CN206624014U - 飞机前起落架作动筒疲劳寿命试验装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供一种飞机前起落架作动筒疲劳寿命试验装置，包括台架、负载配重系统、行程检测开关、液压站和控制中心，起落架以上下倒置的方式安装在台架上，负载配重系统包括固定于台架一端上方的滑轮，滑轮下方的电磁吸盘及可导磁的配重块，电磁吸盘通过钢丝绳经由滑轮连接起落架；行程检测开关包括设置于台架底部两侧的第一对光电开关，设置于台架上部两侧的第二对光电开关和第三对光电开关；液压站通过液压回路与作动筒连接；控制中心接收行程检测开关信号并进行处理后发出指令控制液压站的动作及电磁吸盘的通电与断电。本实用新型能够更加真实、准确地还原作动筒的实际受载情况，具有加载真实，成本低，调整方便，试验效率高的特点。

Description

飞机前起落架作动筒疲劳寿命试验装置

技术领域

本实用新型属于疲劳寿命试验领域，具体地说，是关于一种飞机前起落架作动筒疲劳寿命试验装置。

背景技术

现有技术中，起落架通常包括起落架主体，设置于起落架主体中部的斜撑杆及与斜撑杆连接的作动筒。飞机的前起落架在收放的过程中，作动筒的疲劳寿命是一个很重要的参数。起落架作动筒收放疲劳寿命试验，主要是依据理论计算或现场实测得来的载荷数据，通过对起落架施加周期性载荷来模拟飞机实际收放起落架时的工况，以完成对作动筒收放疲劳寿命的考核。

作动筒疲劳寿命试验通常需要将起落架收放几万次。以往的试验过程中，这种外加的周期性试验载荷主要通过纯机械式加载或者人为地周期性干预来实现，且试验装置的结构笨拙，操作很不方便，试验效率不高。另外，由于机械加载或人工加载操作不便，效率低，采用这种方式进行试验时，设置的试验次数通常较少，降低了试验数据的准确性，较难准确地还原作动筒的实际受载情况。

因此，有必要对现有的试验装置的结构进行改进，以提高试验效率和实验数据的准确性。

实用新型内容

本实用新型的目的在于提供一种飞机前起落架作动筒疲劳寿命试验装置，以克服现有技术中的上述问题，能够更加真实、准确地还原作动筒的实际受载情况，具有加载真实，成本低，调整方便，试验效率高的特点。

为实现上述目的，本实用新型采用以下技术方案：

飞机前起落架作动筒疲劳寿命试验装置，包括台架，所述试验装置还包括负载配重系统、行程检测开关、液压站和控制中心，起落架以上下倒置的方式安装在台架上，其中：

所述负载配重系统包括固定于台架一端上方的滑轮，设置于滑轮下方的电磁吸盘及可导磁的配重块，所述电磁吸盘通过钢丝绳经由滑轮连接起落架；

所述行程检测开关包括设置于台架底部两侧的第一对光电开关，分别设置于台架上部两侧的第二对光电开关和第三对光电开关；

所述液压站通过液压回路与作动筒连接，为作动筒的动作提供动力；

所述控制中心接收行程检测开关的信号并对信号进行处理，然后发出指令控制液压站的动作及电磁吸盘的通电与断电。

根据本实用新型，所述配重块的下方设置缓冲器，所述缓冲器通过缓冲器底座固定在缓冲底板上，所述缓冲底板单独固定在地面上。

根据本实用新型，所述配重块的周围设置四根导向杆，所述导向杆的顶部固定在导向杆固定板上，底部固定在所述缓冲器底座上；

所述配重块的顶部设置电磁吸盘卡环，电磁吸盘嵌装在电磁吸盘卡环内，所述电磁吸盘卡环的两个端部具有滑靴，所述滑靴套设在导向杆上。

根据本实用新型，所述配重块由数块较薄的配重块单元通过螺栓螺母连接而成。

根据本实用新型，所述钢丝绳与起落架连接的一端设置花篮螺栓。

根据本实用新型，所述台架包括底座，设置于所述底座前端的支承框架，中部的起落架支承板及后端的支承斜杆，所述支承斜杆的顶端连接支承框架，起落架以上下倒置的方式安装在底座上。

根据本实用新型，所述起落架包括起落架主体，所述起落架主体的中部设置斜撑杆，所述作动筒与斜撑杆连接；所述起落架支承板上分别设置斜撑杆耳座、作动筒耳座和起落架主体耳座，斜撑杆、作动筒和起落架主体分别活动连接于对应的耳座上。

根据本实用新型，所述底座包括三根固定于地面上的第一支承梁，固定于第一支承梁上两端的两根第二支承梁，所述的两根支承斜杆的底端分别固定于所述两根第二支承梁的后端，所述的第一对光电开关对称设置于所述第二支承梁后端的内侧；

所述负载配重系统设置于支承框架内，所述滑轮固定于支承框架的顶部，所述第二对光电开关和第三对光电开关对称设置于支承斜杆上端的内侧。

根据本实用新型，所述支承框架为门型框架，包括两组分别设置在底座两侧的立柱及连接立柱顶部的四根横梁，相对的两根横梁之间固定设置滑轮安装板。

根据本实用新型，所述底座、支承斜杆、支承框架均由内部中空的方管组成。

与现有技术相比，本实用新型具有如下有益技术效果：

本实用新型的飞机前起落架作动筒疲劳寿命试验装置，其结构简单易行，负载配重系统、行程检测开关、液压站和控制中心能够更加真实、准确地还原作动筒的实际受载情况，起落架的收放动作紧凑，无需通过纯机械式加载或者人为地周期性干预来实现，具有加载真实，成本低，调整方便，试验效率高的特点。

附图说明

图1是本实用新型的试验装置的结构示意图。

图2是本实用新型的试验装置去掉部分台架结构后的结构示意图。

图3是本实用新型的起落架结构示意图。

图中：1-台架、2-负载配重系统、3-行程检测开关、4-液压站、5-控制中心、6-起落架、11-底座、111-第一支承梁、112-第二支承梁、12-支承框架、13-支承斜杆、121-立柱、122-横梁、123-滑轮安装板、14-起落架支承板、141-斜撑杆耳座、142-作动筒耳座、143-起落架主体耳座、21-滑轮、22-电磁吸盘、23-配重块、24-钢丝绳、241-花篮螺栓、25-缓冲器、251-缓冲器底座、26-缓冲底板、27-导向杆、28-导向杆固定板、29-电磁吸盘卡环、210-滑靴、31-第一对光电开关、32-第二对光电开关、33-第三对光电开关、34-开关固定板、61-作动筒、62-起落架主体、63-斜撑杆、621-机轮、622-减震柱、623-扭力臂。

具体实施方式

下面结合附图，以具体实施例对本实用新型的技术方案做进一步的详细说明。应理解，以下实施例仅用于说明本实用新型而非用于限定本实用新型的范围。

如图1和图2所示，本实用新型的飞机前起落架作动筒疲劳寿命试验装置，包括台架1，所述试验装置还包括负载配重系统2、行程检测开关3、液压站4和控制中心5，起落架6以上下倒置的方式安装在台架1上，其中：

所述负载配重系统2包括固定于台架1一端上方的滑轮21，设置于滑轮21下方的电磁吸盘22及可导磁的配重块23，所述电磁吸盘22通过钢丝绳24经由滑轮21连接起落架6；

所述行程检测开关3包括设置于台架1底部两侧的第一对光电开关31，分别设置于台架1上部两侧的第二对光电开关32和第三对光电开关33。

所述第一对光电开关检测起落架完全收起的位置(对应于图1和图2中的水平位置)，所述第二对光电开关检测起落架即将完全下放的位置，所述第三对光电开关检测起落架完全下放的位置(对应于图1和图2中的起落架的竖直极限位置)，并向控制中心反馈相关的位置信号。

所述液压站4通过液压回路41与作动筒61连接，为作动筒的动作提供动力。

所述控制中心5接收行程检测开关3的信号并对信号进行处理，然后发出指令控制液压站4的动作及电磁吸盘22的通电与断电，实现负载配重系统加载荷载的有无。

本实用新型的飞机前起落架作动筒疲劳寿命试验装置，其结构简单易行，负载配重系统、行程检测开关、液压站和控制中心能够更加真实、准确地还原作动筒的实际受载情况，起落架的收放动作紧凑，无需通过纯机械式加载或者人为地周期性干预来实现，具有加载真实，成本低，调整方便，试验效率高的特点。

根据本实用新型，所述配重块23的下方设置缓冲器25，所述缓冲器25通过缓冲器底座251固定在缓冲底板26上，所述缓冲底板26单独固定在地面上，配重块自由落体产生的动能可由缓冲器吸收，造成的冲击力经由缓冲底板导向地面。

根据本实用新型，所述配重块23的周围设置四根导向杆27，所述导向杆27的顶部固定在导向杆固定板28上，底部固定在所述缓冲器底座251上。

所述配重块23的顶部设置电磁吸盘卡环29，电磁吸盘22嵌装在电磁吸盘卡环29内，所述电磁吸盘卡环29的两个端部具有铜制的滑靴210，所述滑靴210套设在导向杆27上。电磁吸盘的位置经由电磁吸盘卡环及滑靴限制在导向杆之间，使其能准确吸合在配重块的中央位置，导向杆用于限制配重块上下运动时的位置不发生偏移，从而进一步保证测量数据的真实性。

根据本实用新型，所述配重块23由数块较薄的配重块单元通过螺栓螺母连接而成，使得配重块的安装和维护更加方便。

根据本实用新型，所述钢丝绳24与起落架6连接的一端设置花篮螺栓241，以方便调节钢丝绳24的长度。

根据本实用新型，所述台架1包括底座11，设置于所述底座11前端的支承框架12，中部的起落架支承板14及后端的支承斜杆13，所述支承斜杆13的顶端连接支承框架12，起落架6以上下倒置的方式安装在起落架支承板14上。

根据本实用新型，所述起落架6包括起落架主体62，所述起落架主体62的中部设置斜撑杆63，所述作动筒61与斜撑杆63连接；所述起落架支承板14上分别设置斜撑杆耳座141、作动筒耳座142和起落架主体耳座143，斜撑杆63、作动筒61和起落架主体62分别通过销钉活动连接于对应的耳座上。

根据本实用新型，所述底座11包括三根固定于地面上的第一支承梁111，固定于第一支承梁111上两端的两根第二支承梁112，所述的两根支承斜杆13的底端分别固定于所述两根第二支承梁112的后端，所述的第一对光电开关31对称设置于所述第二支承梁112后端的内侧；

所述负载配重系统2设置于支承框架12内，所述滑轮21固定于支承框架12的顶部，所述支承斜杆13起提高支承框架稳定性的作用。所述第二对光电开关32和第三对光电开关33对称设置于支承斜杆13上端的内侧，也可在底座的两侧设置固定杆，固定杆上安装第二对光电开关32和第三对光电开关33。所述第二对光电开关32的其中一个和第三对光电开关33的其中一个安装在同一块开关固定板34上，所述开关固定板34固定在支承斜杆13的内侧。

上述底座也可以为板状，第一对光电开关对称设置于板状底座的两侧，底座的前端和后端分别开设开口，前端的开口内设置负载配重系统，后端的开口提供起落架收起(即图1和图2中起落架处于水平位置)时的空间。

根据本实用新型，所述支承框架12为门型框架，包括两组分别设置在两根第二支承梁112上的立柱121及连接立柱121顶部的四根横梁122，相对的两根横梁122之间固定设置滑轮安装板123。

所述支承框架所起的作用是固定安装滑轮，只要能够起到固定滑轮的作用，其结构都是可行的，因此并不限于上述结构。例如，支承框架的两组立柱的顶端可以同时固顶在一块较大的滑轮固定板上；所述的两组立柱也可以用两块支承板代替。所述支承框架还可以是结构较简单的龙门架，所述龙门架的两根立柱分别固定在两根第二支承梁上，立柱的顶端设置用于安装滑轮的横梁。

根据本实用新型，所述底座11、支承斜杆13、支承框架12均由内部中空的方管组成。由于方管的内部中空，可减少台架的重量，降低装置成本。

根据本实用新型，所述起落架支承板14为钢板，所述的三根第一支撑梁111的侧面焊接角钢，所述角钢的一侧边通过螺栓螺母固定在地面上。

根据本实用新型，所述缓冲底板26的长度大于所述第一支承梁111的宽度，通过地脚螺栓固定在地面上。缓冲底板的面积越大，同样重量的配重块掉落到缓冲器上时，对地面造成的压强越小，使地面产生的振动也相应的较小，从而减少对地面的破坏，并有利于整个装置的平稳。

如图3所示，根据本实用新型，所述起落架主体62包括机轮621和减震柱622，所述减震柱622的中部设置扭力臂623，所述钢丝绳24的一端与扭力臂623连接。

根据本实用新型，所述液压站是作动筒疲劳试验的动力源，能够模拟飞机液压原理并且可以调节流量，所述液压站为现有技术，包括电机、泵源、控制机构和双冷却系统，其中：

所述电机采用立式结构动力元件，电机轴和泵轴垂直安装连接。立式结构动力元件嵌入油箱里，节省了液压站空间布局，电机轴和泵轴垂直安装连接，使传动损耗小。

所述泵源采用定量柱塞泵加蓄能器模式，定量柱塞泵采用立式安装处于油液面以下，具有更好的吸油能力，可为检测运动机构提供稳定的流量与压力；蓄能器的使用可以吸收系统中产生的压力冲击，更好的保证了系统压力的稳定性为系统，减少油泵对运动机构的冲击，保证了试验效果。

所述控制机构包括溢流阀、电磁换向阀、以及节流阀和电柜控制。溢流阀保证液压系统具有稳定的压力，并对系统起到保护作用，防止液压元件和测试产品损坏。电磁换向阀通过电控部分采集的光电开关信号，到达运动产品往复运动的功能。该控制形式可以使得系统具有稳定的压力调整，多级的速度调整。通过电控部分可以准确的显示出当前的试验次数，试验压力等。

所述双冷却系统采用风冷加水冷双重冷却的形式。双重冷却系统更好地控制油温以保证连续长时间工作中，液压站的油温稳定，从而防止因油温变化对液压元件和工作介质，以及试验结果所带来的不良影响。

所述液压站的主要参数如下：系统工作压力：25Mpa，柱塞泵流量：10L/min，油箱有效容积：160L，电机参数：11kw,950r/min，380V，50Hz，其他元件电压均为24V。

所述液压站的外形尺寸为930×600×1600mm，具有外部防护罩，不仅提高液压站的安全性、清洁度以及节省现场安装空间，而且更加美观。

本实用新型的起落架的收放载荷包括：收起的正过载和放下的负过载，正过载和负过载的转换为断崖式，收起过程依靠负载配重系统来加载，放下依靠倒置的起落架的自身重力加载，同时采用电磁吸盘、光电开关、液压站和控制中心控制转换。

本实用新型的飞机前起落架作动筒疲劳寿命试验装置的工作原理和步骤如下：

(1)、由于起落架为上下倒置的方式安装在台架上，图1及图2所示位置为起落架完全放下时的极限位置。此时调节花篮螺栓使钢丝绳处于合适的长度，保证电磁吸盘与配重块能刚好贴合。当起落架开始放下时，电磁吸盘不通电，配重块处于下极限位置，液压站控制作动筒的活塞杆推出，提供载荷用以克服起落架自身重量。

(2)、当起落架经过第二对光电开关时，光电开关发出反馈信号，控制中心控制电磁吸盘预先通电。当起落架完全放下(图1和图2中所示位置)并经过第三对光电开关时，电磁吸盘吸合配重块，并且第三对光电开关发出反馈信号，控制中心接收信号并处理后，发出指令控制液压站的液压回路换向，液压站控制作动筒的活塞杆收回，起落架开始做收上运动(由图2中所示位置开始逆时针向下旋转)，此时作动筒提供载荷用以克服配重块的重量。

(3)、当起落架完全收上并经过第一对光电开关时，光电开关发出反馈信号至控制中心，控制中心接受信号并处理后，一方面控制电磁吸盘断电，配重块脱落，自由落体冲击到缓冲器上，另一方面，控制中心向液压站发出指令，液压站控制起落架开始做放下运动，(由图2中的水平位置开始顺时针向上旋转)，至此完成一个实验动作循环。

以某型号的飞机前起落架作动筒疲劳寿命为例，根据飞机的实际设计情况，作动筒疲劳试验时，起落架需要收放48000次。与传统的通过纯机械式加载或者人为地周期性干预来实现的方式相比，采用本实用新型的具有负载配重系统、液压站及控制中心且结构优化的试验装置，不仅操作简单，提高了试验效率，而且能够更加真实、准确地还原作动筒的实际受载情况。

以上对本实用新型的具体实施例进行了详细描述，但其只作为范例，本实用新型并不限制于以上描述的具体实施例。对于本领域技术人员而言，任何对该实用进行的等同修改和替代也都在本实用新型的范畴之中。因此，在不脱离本实用新型的精神和范围下所作的均等变换和修改，都应涵盖在本实用新型的范围内。

Claims (10)

1.飞机前起落架作动筒疲劳寿命试验装置，包括台架，其特征在于，所述试验装置还包括负载配重系统、行程检测开关、液压站和控制中心，起落架以上下倒置的方式安装在台架上，其中：

所述负载配重系统包括固定于台架一端上方的滑轮，设置于滑轮下方的电磁吸盘及可导磁的配重块，所述电磁吸盘通过钢丝绳经由滑轮连接起落架；

所述行程检测开关包括设置于台架底部两侧的第一对光电开关，分别设置于台架上部两侧的第二对光电开关和第三对光电开关；

所述液压站通过液压回路与作动筒连接，为作动筒的动作提供动力；

所述控制中心接收行程检测开关的信号并对信号进行处理，然后发出指令控制液压站的动作及电磁吸盘的通电与断电。

2.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述配重块的下方设置缓冲器，所述缓冲器通过缓冲器底座固定在缓冲底板上，所述缓冲底板单独固定在地面上。

3.根据权利要求2所述的装置，其特征在于，所述配重块的周围设置四根导向杆，所述导向杆的顶部固定在导向杆固定板上，底部固定在所述缓冲器底座上；

所述配重块的顶部设置电磁吸盘卡环，电磁吸盘嵌装在电磁吸盘卡环内，所述电磁吸盘卡环的两个端部具有滑靴，所述滑靴套设在导向杆上。

4.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述配重块由数块较薄的配重块单元通过螺栓螺母连接而成。

5.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述钢丝绳与起落架连接的一端设置花篮螺栓。

6.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述台架包括底座，设置于所述底座前端的支承框架，中部的起落架支承板及后端的支承斜杆，所述支承斜杆的顶端连接支承框架，起落架以上下倒置的方式安装在底座上。

7.根据权利要求6所述的装置，其特征在于，所述起落架包括起落架主体，所述起落架主体的中部设置斜撑杆，所述作动筒与斜撑杆连接；所述起落架支承板上分别设置斜撑杆耳座、作动筒耳座和起落架主体耳座，斜撑杆、作动筒和起落架主体分别活动连接于对应的耳座上。

8.根据权利要求6所述的装置，其特征在于，所述底座包括三根固定于地面上的第一支承梁，固定于第一支承梁上两端的两根第二支承梁，所述的两根支承斜杆的底端分别固定于所述两根第二支承梁的后端，所述的第一对光电开关对称设置于所述第二支承梁后端的内侧；

所述负载配重系统设置于支承框架内，所述滑轮固定于支承框架的顶部，所述第二对光电开关和第三对光电开关分别设置于支承斜杆上端的内侧。

9.根据权利要求6所述的装置，其特征在于，所述支承框架为门型框架，包括两组分别设置在底座两侧的立柱及连接立柱顶部的四根横梁，相对的两根横梁之间固定设置滑轮安装板。

10.根据权利要求6-9中任一项所述的装置，其特征在于，所述底座、支承斜杆、支承框架均由内部中空的方管组成。