为0的点为侧滑点；否则认为航空轮胎17不存在侧滑；
S2-2、取载荷的变化率值下降为0的点对应位移s的载荷力F，作为载荷临界值；
S3、结果计算：
根据步骤S2得到的设定加载载荷力，进行航空轮胎17的刚度阻尼试验，得到载荷-变形曲线；在载荷-变形曲线中，找出曲线上位移最大值Smax、位移最小值Smin，取位移最大值Smax、位移最小值Smin的位移中点作为D点，分别找出Smax数值的10％、Smin数值的10％在位移曲线上的两个点，对应作为U点和L点；
利用下述公式(1)计算航空轮胎17的刚度k、利用公式(2)计算航空轮胎17的阻尼系数ξ：
其中：k为航空轮胎17的刚度；ξ为航空轮胎17的阻尼系数；SD为D点位移，SU为U点位移，SL为L点位移，FU为U点载荷值、FL为L点载荷值， 为s等于零时的载荷值，Fmax为最大载荷值、Fmin为最小载荷值。
所述航空轮胎17的刚度k还包括径向刚度kz；
步骤S1中预试验包括以下步骤：
S1-1、径向刚度预试验：
在地面上固定飞轮21，将航空轮胎17安装在飞轮21的正上方，二者距离为20mm；控制所述飞轮21为静态锁定或旋转至预定转速；所述预定转速为10r/min；
然后向航空轮胎17按照10kN/s的加载速度施加径向目标载荷力Fz，使航空轮胎17向下移动，航空轮胎17与飞轮21接触后，利用六维力传感器16采集得到径向目标载荷力Fz对应的径向压缩量sz数据，利用最小二乘法拟合得到Fz～sz曲线，所述Fz～sz曲线的斜率即为航空轮胎17在设定充气压力下的径向刚度kz；
所述径向目标载荷力Fz的确定方法为：Fz＝(0.9)×额定载荷F0，所述额定载荷F0＝10kN；
S1-2、侧向/纵向/扭转刚度阻尼预试验：
在设定充气压力下，按照步骤S1的方法向航空轮胎17施加径向目标载荷力Fz；然后同时向航空轮胎17循环交替施加侧向载荷力Fs、纵向载荷力F1、扭矩Mxy，
航空轮胎17与飞轮21接触后，采集侧向载荷力Fs、纵向载荷力F1、扭矩Mxy以及其对应的位移数据，其中，位移数据包括侧向位移s1、纵向位移s2、角位移θxy；然后分别得到多组F～s曲线，然后卸载径向目标载荷力Fz；其中，Fs<|Fs|max，|Fs|max为最大侧向载荷，F1<|F1|max，|F1|max为最大纵向载荷，Mxy<0.8|Mxy|max，|Mxy|max为最大扭矩；
所述动力学特性还包括航空轮胎17的侧向偏移λ0、航空轮胎17的滚动松弛长度Lλ，所述航空轮胎17的侧向偏移λ0、航空轮胎17的滚动松弛长度Lλ的测定方法为：
首先在飞轮21轮面布置n条压力毯，当不向航空轮胎17施加扭矩时，压力毯的受挤压方向与飞轮21滚动方向一致；当向航空轮胎17施加一定的扭矩时，航空轮胎17与飞轮21接触区域产生侧滑；
利用压力毯测得接触区域随航空轮胎17滚动与滑移产生的动态侧向位移λ，侧滑稳定后的侧向偏移λ0；
测得所布置的n条压力毯的侧向位移λi，对所述侧向位移λi进行曲线拟合，其中，i＝1～n，得到航空轮胎17中心线滚动数据，再通过下述指数曲线公式(3)拟合该航空轮胎中心线轨迹，得到航空轮胎17的滚动松弛长度Lλ；
式中，S1为航空轮胎17的滚动距离；λ0为航空轮胎17稳定后的侧向偏移；h0为航空轮胎17触地半长。
实施例4：本实施例与实施例3不同之处在于，步骤S1-1径向刚度预试验中参数不同：
航空轮胎17、飞轮21距离为30mm；控制所述飞轮21为静态锁定或旋转至预定转速；所述预定转速为15r/min；
然后向航空轮胎17按照50kN/s的加载速度施加径向目标载荷力Fz，使航空轮胎17向下移动，航空轮胎17与飞轮21接触后，利用六维力传感器16采集得到径向目标载荷力Fz对应的径向压缩量sz数据，利用最小二乘法拟合得到Fz～sz曲线，所述Fz～sz曲线的斜率即为航空轮胎17在设定充气压力下的径向刚度kz；
所述径向目标载荷力Fz的确定方法为：Fz＝(0.1)×额定载荷F0，所述额定载荷F0＝500kN。
应用例：根据实施例3的计算方法进行测试计算：结果如图2～5所示，
其中，图2为步骤S3得到的载荷-变形曲线；
图3为航空轮胎17滑移、侧滑状态说明图，其中L～U为轮胎刚度线性拟合段，M～N为轮胎局部滑移段，N～A为轮胎轮胎侧滑段；
图4为航空轮胎17的侧向偏移λ0、航空轮胎17的滚动松弛长度Lλ的测定中，航空轮胎中心线轨迹图；
图5为实际试验过程中航空轮胎17侧滑、局部滑移判定图；
其中，在图5中，①的区域曲线中载荷变化率开始下降，随后②中下降为零，②的左端点就能够判定轮胎的侧滑起始点，记轮胎侧滑位移100％。
Claims (8)
1.飞机地面试验用航空轮胎动力学特性测试方法，所述动力学特性包括航空轮胎(17)的刚度k以及航空轮胎(17)的阻尼系数ξ，所述航空轮胎(17)的刚度k包括侧向刚度ks、纵向刚度k1和扭转刚度kxy，所述航空轮胎(17)的阻尼系数ξ包括侧向阻尼系数、纵向阻尼系数和扭转阻尼系数，
其特征在于，包括以下步骤：
S1、预试验：
向航空轮胎(17)施加径向目标载荷力Fz，然后向航空轮胎(17)施加侧向载荷力Fs或纵向载荷力F1或扭矩Mxy，利用六维力传感器(16)进行测量，得到预试验F～s曲线，其中，F代表载荷力，包括侧向载荷力Fs、纵向载荷力F1、扭矩Mxy，s代表航空轮胎(17)变形产生的位移；
S2、矫正试验载荷力：
根据步骤S1得到的预试验F～s曲线，判断航空轮胎(17)是否存在侧滑；
若是，则找出航空轮胎(17)存在侧滑的载荷临界值，取载荷临界值的80％，作为设定加载载荷力；若否，则认定预试验中所加载的载荷力F为设定加载载荷力；
根据预试验F～s曲线，判断航空轮胎(17)是否存在侧滑并找出航空轮胎(17)存在侧滑的载荷临界值的方法为：
S2-1、判断是否存在侧滑：
在预试验F～s曲线中画出载荷变化率线，找到载荷的变化率值开始下降至载荷的变化率值下降为0的曲线段，若所述曲线段存在，即认为航空轮胎(17)存在侧滑，且认为变化率值开始下降的点为滑移点、变化率值下降为0的点为侧滑点；否则认为航空轮胎(17)不存在侧滑；
S2-2、取载荷的变化率值下降为0的点对应位移s的载荷力F，作为载荷临界值；
S3、结果计算：
根据步骤S2得到的设定加载载荷力，进行航空轮胎(17)的刚度阻尼试验，得到载荷-变形曲线；在载荷-变形曲线中，找出曲线上位移最大值Smax、位移最小值Smin，取位移最大值Smax、位移最小值Smin的位移中点作为D点，分别找出Smax数值的10％、Smin数值的10％在位移曲线上的两个点，对应作为U点和L点；
利用下述公式(1)计算航空轮胎(17)的刚度k、利用公式(2)计算航空轮胎(17)的阻尼系数ξ：
其中：k为航空轮胎(17)的刚度；ξ为航空轮胎(17)的阻尼系数；SD为D点位移，SU为U点位移，SL为L点位移，FU为U点载荷值、FL为L点载荷值，为s等于零时的载荷值，Fmax为最大载荷值、Fmin为最小载荷值。
2.如权利要求1所述的飞机地面试验用航空轮胎动力学特性测试方法，其特征在于，所述航空轮胎(17)的刚度k还包括径向刚度kz；
步骤S1中预试验包括以下步骤：
S1-1、径向刚度预试验：
在地面上固定飞轮(21)，将航空轮胎(17)安装在飞轮(21)的正上方，二者距离为20～30mm；控制所述飞轮(21)为静态锁定或旋转至预定转速；所述预定转速为10～15r/min；
然后向航空轮胎(17)按照10kN/s～50kN/s的加载速度施加径向目标载荷力Fz，使航空轮胎(17)向下移动，航空轮胎(17)与飞轮(21)接触后，利用六维力传感器(16)采集得到径向目标载荷力Fz对应的径向压缩量sz数据，利用最小二乘法拟合得到Fz～sz曲线，所述Fz～sz曲线的斜率即为航空轮胎(17)在设定充气压力下的径向刚度kz；
S1-2、侧向/纵向/扭转刚度阻尼预试验：
在设定充气压力下，按照步骤S1的方法向航空轮胎(17)施加径向目标载荷力Fz；然后同时向航空轮胎(17)循环交替施加侧向载荷力Fs、纵向载荷力F1、扭矩Mxy，
航空轮胎(17)与飞轮(21)接触后，采集侧向载荷力Fs、纵向载荷力F1、扭矩Mxy以及其对应的位移数据，其中，位移数据包括侧向位移s1、纵向位移s2、角位移θxy；然后分别得到多组F～s曲线，然后卸载径向目标载荷力Fz；其中，Fs<|Fs|max，|Fs|max为最大侧向载荷，F1<|F1|max，|F1|max为最大纵向载荷，Mxy<0.8|Mxy|max，|Mxy|max为最大扭矩。
3.如权利要求2所述的飞机地面试验用航空轮胎动力学特性测试方法，其特征在于，步骤S1-1中，所述径向目标载荷力Fz的确定方法为：Fz＝(0.1～0.9)×额定载荷F0，所述额定载荷F0的取值范围为10kN～500kN。
4.如权利要求1所述的飞机地面试验用航空轮胎动力学特性测试方法，其特征在于，所述动力学特性还包括航空轮胎(17)的侧向偏移λ0、航空轮胎(17)的滚动松弛长度Lλ，所述航空轮胎(17)的侧向偏移λ0、航空轮胎(17)的滚动松弛长度Lλ的测定方法为：
首先在飞轮(21)轮面布置n条压力毯，当不向航空轮胎(17)施加扭矩时，压力毯的受挤压方向与飞轮(21)滚动方向一致；当向航空轮胎(17)施加一定的扭矩时，航空轮胎(17)与飞轮(21)接触区域产生侧滑；
利用压力毯测得接触区域随航空轮胎(17)滚动与滑移产生的动态侧向位移λ，侧滑稳定后的侧向偏移λ0；
测得所布置的n条压力毯的侧向位移λi，对所述侧向位移λi进行曲线拟合，其中，i＝1～n，得到航空轮胎(17)中心线滚动数据，再通过下述指数曲线公式(3)拟合该航空轮胎(17)中心线轨迹，得到航空轮胎(17)的滚动松弛长度Lλ；
式中，S1为航空轮胎(17)的滚动距离；λ0为航空轮胎(17)稳定后的侧向偏移；h0为航空轮胎(17)触地半长。
5.如权利要求1所述的飞机地面试验用航空轮胎动力学特性测试方法所用的装备，其特征在于，包括试验架台(1)、径向加载平台(12)、试验件以及飞轮(21)，
所述试验架台(1)包括多个垂直于地面设置的导向立柱以及设在多个所述导向立柱顶端的顶杆，所述径向加载平台(12)通过伸缩机构(11)连接在所述顶杆下方，
所述试验件位于所述径向加载平台(12)下方，试验件包括垂直于地面的航空轮胎(17)、平行于地面的连接板块(15)以及用于连接所述航空轮胎(17)与所述连接板块(15)的垂直板；所述垂直板与所述连接板块(15)垂直并固定，垂直板上固定有用于测试航空轮胎(17)六维力的六维力传感器(16)，航空轮胎(17)与垂直板之间通过轴杆转动连接，
连接板块(15)顶端连接有移动盒(13)，移动盒(13)与径向加载平台(12)底面限位滑动连接，所述径向加载平台(12)上设有用于使试验件发生侧向移动或纵向移动或扭转的伸缩驱动件(14)，所述飞轮(21)位于所述试验件正下方，且飞轮(21)通过固定架(2)设置在地面上；
所述移动盒(13)包括依次卡接的顶板(131)、转向圈(132)以及底板(134)，
所述转向圈(132)内设有连接杆(133)以及互相啮合且用于使所述航空轮胎(17)发生扭转的齿轮(135)与齿条(136)，
所述齿轮(135)套设在连接杆(133)上，且所述连接杆(133)上端与顶板(131)转动连接，连接杆(133)下端贯穿底板(134)并与其转动连接，连接杆(133)下端设有卡块，所述齿条(136)与顶板(131)滑动限位连接；
所述连接板块(15)上设有用于与所述卡块限位滑动连接的滑槽；
所述连接板块(15)与所述底板(134)沿所述滑槽方向滑动限位连接，
所述齿条(136)下方设有用于使所述航空轮胎(17)发生纵向位移的导通管(138)，所述导通管(138)的两端分别贯穿转向圈(132)侧壁并与其固定连接；
所述导通管(138)两端的内部分别滑动限位设有利用伸缩驱动件(14)推动的第一塞杆(137)、用于推动连接板块(15)沿所述滑槽方向滑动的第二塞杆(139)；
所述伸缩驱动件(14)包括推杆件，所述推杆件包括用于推动顶板(131)使航空轮胎(17)发生侧向位移的第一推杆、用于推动齿条(136)使航空轮胎(17)发生转动位移的第二推杆、用于推动第一塞杆(137)使航空轮胎(17)发生纵向位移的第三推杆，所述第一推杆、第二推杆与第三推杆上均设有磁块。
6.如权利要求5所述的飞机地面试验用航空轮胎动力学特性测试方法所用的装备，其特征在于，所述第一推杆、所述第二推杆、所述第三推杆分别与一个电动推杆通过磁性连接并由所述电动推杆驱动。
7.如权利要求5所述的飞机地面试验用航空轮胎动力学特性测试方法所用的装备，其特征在于，所述第一推杆、所述第二推杆、所述第三推杆通过同一个电动推杆驱动，所述电动推杆具有磁性，且所述电动推杆驱动安装在一个升降器上。
8.如权利要求5所述的飞机地面试验用航空轮胎动力学特性测试方法所用的装备，其特征在于，所述试验架台(1)上设有用于支撑所述径向加载平台(12)的支托台(121)。
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