CN215338839U - 一种用于航空机轮疲劳试验的侧偏加载滚转装置 - Google Patents

Abstract

一种用于航空机轮疲劳试验的侧偏加载滚转装置。以鼓轮的外表面模拟飞机跑道。通过分布在活动框架和导向框架之间的导向滚轮实现活动框架与导向框架之间滚动移动，减小了移动阻力，克服了现有导轨式加载所存在阻力过大而导致加载载荷偏差的弊端，提高了试验台的可靠性和试验参数的可信度。利用简单的驱动装置实现对航空机轮疲劳寿命试验台侧偏加载装置进行侧偏摆动；通过角度传感器是偏摆角度的精度±1°提高到±0.1°，并降低工人劳动强度，增加了设备运行安全，为研究性能更佳的航空机轮及轮胎提供可靠便捷的试验装置，能实现规定条件下所有军用飞机和民用飞机机轮的侧偏滚转试验和加速寿命试验，并且具有实验成本低、易实施的特点。

Description

一种用于航空机轮疲劳试验的侧偏加载滚转装置

技术领域

本发明属于航空机轮试验技术，具体涉及一种用于飞机机轮疲劳试验的侧偏加载滚转装置。

背景技术

航空机轮是飞机起降系统的重要组成部分，承载飞机起飞、着陆滑行的动载荷和着陆瞬间冲击载荷，以及飞机停机停放静载荷，其性能直接影响飞机滑跑性能、刹车减速性能，并对飞机起飞、着陆的安全具有很大的影响。随着我国航空技术的迅速发展，飞机性能不断提高，对航空机轮的性能要求大幅度提高，要求机轮质量轻承载能力大、使用寿命长，特别是碳刹车机轮使用寿命指标均已超过1000起落，某些军用飞机的机轮使用寿命要求达到3000起落、民用飞机的机轮使用寿命要求达到5000起落。在机轮静强度满足设计要求时，其寿命指标要求已是机轮设计主要研究项目，飞机机轮的使用寿命主要受动载荷疲劳破坏影响，这就要求飞机机轮的强度和疲劳寿命试验必须模拟实际工况，在装机使用前进行厂内考核试验。

航空机轮寿命试验台是在航空机轮产品设计定型前，考核其设计寿命能否满足技术规范要求的试验设备，机轮在寿命试验台上按照载荷谱要求进行加载滚转试验，累计滚转试验里程，对其寿命进行评估。我国航空机轮疲劳寿命试验现行的国军标、航标和企业标准基本上是沿用苏联和美国军用标准的疲劳寿命试验方法,军用航空机轮基本采用HB5651《航空机轮通用技术条件》和GJB1184A《航空机轮和刹车装置通用规范》所规定的试验方法评估机轮的疲劳寿命；民用航空机轮基本采用美联邦航空局 (FAA)TSO-C135《运输类飞机机轮和刹车装置》与中国民航的CTSO-C135《运输类飞机机轮和刹车装置》所规定的试验方法评估机轮的疲劳寿命，以上标准评估试验方法需要多个子样进行试验，试验周期很长的，每个型号的机轮至少需要一年以上的试验时间进行寿命评估试验。

美国在上世纪九十年代，ARP597(C)《民用运输机机轮和刹车设计耐久性补充准则》规定了航空机轮加速疲劳寿命试验方法，该方法在美国军用标准的基础上增大了偏航侧向载荷，并增加滚转阻力载荷，按此载荷谱方法，机轮在进行加速寿命试验时，场内试验1个起落，相当外场飞行使用5个起落的寿命，这样可大大的缩短航空机轮疲劳寿命试验时间，且加速寿命试验方法西方发达国家也大量采用，国内在TY154民航飞机国产化机轮上也采用了ARP597(C)方法进行了寿命评估，按此方法需新建造航空机轮加速寿命试验台。

新的试验方法，飞机机轮在试验时需模拟实际使用工况来完成加速寿命试验。飞机处于不同的工作状态，机轮的受力情况不同。

1、飞机处于静止状态，轴承主要承受静止载荷。

2、飞机在地面滑行时，主要也承受垂直载荷。由于地面的不绝对平整，飞机的上下震动的幅度大于飞机的重力。

3、着陆时，机轮接地的瞬间首先主要受到巨大的静止垂直冲击载荷，继而机轮以很高的加速度加速达到与飞机同样的速度在地面滑跑。如果带侧滑接地，如侧风较大的时候，机轮要受到较大的侧向载荷，机轮受到侧向摩擦力时，由于惯性作用，飞机有向一侧倾斜的趋势。因此机轮的寿命试验有10％的里程需做侧偏加载滚转寿命试验。

目前国内原有的机轮疲劳寿命试验台是按照HB5651、GJB1184A、TSO-C135和CTSO-C135所规定的试验方法进行设计制造，其侧偏加载滚转试验采用偏摆试验台活动加载机构进行，偏摆角度由试验载荷大小而定，试验台侧偏摆动时，使用厂房的吊车拉动试验台活动加载机构绕鼓轮前的圆心进行移动，操作繁琐，安全可靠性差，侧偏角度难以调整精确。

在申请号为201810777177.0的发明创造中提出了一种侧向加载装置。该侧向加载装置在外导轨的外沿安装一圈滚子链，在托架的尾部安装驱动电机，在实现侧向的角度偏摆时，启动驱动电机，带动链轮旋转，由链轮与滚子链的啮合来推动托架进行偏摆，偏摆角度由布置的角度盘进行目视确定。该侧向加载装置的不足指出表现在：其一，因链轮需要和滚子链啮合，使得偏转角度的精度受滚子链的节数限制。其二，机轮的加载方式，其方案是在大型托架的上方安装机轮支架导轨，机轮的加载载荷方向和台架受力方向不在同一水平面上，机轮载荷方向为机轮轴心所在水平面，托架受力由机轮支架导轨传递至托架，而机轮在进行阻力加载时，其阻力矩方向为垂直于水平面，这样使得合力作用在机轮支架导轨上形成杠杆力，因此使得此类加载方式极大限制了其加载载荷。其三，这种导轨安装的方式，导轨与滑块间的上部有较大间隙，试验台在大质量鼓轮的转动，已经机轮载荷加载下有较大的振动，会使得机轮安装架上下振动，此间隙为此类加载方式的致命缺陷。

发明内容

为克服现有技术中存在的不能进行航空机轮加速疲劳寿命试验的不足，本发明提出了一种用于航空机轮疲劳试验的侧偏加载滚转装置。

所述航空机轮疲劳试验台的侧偏加载滚转装置包括鼓、主轴、基板总成、转向框架、轮轴、U型加载头、导向框架、活动框架、加载油缸、外侧滑轨、内侧滑轨、侧偏油缸、支撑油缸、外滑轨固紧螺杆、内滑轨固紧螺杆、载荷传感器和垂直向导向滚轮。其中：所述主轴安装在基板总成的上表面。所述鼓轮安装在所述主轴上，并能够自由旋转。所述转向框架的一端与基板总成内侧表面连接，该转向框架的另一端与活动框架的一个侧表面固连。在转向架的转向轴上装有角位移传感器，用于与侧偏摆动油缸配合，保证活动加载头侧偏角的精确定位。所述U型加载头固定在该转向框架的框架内；在该U型加载头的框架内有用于并安装机轮的转轴。所述转轴的中心线与所述主轴的中心线相互平行。所述外侧滑轨与内侧滑轨均位于该转向框架的一侧，并使该外侧滑轨与内侧滑轨并行。在该外侧滑轨的上表面有支撑滚轮。在所述外侧滑轨一端的表面安装有侧偏油缸；在该活动框架位于外导轨端的端面上安装有两个支撑油缸；所述加载油缸位于导向框架的几何中心位置，被固定在活动框架的横梁上。所述导向框架安放在所述活动框架内的中部，并通过垂直向导向滚轮和侧向导向滚轮与该导向框架的表面滑动配合，以减小该导向框架在移动时的摩擦阻力。

在所述外侧滑轨一端的表面安装有侧偏油缸。在该活动框架位于外导轨端的端面上安装有两个支撑油缸。

所述活动框架靠近鼓一侧的表面通过转向框架安装板与所述转向框架的一端固连；该转向框架的另一端通过球轴与基板总成中的摆动轴向连。

所述的活动框架内的上表面和下表面分别安装有两组垂直向导向滚轮，在该活动框架内的两个侧表面分别通过连接板安装有两组侧向导向滚。所述导向框架安放在所述活动框架内的中部，并通过各所述垂直向导向滚轮和侧向导向滚轮支撑该导向框架，使各所述垂直向导向滚轮和侧向导向滚轮与该导向框架的表面滑动配合。所述导向框架的高度与所述加载头的高度等高，并使导向框架的一端与所述U型加载头的一端固连。机轮安装在位于该U型加载头另一端的轮轴上。所述活动框架的一端有与所述外侧滑轨固定的连接耳片；所述活动框架的另一端亦有与所述内侧滑轨固定的连接耳片。

所述基板总成包括摆动轴、轴承外圈、地覆板、挡圈和连接加强板。所述摆动轴穿过该地覆板上的通孔，一端位于该地覆板上表面，另一端位于该地覆板下表面。连接加强板位于该地覆板的上表面，并套装在该摆动轴上；通过挡圈将该连接加强板固定。所述轴承位于该地覆板的下表面，并套装在该摆动轴上。

所述的外侧滑轨的半径为5000mm。所述外侧滑轨的上表面为工作面，该工作面上有槽形轨道，该槽形轨道内表面宽度为55mm。在所述外侧滑轨一端的表面有用于安装侧偏油缸的安装孔。所述的内侧滑轨的半径为3000mm。所述内侧滑轨的上表面为工作面，该工作面上有槽形轨道，该槽形轨道内表面宽度为55mm。

所述的转向架为U形的框架结构，其开口端用于连接活动框架的连接板，另一端为轴承安装座，该轴承安装座的内表面为与轴承外圈外表面配合的球面。该轴承安装座套装在所述轴承外圈上，并使二者之间转动配合。当侧偏油缸工作时，该转向架能够绕摆动轴的中心线水平的向两侧分别旋转20°，从而带动活动框架侧偏位移，进而带动机轮侧偏同样的角度，使该机轮表面与鼓轮表面之间形成侧偏角度；当支撑油缸工作时，该转向架能够沿该轴承外圈的外圆周表面上下移动，使该活动框架能够向上移动50mm。所述摆动轴的中心线的垂直延长线与所述鼓轮外圆表面距离机轮最近的点A相切。

所述垂直向导向滚轮为双轮结构，包括滚轮架、滚轮轴和滚轮。所述滚轮架为双支架，在该滚轮架上并排的有两个滚轮安装槽。两个所述滚轮轴并排安放在所述滚轮架的上端面，并通过滚轮轴压板固定。各所述滚轮通过轴承安装在该滚轮轴上。所述侧向导向滚轮与垂直向导向滚轮的结构相同。

所述侧向导向滚有8个，并均分为两组；所述两组侧向导向滚轮对称的水平安装在所述活动框架的内表面。所述垂直向导向滚轮的数量亦为8个，并均分为两组；所述两组垂直向导向滚轮对称的垂直安装在活动框架内侧表面。通过所述侧向导向滚轮与垂直向导向滚轮实现活动框架和导向框架之间的相对滑动，并承受加载头的重量和因为加载变形引起的所有非垂直载荷质量。

在所述的侧偏油缸位推杆头部安置有角移传感器；在导向框架和加载油缸之间安置有载荷传感器

本发明所述的航空机轮侧偏加载滚转装置是用于模拟飞机侧风着陆时机轮所受工况试验，也适用于航空机轮加速疲劳试验中的阻力加载系统。

本发明中的加载机构采用整体框架结构，承载能力大，最大试验载荷达到50T，是现有试验设备的2.5倍，为保证试验台设计安全，设计采用CATIA三维成形设计，并辅助于有限元强度计算分析，保证机械设计强度；作为加载用的导向框架，框架上配制有加载托架支撑滚轮、上限位、左限位滚轮和右限位滚轮，与活动框架之间的移动方式为通过分布在活动框架和导向框架之间的导向滚轮滚动运动方式，减小移动阻力，由传统导轨式传动方式所需5KN改善到了现在的0.5KN，从而克服了现有导轨式加载所存在阻力过大而导致加载载荷偏差的弊端，提高了试验台的可靠性和试验参数的可信度。另外，传统的加载装置因导轨受力为杠杆效益，强度受限，极限的载荷为 140KN，本加载装置通过导向框架四个面上的4组导向轮传力方式，使得台架承受轴向载荷的能力得到了极大提高，本发明装置按250KN的轴向加载载荷设计，并能够承受机轮的刹车阻力矩，可完成模拟飞机高载荷、侧风着陆、偏航等情况下机轮所处工况，为研究性能更佳的机轮提供可行的试验环境和可信的试验数据。

由于本发明所采取的技术方案，使得该侧偏加载滚转整体能承受的侧向加载力提升，侧偏角度由原来的15°的侧偏极限提高到了现在的20°的侧偏极限角度。本试验装置是国内首个实现了大型运输机机轮侧偏加载滚转试验需求的侧偏加载滚转装置，也是国内首个具备500KN以上机轮动态重负荷寿命加载的试验装置。

本发明利用简单的驱动装置就能实现对航空机轮疲劳寿命试验台侧偏加载滚转装置进行侧偏摆动，克服了传统吊车拉动侧偏加载滚转系统进行来回摆动调整角度的人工操作带来的苛刻要求以及摆动角度存在误差的缺点，采用球轴结构为圆心，尾部使用支撑油缸减小阻力，侧偏使用液压缸拖动，使用角度传感器进行闭环控制来实现偏摆角度的精确定位，精度由原来的±1°提高到了现在的±0.1°，并降低工人劳动强度，增加了设备运行安全，为研究性能更佳的航空机轮及轮胎提供可靠便捷的试验装置，能实现规定条件下所有军用飞机和民用飞机机轮的侧偏滚转试验和加速寿命试验，并且具有实验成本低、易实施的特点，是一种简单可行的侧偏加载滚转装置。

对比国内三个用于航空机轮疲劳寿命试验台：

附图说明

图1是本发明的俯视图。

图2是图1的正视图。

图3是图2的剖视图。

图4是摆动轴与鼓轮的位置示意图

图5转向架的主视图

图6是图5的俯视图

图7是摆动轴的结构示意图

图8是轴承内圈的结构示意图

图9是轴承外圈的结构示意图

图10是连接加强板的侧面剖视图

图11是连接加强板的正面剖视图

图12是连接加强板的俯视图

图13a是导向框架的结构示意图

图13b是图13a中B-B剖面的示意图

图13c是图13a的俯视图

图13d是图13a中A-A剖面的示意图。

图14a是转接板的结构示意图。

图14b是图14a的左视图。

图15a是U型加载头的结构示意图。

图15b是图15a的侧视图。

图16a是导向轮的结构示意图。

图16b是图16a的侧视图。

图17a是活动框架的结构示意图。

图17b是图17a侧视图。

图18a是内侧滑轨的结构示意图。

图18b是图18a的左视图。

图19a是外侧滑轨的结构示意图。

图19b是图19a的左视图。

图20a是加载油缸的油缸座的结构示意图。

图20b是图20a侧视图。

图20c是图20a的俯视图。

图中：1.鼓轮；2.主轴；3.轴承座；4.基板总成；5.转向架；6.机轮；7.轮轴； 8.U型加载头；9.导向框架；10.活动框架；11.加载油缸；12.侧向导向滚轮；13.外侧滑轨；14.内侧滑轨；15.侧偏油缸；16.支撑油缸；17.外滑轨固紧螺杆；18.内滑轨固紧螺杆；19.载荷传感器；20.垂直向导向滚轮；21.万向头；22.转接板；23.支撑滚轮；24.连接加强板；25.摆动轴；26.轴承外圈；27.轴承内圈；28.挡圈；29.垫圈； 30.轴承盖；31.支撑耳片；32.转向框架安装板；33.地覆板；34.摆动轴中心线的垂直延长线。

具体实施方式

本实施例为某型飞机机轮侧偏试加载装置。

本发明的飞机机轮侧偏试验装置包括鼓轮1、主轴2、轴承座3、基板总成4、转向框架5、机轮6、轮轴7、U型加载头8、导向框架9、活动框架10、加载油缸11、 12侧向导向滚轮、外侧滑轨13、内侧滑轨14、侧偏油缸15、支撑油缸16、外滑轨固紧螺杆17、内滑轨固紧螺杆18、载荷传感器19、垂直向导向滚轮20。其中：

所述主轴2通过轴承安装在基板总成4的上表面。所述鼓轮安装在该主轴上，并能够自由旋转。所述转向框架5的一端与所述基板总成内侧表面连接，该转向框架的另一端与活动框架10的一个侧表面固连。在转向架的转向轴上装有角位移传感器，用于与侧偏摆动油缸配合，保证活动加载头侧偏角的精确定位。所述U型加载头8固定在该转向框架的框架内；在该U型加载头的框架内有用于并安装机轮6的转轴7。所述转轴的中心线与所述主轴2的中心线相互平行。

所述外侧滑轨13与内侧滑轨14均位于该转向框架5的一侧，并使该外侧滑轨与内侧滑轨并行。所述活动框架10的一端有连接耳片，当该活动框架移动到位后，用外滑轨固紧螺杆17穿过该连接耳片将活动框架与所述外侧滑轨固定；所述活动框架的另一端亦有连接耳片，当该活动框架移动到位后，用内滑轨固紧螺杆18穿过该连接耳片将活动框架与所述内侧滑轨固定；通过固定连接实现该活动框架的定位。在该外侧滑轨的上表面有支撑滚轮23；该支撑滚轮安装在所述支撑油缸16的下表面，该支撑油缸的上端与该活动框架10下表面的支撑耳片31固接。

所述的活动框架10是用于安装活动加载部分的平台，平放在滑轨上，能够随转向架绕基板总成中的摆动轴25的轴线旋转，是机轮垂直加载和侧偏加载滚转的受力构件。活动框架承力主体是4个规格为400X200-12的矩形冷弯空心型钢柱，在钢柱的底部中部和上部用规格为200X70-9的槽钢焊接组成框体，在主承力部位辅以不同规格的槽钢为肋板加强。所述的活动框架的中部安装导向框架，在靠近机轮的一端，用于安装转向架。

在所述活动框架内的上表面和下表面分别通过连接板安装有两组垂直向导向滚轮 20，在该活动框架内的两个侧表面分别通过连接板安装有两组侧向导向滚轮12。所述导向框架9安放在所述活动框架10内的中部，并通过各所述垂直向导向滚轮和侧向导向滚轮支撑该导向框架，使各所述垂直向导向滚轮和侧向导向滚轮与该导向框架的表面滑动配合，以减小该导向框架在移动时的摩擦阻力。所述导向框架9的高度与所述加载头的高度等高，并使导向框架的一端与所述U型加载头8的一端固连。机轮6安装在位于该U型加载头另一端的轮轴7上。

所述活动框架靠近鼓轮1一侧的表面通过转向框架安装板32与所述转向框架5 的一端固连；该转向框架的另一端通过球轴与基板总成45中的摆动轴向连。

所述基板总成4包括摆动轴25、轴承外圈26、轴承内圈27、地覆板33、挡圈28 和连接加强板24。所述摆动轴穿过该地覆板上的通孔，一端位于该地覆板上表面，另一端位于该地覆板下表面。连接加强板24位于该地覆板的上表面，并套装在该摆动轴上；通过挡圈28将该连接加强板固定。所述轴承位于该地覆板的下表面，并通过垫圈 29套装在该摆动轴上，由内向外依次为轴承内圈27、轴承外圈26和轴承盖30。所述的垫圈29为常规技术垫圈。

所述摆动轴25的下端端面有定位凸台，中部用于安装轴承内圈，上端端头处的外圆周表面上有用于安装挡圈28的螺孔。

所述的轴承外圈26和轴承内圈27组成了一套关节轴承。所述轴承外圈26的内半径为210mm和轴承内圈的外半径为210mm，所述轴承内圈27的内孔直径为240mm，所述摆动轴25的中间部位外径为240mm，有螺孔端的外径为190mm；在该轴承内圈的外圆周表面有用于加注润滑脂的凹槽。所述的轴承外圈的上端有凸台的挡圈。

所述的轴承盖30为一圆环状盖板，其上表面外缘有凸台，该凸台上均布有固定螺孔。该轴承盖的外径与转向架5轴承安装座的外径相同，内径与所述轴承安装座内圆表面的定位止口相配合。

所述的U型加载头8同现有技术，是安装试验机轮6的连接件。该U型加载头8 采用厚度为20mm的钢板弯曲、焊接制成。

所述的外侧滑轨13采用钢板弯曲焊接而成，其半径为5000mm。所述外侧滑轨的上表面为工作面，该工作面上有槽形轨道，该槽形轨道内表面宽度为55mm。在所述外侧滑轨13一端的表面有用于安装侧偏油缸15的安装孔。

所述的内侧滑轨14亦采用钢板弯曲焊接而成，其半径为3000mm。所述内侧滑轨的上表面为工作面，该工作面上有槽形轨道，该槽形轨道内表面宽度为55mm。

所述鼓轮1为现有技术，周长为7m，鼓轮的外圆周表面用于模拟飞机跑道，加载试验时，在载荷的作用下，该鼓轮的外圆周表面与机轮的外圆周表面接触，形成一对摩擦副。该鼓轮安装在主轴上；该主轴的两端分别安装在轴承座上，使该鼓轮在两端的轴承座间自由旋转。

所述的转向架5为U形的框架结构，其开口端用于连接活动框架的连接板，另一端为轴承安装座，该轴承安装座的内表面为与轴承外圈外表面配合的球面。该轴承安装座套装在所述轴承外圈26上，并使二者之间转动配合。当侧偏油缸工作时，该转向架能够绕摆动轴25的中心线水平的向两侧分别旋转20°，从而带动活动框架10侧偏位移，带动机轮侧偏同样的角度，使该机轮表面与鼓轮表面之间形成侧偏角度；当支撑油缸16工作时，该转向架能够沿该轴承外圈的外圆周表面上下移动，使该活动框架能够向上移动50mm。

所述摆动轴中心线的垂直延长线34与所述鼓轮外圆表面距离机轮最近的点A相切。

所述的转接板22为一圆筒状，其小外径端的端面上匀布有用于安装U型加载头8的螺孔，另一端的端头处有连接法兰，该连接法兰上均布有用于固定导向框架9的螺孔。该转接板小外径端分别与U型加载头的一端的通孔、导向框架9的一端的通孔相配合，实施时，转接板的小直径端依次穿过导向框架9的通孔和U型加载头的通孔并用螺钉固定。载荷传感器的一端通过螺钉安装在转接板22另一端的端面上。

所述垂直向导向滚轮20为双轮结构，包括滚轮架、滚轮轴和滚轮。所述滚轮架为双支架，在该滚轮架上并排的有两个滚轮安装槽。两个所述滚轮轴并排安放在所述滚轮架的上端面，并通过滚轮轴压板固定。各所述滚轮通过轴承安装在该滚轮轴上。

所述侧向导向滚轮与垂直向导向滚轮20的结构相同。

所述侧向导向滚轮12有8个，并均分为两组；所述两组侧向导向滚轮对称的水平安装在所述活动框架10的内表面。所述垂直向导向滚轮20的数量亦为8个，并均分为两组；所述两组垂直向导向滚轮对称的垂直安装在活动框架10内侧表面。通过所述侧向导向滚轮与垂直向导向滚轮20实现活动框架10和导向框架9之间的相对滑动，并承受加载头的重量和因为加载变形引起的所有非垂直载荷质量。

所述的支撑油缸16有2个，分别安装在活动框架位于外导轨的端面上。所述的侧偏油缸15采用三级油缸，侧偏油缸15推杆头部设有角位移传感器，通过控制油缸推杆行程实现偏载角度。所述的支撑油缸和侧偏油缸为常规油缸。

载荷传感器安装在导向框架和加载油缸之间，一端通过万向头与油缸活塞杆铰接，另一端通过螺栓与导向框架固紧。载荷传感器承受轴向推力和拉力。因设备安装误差或框架加载变形引起的各个方向上的侧向分力由框架传递给滚轮再传递至基座上。载荷传感器安装在油缸与导向框架之间，承受单纯的推力和拉力，由于安装、变形引起的侧向分力通过框架传递至滚轮组件再传递给基座。

鼓轮1用双平键固定在主轴上，一侧用主轴上的挡肩定位，另一侧通过轴套直接与轴承内环接触。主轴依靠轴承支座和轴承支撑并旋转。轴承座的支架通过M48的螺栓固定在基板上。

侧偏摆动油缸采用三级油缸，推杆缩回状态油缸全长1300mm，推杆最大伸出行程2100mm，轴向推力4000kg。侧偏油缸推杆头部设有角位移传感器，通过控制油缸推杆行程实现偏载角度。

支撑油缸为行程50mm、缸径为180mm、杆径为100mm的常规油缸，液压系统在16Mpa的工作压力下，满足本试验台要求。

所述转向架5一端面通过转向架安装板32安装于活动框架10，其轴承安装座的一端安装轴承外圈26，轴承内圈27安装在轴承外圈26内部，摆动轴25依次穿过轴承内圈27、垫圈、基板总成4、连接加强板24，其中连接加强板24通过其两端的螺孔固定于基板总成4上，档圈28通过其端面的螺孔与摆动轴25的一端面固定。轴承盖30通过其匀布于外圈的螺孔固定于转向架5的轴承安装座上，达到对轴承的堵封作用。所述的转向架5可以通过所述的轴承而在水平面上围绕摆动轴而转动，作用在机轮上的垂直加载载荷和侧向载荷通过活动框架传递至转向架5，转向架5通过轴承内圈27作用在摆动轴25上，由摆动轴25通过连接加强板传递至基板总成4上，因所述的拖动系统安装在基板总成4上，由此形成对载荷合力的反作用力而抵消。因飞机机轮所承受的冲击载荷相当大，普通的滚珠轴承有一定的游隙且容易造成疲劳损伤，此种结构设计可长时间承受大载荷而不会造成永久形变。当活动框架需要移动偏转时，支撑油缸16将活动框架的尾部顶起，使得转向架5围绕轴承内圈26的球心，在垂直方向上和水平面有一定夹角。此球型轴承即可完成活动框架围绕摆动轴25水平面上的侧向偏转，也可在活动框架移动时使得转向架围绕轴承圆心和水平形成一定夹角。

本实施例中，所述导向框架9用槽钢焊接而成，通过导向滚轮与固定框架的上表面、下表面和两个侧表面配，以实现该导向框架的水平移动。所述的导向框架一端的中部有用于安装U型加载头8的螺孔。在导向框架9的几何中心位置为加载油缸11，加载油缸11安装于油缸支座上，油缸支座11通过其两端面上的螺孔固定安装于活动框架的横梁上。该油缸支座用槽钢焊接并用肋板加强而成，将该加载油缸11的推力传递给活动框架，为常规技术。所述的加载油缸11的活塞杆连接了一个万向头21，万向头21上连接有载荷传感器19；该载荷传感器19通过转接板22和加载头、导向框架9三者固定。

Claims (8)

1.一种用于航空机轮疲劳试验的侧偏加载滚转装置，其特征在于，包括鼓轮(1)、主轴(2)、基板总成(4)、转向架(5)、轮轴(7)、U型加载头(8)、导向框架(9)、活动框架(10)、加载油缸(11)、外侧滑轨(13)、内侧滑轨(14)、侧偏油缸(15)、支撑油缸(16)、载荷传感器(19)和垂直向导向滚轮(20)；其中：所述主轴(2)安装在基板总成(4)的上表面；所述鼓轮安装在所述主轴上，并能够自由旋转；所述转向架(5)的一端与基板总成内侧表面连接，该转向架的另一端与活动框架(10)的一个侧表面固连；在转向架的转向轴上装有角位移传感器，用于与侧偏摆动油缸配合，保证活动加载头侧偏角的精确定位；所述U型加载头(8)固定在该转向架的框架内；在该U型加载头的框架内有用于安装机轮的轮轴(7)；所述轮轴的中心线与所述主轴(2)的中心线相互平行；所述外侧滑轨(13)与内侧滑轨(14)均位于该转向架(5)的一侧，并使该外侧滑轨与内侧滑轨并行；在该外侧滑轨的上表面有支撑滚轮(23)；在所述外侧滑轨(13)一端的表面安装有侧偏油缸(15)；在该活动框架位于外导轨端的端面上安装有两个支撑油缸(16)；所述加载油缸(11)位于导向框架(9)的几何中心位置，被固定在活动框架的横梁上；所述活动框架靠近鼓轮(1)一侧的表面与所述转向架(5)的一端固连；该转向架的另一端通过球轴与基板总成中摆动轴(25)相连；所述导向框架(9)安放在所述活动框架内的中部，并通过垂直向导向滚轮和侧向导向滚轮与该导向框架的表面滑动配合，以减小该导向框架在移动时的摩擦阻力。

2.如权利要求1所述用于航空机轮疲劳试验的侧偏加载滚转装置，其特征在于，所述的活动框架(10)内的上表面和下表面分别安装有两组垂直向导向滚轮(20)，在该活动框架内的两个侧表面分别通过连接板安装有两组侧向导向滚轮(12)；所述导向框架(9)安放在所述活动框架(10)内的中部，并通过各所述垂直向导向滚轮和侧向导向滚轮支撑该导向框架，使各所述垂直向导向滚轮和侧向导向滚轮与该导向框架的表面滑动配合；所述导向框架(9)的高度与所述加载头的高度等高，并使导向框架的一端与所述U型加载头(8)的一端固连；机轮(6)安装在位于该U型加载头另一端的轮轴(7)上；所述活动框架(10)的一端有与所述外侧滑轨固定的连接耳片；所述活动框架的另一端亦有与所述内侧滑轨固定的连接耳片。

3.如权利要求1所述用于航空机轮疲劳试验的侧偏加载滚转装置，其特征在于，所述基板总成(4)包括摆动轴(25)、地覆板(33)、挡圈(28)和连接加强板(24)；所述摆动轴穿过该地覆板上的通孔，一端位于该地覆板上表面，另一端位于该地覆板下表面；连接加强板(24)位于该地覆板的上表面，并套装在该摆动轴上；通过挡圈(28)将该连接加强板固定；轴承位于该地覆板的下表面，并套装在该摆动轴上。

4.如权利要求1所述用于航空机轮疲劳试验的侧偏加载滚转装置，其特征在于，所述的外侧滑轨(13)的半径为5000mm；所述外侧滑轨的上表面为工作面，该工作面上有槽形轨道，该槽形轨道内表面宽度为55mm；在所述外侧滑轨(13)一端的表面有用于安装侧偏油缸(15)的安装孔；所述的内侧滑轨(14)的半径为3000mm；所述内侧滑轨的上表面为工作面，该工作面上有槽形轨道，该槽形轨道内表面宽度为55mm。

5.如权利要求1所述用于航空机轮疲劳试验的侧偏加载滚转装置，其特征在于，所述的转向架(5)为U形的框架结构，其开口端用于连接活动框架的连接板，另一端为轴承安装座，该轴承安装座的内表面为与轴承外圈外表面配合的球面；该轴承安装座套装在所述轴承外圈(26)上，并使二者之间转动配合；当侧偏油缸工作时，该转向架能够绕摆动轴(25)的中心线水平的向两侧分别旋转20°，从而带动活动框架(10)侧偏位移，进而带动机轮侧偏同样的角度，使该机轮表面与鼓轮表面之间形成侧偏角度；当支撑油缸(16)工作时，该转向架能够沿该轴承外圈的外圆周表面上下移动，使该活动框架能够向上移动50mm；所述摆动轴的中心线的垂直延长线(34)与所述鼓轮外圆表面距离机轮最近的点A相切。

6.如权利要求1所述用于航空机轮疲劳试验的侧偏加载滚转装置，其特征在于，所述垂直向导向滚轮(20)为双轮结构，包括滚轮架、滚轮轴和滚轮；所述滚轮架为双支架，在该滚轮架上并排的有两个滚轮安装槽；两个所述滚轮轴并排安放在所述滚轮架的上端面，并通过滚轮轴压板固定；各所述滚轮通过轴承安装在该滚轮轴上；所述侧向导向滚轮与垂直向导向滚轮(20)的结构相同。

7.如权利要求1所述用于航空机轮疲劳试验的侧偏加载滚转装置，其特征在于，所述侧向导向滚轮(12)有8个，并均分为两组；所述两组侧向导向滚轮对称的水平安装在所述活动框架(10)的内表面；所述垂直向导向滚轮(20)的数量亦为8个，并均分为两组；所述两组垂直向导向滚轮对称的垂直安装在活动框架(10)内侧表面；通过所述侧向导向滚轮与垂直向导向滚轮(20)实现活动框架(10)和导向框架(9)之间的相对滑动，并承受加载头的重量和因为加载变形引起的所有非垂直载荷质量。

8.如权利要求1所述用于航空机轮疲劳试验的侧偏加载滚转装置，其特征在于，在所述的侧偏油缸位推杆头部安置有角移传感器；在导向框架和加载油缸之间安置有载荷传感器(19)。

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