專利名稱：起落架自控彈簧—阻尼系統(tǒng)氣動(dòng)力負(fù)載加載系統(tǒng)及加載方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種起落架自控彈簧一阻尼系統(tǒng)氣動(dòng)力負(fù)載加載系統(tǒng)及加載方法，屬于飛機(jī)起落架收放試驗(yàn)系統(tǒng)。
背景技術(shù)：
為保證飛機(jī)飛行過(guò)程中的氣動(dòng)外形，現(xiàn)代的飛機(jī)普遍設(shè)計(jì)為可收放的起落架，在空中飛行時(shí)將起落架收起在機(jī)身或機(jī)翼內(nèi)部；在起飛、降落過(guò)程中將起落架放下承受地面載荷。因此，飛機(jī)在空中飛行時(shí)需要完成起落架的收起和放下動(dòng)作。由于空氣阻力的影響，起落架在收放時(shí)會(huì)受到氣動(dòng)力的影響，該氣動(dòng)力分布于起落架迎風(fēng)面上，影響起落架、撐桿作動(dòng)筒與上位鎖工作。因此，在飛機(jī)起落架設(shè)計(jì)研發(fā)階段，需要對(duì)其進(jìn)行真實(shí)氣動(dòng)力負(fù)載下的收放可靠性試驗(yàn)。在起落架收放試驗(yàn)中，如何保證氣動(dòng)力負(fù)載加載時(shí)的精度以及保證加載系統(tǒng)良好的跟隨性一直是個(gè)難題。發(fā)達(dá)國(guó)家對(duì)于起落架收放系統(tǒng)的研究比較成熟，普遍采用起落架現(xiàn)代設(shè)計(jì)技術(shù)，將飛機(jī)起落架安裝于風(fēng)洞之中進(jìn)行起飛、降落的模擬。此試驗(yàn)方法較為接近起落架真實(shí)使用情況，試驗(yàn)結(jié)果準(zhǔn)確可靠，但試驗(yàn)耗資巨大，建設(shè)周期過(guò)長(zhǎng)，不宜在短時(shí)間內(nèi)進(jìn)行。國(guó)內(nèi)對(duì)于起落架收放試驗(yàn)的研究一般在無(wú)風(fēng)洞條件下進(jìn)行。由于起落架在真實(shí)收放過(guò)程中受到的力為一個(gè)分布力系，在試驗(yàn)中模擬極為困難，因此普遍將該分布力系進(jìn)行簡(jiǎn)化，應(yīng)用鉸鏈力矩等效原理將該氣動(dòng)載荷簡(jiǎn)化為一個(gè)或幾個(gè)集中力來(lái)施加于起落架上。根據(jù)試驗(yàn)裝置的不同主要分為以下三種
(a)液壓伺服作動(dòng)筒加載方案
該方案結(jié)構(gòu)較為簡(jiǎn)單，負(fù)載模擬的跟蹤性能較好，但其不足之處在于對(duì)液壓作動(dòng)筒的要求較高。第一，對(duì)作動(dòng)筒尺寸要求較大，作動(dòng)筒過(guò)小無(wú)法提供足夠的行程用于起落架的收放，作動(dòng)筒過(guò)大安裝可能產(chǎn)生干涉；第二，力矩等效法會(huì)產(chǎn)生附加力，導(dǎo)致收放過(guò)程中受力模型不準(zhǔn)確；第三，加載作動(dòng)筒的速度比較小，可能無(wú)法滿足飛機(jī)起落架收放時(shí)所需要的速度；第四，需要建設(shè)一整套完備的液壓伺服控制系統(tǒng)，試驗(yàn)周期較長(zhǎng)，投入較大。(b)質(zhì)量塊一凸輪一滑軌加載方案
該方案氣動(dòng)載荷較為接近真實(shí)情況，載荷方向性好，但其不足之處有如下幾點(diǎn) 第一’結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)較為復(fù)雜，鋼絲繩數(shù)量過(guò)多導(dǎo)致易與起落架產(chǎn)生干涉；第二，根據(jù)起落架上氣動(dòng)載荷的大小只能設(shè)計(jì)唯一的凸輪形狀與之對(duì)應(yīng)，對(duì)應(yīng)于某些載荷工況可能無(wú)法設(shè)計(jì)出相應(yīng)的凸輪來(lái)滿足其加載要求；第三，加載中質(zhì)量塊隨著起落架的收放會(huì)產(chǎn)生晃動(dòng)，加載精度無(wú)法得到保證，并且存在一定的安全隱患。(c)伺服電機(jī)加載方案
一種伺服電機(jī)式起落架收放隨動(dòng)加載系統(tǒng)，專利申請(qǐng)?zhí)?br> 該方案采用兩套伺服電機(jī)，通過(guò)鋼絲繩對(duì)起落架加載，并采用一套伺服電機(jī)，通過(guò)滾珠絲杠帶動(dòng)裝有轉(zhuǎn)向滑輪的升降平臺(tái)進(jìn)行上下運(yùn)動(dòng)，從而通過(guò)協(xié)調(diào)伺服電機(jī)的工作，達(dá)到模擬飛機(jī)起落架在收放過(guò)程中受到的氣動(dòng)載荷的大小和方向。該方案響應(yīng)速度快，跟隨性較好，加載精度高。起落架收起過(guò)程假設(shè)起落架完全放下時(shí)收放角度為0，加載點(diǎn)位置至起落架根部轉(zhuǎn)軸位置距離為R，當(dāng)0° ( Θ彡45°時(shí)，水平伺服電機(jī)釋放鋼絲繩長(zhǎng)度L=Rsine-R(Ι-cos Θ );當(dāng)45° ^ Θ <90。時(shí),水平伺服電機(jī)收起鋼絲繩長(zhǎng)度L=Rsin Θ-R( Ι-cos Θ )。起落架放下過(guò)程假設(shè)起落架完全收起時(shí)收放角度為0，加載點(diǎn)位置至起落架根部轉(zhuǎn)軸位置距離為R，當(dāng)0° ( Θ彡45°時(shí)，水平伺服電機(jī)釋放鋼絲繩長(zhǎng)度L=Rsine-R(Ι-cos Θ );當(dāng)45° ^ Θ <90。時(shí),水平伺服電機(jī)收起鋼絲繩長(zhǎng)度L=Rsin Θ-R( Ι-cos Θ )。收放過(guò)程中水平伺服電機(jī)需要兩次反轉(zhuǎn)來(lái)保證鋼絲繩上始終是拉力，伺服電機(jī)反轉(zhuǎn)可導(dǎo)致起落架收放過(guò)程中載荷模擬不連續(xù)，甚至導(dǎo)致鋼絲繩脫離升降平臺(tái)上的轉(zhuǎn)向滑輪
發(fā)明內(nèi)容
·本發(fā)明針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種自控彈簧一阻尼系統(tǒng)氣動(dòng)力負(fù)載加載系統(tǒng)及加載方法，該方加載精度高、載荷模擬連續(xù)性好、結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、操作方便，能適用于各類型飛機(jī)起落架收放試驗(yàn)。為實(shí)現(xiàn)以上的技術(shù)目的，本發(fā)明將采取以下的技術(shù)方案
一種起落架自控彈簧一阻尼系統(tǒng)氣動(dòng)力負(fù)載加載系統(tǒng)，由飛機(jī)起落架裝夾機(jī)構(gòu)、氣動(dòng)力負(fù)載方向控制機(jī)構(gòu)、氣動(dòng)力負(fù)載大小模擬機(jī)構(gòu)；其中飛機(jī)起落架裝夾機(jī)構(gòu)由安裝于地面的試驗(yàn)臺(tái)架、安裝于試驗(yàn)臺(tái)架上的吊板，安裝于吊板下表面用于裝夾起落架主支柱的主支柱夾具、安裝于吊板下表面用于裝夾起落架收放作動(dòng)筒的收放作動(dòng)筒夾具組成；其中氣動(dòng)力負(fù)載方向控制機(jī)構(gòu)包括安裝于試驗(yàn)地面的支撐架、安裝于支撐架上的滾珠絲桿和直線導(dǎo)軌，還包括安裝于支撐架下部且輸出軸與滾珠絲桿下端相連的升降臺(tái)伺服電機(jī)，還包括通過(guò)升降螺母安裝于滾珠絲桿上，同時(shí)通過(guò)直線法蘭軸承安裝于直線導(dǎo)軌上的升降臺(tái)；其中氣動(dòng)力負(fù)載大小模擬機(jī)構(gòu)包括與支撐架相對(duì)固定的頂板，還包括彈簧阻尼加載機(jī)構(gòu)；所述彈簧阻尼加載機(jī)構(gòu)包括安裝于頂板上的加載系統(tǒng)伺服電機(jī)、通過(guò)減速器與加載系統(tǒng)伺服電機(jī)連接的圓盤、通過(guò)鋼絲繩與圓盤連接的彈簧一阻尼系統(tǒng)，還包括安裝于升降臺(tái)的定滑輪，還包括一端連接于所述彈簧一阻尼系統(tǒng)另一端繞過(guò)所述定滑輪連接飛機(jī)起落架加載點(diǎn)的鋼絲繩；上述彈簧一阻尼系統(tǒng)為彈簧和阻尼器并聯(lián)結(jié)構(gòu)，且共有兩套。本發(fā)明的技術(shù)方案還包括上述起落架自控彈簧一阻尼系統(tǒng)氣動(dòng)力負(fù)載加載系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)的加載方法，包括以下過(guò)程
(a)、在飛機(jī)起落架收放過(guò)程中，利用氣動(dòng)力負(fù)載方向控制機(jī)構(gòu)保證定滑輪與起落架加載點(diǎn)之間的鋼絲繩保持水平，具體是通過(guò)以下方式實(shí)現(xiàn)的
將飛機(jī)起落架轉(zhuǎn)過(guò)的角度換算為升降臺(tái)需要升高或降低的距離，將滾珠絲桿轉(zhuǎn)過(guò)的角度換算為升降臺(tái)實(shí)際升高或降低的距離，通過(guò)安裝于起落架的角度傳感器和安裝于滾珠絲桿的角度傳感器監(jiān)控升降臺(tái)伺服電機(jī)的運(yùn)行；
(b)、根據(jù)升降臺(tái)升高或降低的距離，控制加載系統(tǒng)伺服電機(jī)的運(yùn)行，使鋼絲繩始終保持自然張緊；由于鋼絲繩始終保持自然張緊狀態(tài)，因此鋼絲繩上模擬的氣動(dòng)力負(fù)載大小僅由彈簧一阻尼器提供；
設(shè)定彈簧一阻尼系統(tǒng)變形量為Δ51,阻尼器兩端相對(duì)運(yùn)動(dòng)速度為V，彈簧剛度系數(shù)為k，阻尼器阻尼系數(shù)為c ;
當(dāng)飛機(jī)起落架處于收起或者放下位置時(shí)，鋼絲繩上模擬的氣動(dòng)力負(fù)載大小等于彈簧一阻尼系統(tǒng)中彈簧發(fā)生變形時(shí)產(chǎn)生的力，即咖;
當(dāng)飛機(jī)起落架處于動(dòng)態(tài)收起或者放下過(guò)程中時(shí)，鋼絲繩上模擬的氣動(dòng)力負(fù)載大小等于彈簧一阻尼系統(tǒng)中彈簧和阻尼器產(chǎn)生的力之和，即+i (IB =kAi +cv ；
(C)、提前設(shè)定起落架收放過(guò)程中相應(yīng)時(shí)刻所需要的加載載荷，在彈簧一阻尼系統(tǒng)一端安裝載荷傳感器用于測(cè)量對(duì)應(yīng)時(shí)刻下鋼絲繩上的載荷，并實(shí)時(shí)反饋給加載系統(tǒng)伺服電機(jī)，通過(guò)改變加載系統(tǒng)伺服電機(jī)轉(zhuǎn)速的快慢以改變彈簧一阻尼系統(tǒng)中彈簧變形量和阻尼器 兩端運(yùn)動(dòng)速度，從而改變氣動(dòng)力負(fù)載大小。根據(jù)以上的技術(shù)方案，可以實(shí)現(xiàn)以下的有益效果
1.本發(fā)明提供的自控彈簧一阻尼系統(tǒng)氣動(dòng)力負(fù)載加載方案中采用兩套彈簧一阻尼系統(tǒng)單獨(dú)加載，分別對(duì)起落架兩側(cè)對(duì)稱位置進(jìn)行加載，跟伺服電機(jī)式起落架收放隨動(dòng)加載系統(tǒng)相比，加載系統(tǒng)伺服電機(jī)無(wú)需帶動(dòng)圓盤進(jìn)行反向轉(zhuǎn)動(dòng)，因此載荷模擬連續(xù)性更好；
2.傳統(tǒng)的液壓伺服作動(dòng)筒方案加載對(duì)作動(dòng)筒空間尺寸要求嚴(yán)格，且作動(dòng)筒的速度可能跟不上起落架收放的速度，本發(fā)明提供的自控彈簧一阻尼系統(tǒng)氣動(dòng)力負(fù)載加載方案，響應(yīng)速度快，試驗(yàn)設(shè)備占用空間較??；
3.質(zhì)量塊-凸輪-滑軌加載方案結(jié)構(gòu)復(fù)雜，鋼絲繩數(shù)量較多，易發(fā)生干涉，且質(zhì)量塊的晃動(dòng)會(huì)影響加載精度，自控彈簧一阻尼系統(tǒng)氣動(dòng)力負(fù)載加載方案鋼絲繩數(shù)量較少，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，且加載過(guò)程平穩(wěn)，易保證加載的精度；
4.本發(fā)明提供的方案中采用滾珠絲桿、直線導(dǎo)軌以及直線法蘭軸承，4根直線導(dǎo)軌通過(guò)直線法蘭軸承與升降臺(tái)連接，使得升降臺(tái)的上下直線運(yùn)動(dòng)更加平穩(wěn)。5.本發(fā)明提供的自控彈簧一阻尼系統(tǒng)方案，可調(diào)節(jié)彈簧的剛度系數(shù)和阻尼器的阻尼系數(shù)，能夠適用于不同型號(hào)尺寸的起落架收放試驗(yàn)，適用范圍更廣。


圖I是收放試驗(yàn)整體安裝示意 圖2是收放試驗(yàn)自控彈簧-阻尼系統(tǒng)氣動(dòng)力加載方案示意 圖3是起落架安裝示意 圖4是圖I的主視 圖5是圖I的俯視 圖6是圖I的左視 圖7是起落架收起過(guò)程示意圖；箭頭方向代表起落架收起方向；
圖8是起落架放下過(guò)程示意圖；箭頭方向代表起落架放下方向；
圖中標(biāo)號(hào)名稱1、試驗(yàn)臺(tái)架，2、飛機(jī)起落架，3、撐桿作動(dòng)筒，4、支撐架，5、滾珠絲桿，6、滾珠絲桿螺母，7、升降臺(tái)伺服電機(jī)，8、升降臺(tái)，9、加載系統(tǒng)伺服電機(jī)，10、減速器，11、圓盤，12、鋼絲繩，13、單耳片支座，14、導(dǎo)軌夾頭支座，15、直線導(dǎo)軌，16、彈簧，17、直線法蘭軸承，18、地腳螺栓，19、彈簧-阻尼系統(tǒng)，20、定滑輪，21、雙耳片支座，22、力傳感器，23、頂板，24、角度傳感器。
具體實(shí)施例方式下面結(jié)合說(shuō)明書附圖以及具體實(shí)施范例，進(jìn)一步闡述本發(fā)明，應(yīng)理解這些實(shí)施范例僅僅用于對(duì)本發(fā)明的進(jìn)一步說(shuō)明，而不用于限制本發(fā)明的范圍，在閱讀了本發(fā)明之后，本領(lǐng)域技術(shù)人員對(duì)本發(fā)明的各種等價(jià)形式的修改均落于本申請(qǐng)所附權(quán)利要求所限定的范圍。如圖I和圖2所示，一種自控彈簧一阻尼系統(tǒng)氣動(dòng)力負(fù)載加載方案，它包括試驗(yàn)臺(tái)架I、飛機(jī)起落架2、撐桿作動(dòng)筒3、支撐架4，負(fù)載跟隨裝置包括安裝在支撐架4上的滾珠絲桿5、滾珠絲杠螺母6、升降臺(tái)伺服電機(jī)7、升降臺(tái)8、定滑輪20、角度傳感器24，升降臺(tái)4固定安裝在滾珠絲桿螺母6以及直線法蘭軸承17上，沿導(dǎo)軌15上下運(yùn)動(dòng)，升降臺(tái)伺服電機(jī)7的輸出軸通過(guò)聯(lián)軸器與滾珠絲桿5聯(lián)接；負(fù)載加載裝置包括兩套彈簧一阻尼系統(tǒng)加載機(jī)構(gòu)，每一套加載機(jī)構(gòu)均包括加載系統(tǒng)伺服電機(jī)9、減速器10、圓盤11、彈簧一阻尼系統(tǒng)19、鋼絲繩12、力傳感器22，減速器10連接在加載系統(tǒng)伺服電機(jī)9輸出軸上，圓盤11連接在減速器10的輸出軸上，鋼絲繩12 —端連接在力傳感器22上，另一端繞過(guò)定滑輪20連接在飛機(jī)起落架2上，力傳感器22通過(guò)螺栓固聯(lián)于彈簧一阻尼系統(tǒng)19下端，彈簧一阻尼系統(tǒng)19上端連接一小段鋼絲繩，并將這一小段鋼絲繩另一端繞在圓盤11上。以上說(shuō)明的自控彈簧一阻尼系統(tǒng)加載方案，所述的支撐架4上安裝有4個(gè)導(dǎo)軌夾頭支座14，4根直線導(dǎo)軌15下端分別安裝在4個(gè)導(dǎo)軌夾頭支座14上，升降臺(tái)8上安裝有4個(gè)直線法蘭軸承17，4根直線導(dǎo)軌15分別穿過(guò)4個(gè)直線法蘭軸承17，滾珠絲桿螺母6連接在升降臺(tái)8上，兩套加載機(jī)構(gòu)以升降臺(tái)8的中心為對(duì)稱點(diǎn)安裝在頂板23上，兩套機(jī)構(gòu)的鋼絲繩12和彈簧一阻尼系統(tǒng)19分布在起落架2兩側(cè)。如圖3所示，所述的起落架2通過(guò)其自身鉸接處連接到單耳片支座13上，撐桿作動(dòng)筒4通過(guò)其自身鉸接處連接在雙耳片支座21上，撐桿作動(dòng)筒4下端鉸接處通過(guò)關(guān)節(jié)軸承與飛機(jī)起落架2連接。設(shè)定彈簧一阻尼系統(tǒng)變形量為ΔΚ,阻尼器兩端相對(duì)運(yùn)動(dòng)速度為V，彈簧剛度系數(shù)為k，阻尼器阻尼系數(shù)為C。當(dāng)起落架處于靜態(tài)的狀態(tài)時(shí)，鋼絲繩上模擬的氣動(dòng)力負(fù)載，大小等同于彈簧靜態(tài)時(shí)發(fā)生形變時(shí)產(chǎn)生的力的大小，即;當(dāng)起落架處于動(dòng)態(tài)收放過(guò)程中時(shí)，鋼絲繩上模擬的氣動(dòng)力，大小等同于彈簧一阻尼系統(tǒng)發(fā)生形變時(shí)產(chǎn)生的力的大小，即匕細(xì)巧備+FmM^=kAS+cv。假設(shè)飛機(jī)起落架2上氣動(dòng)力加載點(diǎn)至起落架根部轉(zhuǎn)軸的距離為R，飛機(jī)起落架2轉(zhuǎn)過(guò)的角度為收放角度Θ，升降臺(tái)上下運(yùn)動(dòng)的距離為L(zhǎng)，飛機(jī)起落架2上加載點(diǎn)至升降臺(tái)8上定滑輪20距離變化量AL。起落架收起過(guò)程設(shè)定飛機(jī)起落架2在完全放下的位置收起角度為0°，L=Rd-Cos Θ ), AL=Rsin Θ，假設(shè)沒(méi)有彈簧一阻尼系統(tǒng)19，0°彡Θ彡45°時(shí)，加載系統(tǒng)伺服電機(jī)9釋放鋼絲繩長(zhǎng)度為Rsin Θ-R(l-cos Θ )，45° ( Θ彡90°時(shí)，加載系統(tǒng)伺服電機(jī)9收起鋼絲繩長(zhǎng)度為Rsin Θ -R (Ι-cos Θ )，當(dāng)Θ為45°時(shí)，加載系統(tǒng)伺服電機(jī)9釋放的鋼絲繩長(zhǎng)度達(dá)到最大，約為0.414R。在收起角度Θ達(dá)到45°后，加載系統(tǒng)伺服電機(jī)9無(wú)需反、轉(zhuǎn)，只需要減慢釋放繞在圓盤11上的鋼絲繩即可。起落架放下過(guò)程設(shè)定飛機(jī)起落架2在完全收起的位置放下角度為0°，L=Rsin Θ , AL= R(l-cos Θ )，假設(shè)沒(méi)有彈簧一阻尼系統(tǒng)19，0°彡Θ彡45°時(shí)，加載系統(tǒng)伺服電機(jī)9收起鋼絲繩長(zhǎng)度為Rsin Θ-R(l-cos Θ )，45° ( Θ彡90°時(shí)，加載系統(tǒng)伺服電機(jī)9釋放鋼絲繩長(zhǎng)度為Rsin Θ-R (1-COS0)，當(dāng)Θ為45°時(shí)，加載系統(tǒng)伺服電機(jī)(9)收起的鋼絲繩長(zhǎng)度達(dá)到最大，約為O. 414R。由于起落架在放下過(guò)程中氣動(dòng)力負(fù)載呈上升趨勢(shì)，彈簧一阻尼系統(tǒng)19需要增大其變形量以及提高阻尼器兩端運(yùn)動(dòng)速度，在放下角度Θ達(dá)到45°后，加載系統(tǒng)伺服電機(jī)9無(wú)需反轉(zhuǎn)，只需要加速收起繞在圓盤11上的鋼絲繩即可。起落架收放過(guò)程中所受的氣動(dòng)力負(fù)載大小隨收放角度變化而變化，起落架收起過(guò)程中，氣動(dòng)力負(fù)載隨著收起角度的增大總體呈現(xiàn)下降趨勢(shì)，而在放下過(guò)程中，氣動(dòng)力負(fù)載隨著放下角度的增加總體呈上升趨勢(shì)。 本發(fā)明提供的自控彈簧一阻尼系統(tǒng)氣動(dòng)力負(fù)載加載方案實(shí)際工作原理為試驗(yàn)前，起落架2處于飛機(jī)剛剛離開(kāi)地面時(shí)的狀態(tài)，加載系統(tǒng)伺服電機(jī)9工作，使鋼絲繩12在小載荷下張緊，調(diào)整升降臺(tái)8的高度，使得在定滑輪20到飛機(jī)起落架2上加載點(diǎn)之間的一段鋼絲繩12到達(dá)水平位置；試驗(yàn)開(kāi)始時(shí)，撐桿作動(dòng)筒3開(kāi)始往外伸長(zhǎng)，飛機(jī)起落架2繞自己與單耳片支座13鉸接處運(yùn)動(dòng)，升降臺(tái)伺服電機(jī)7根據(jù)飛機(jī)起落架2收起角度控制升降臺(tái)8升上高度，通過(guò)角度傳感器24的輸出信號(hào)監(jiān)測(cè)升降臺(tái)伺服電機(jī)7的運(yùn)轉(zhuǎn)，保證鋼絲繩12從定滑輪20至飛機(jī)起落架2之間一段的水平狀態(tài)，同時(shí)加載系統(tǒng)伺服電機(jī)9根據(jù)力傳感器22輸出的氣動(dòng)力負(fù)載信號(hào)控制轉(zhuǎn)動(dòng)，不斷調(diào)整彈簧一阻尼系統(tǒng)19的變形量以及阻尼器兩端相對(duì)運(yùn)動(dòng)速度，模擬飛機(jī)起落架2上所受的氣動(dòng)力；當(dāng)飛機(jī)起落架2收起至規(guī)定位置時(shí)，升降臺(tái)伺服電機(jī)7迅速制動(dòng)，加載系統(tǒng)伺服電機(jī)9根據(jù)力傳感器22的信號(hào)控制轉(zhuǎn)動(dòng)，迅速地使鋼絲繩12上的載荷達(dá)到規(guī)定值；飛機(jī)起落架2開(kāi)始放下時(shí)，撐桿作動(dòng)筒3開(kāi)始往回收縮，升降臺(tái)伺服電機(jī)7根據(jù)放下角度控制升降臺(tái)8下降高度，通過(guò)角度傳感器24的輸出信號(hào)監(jiān)測(cè)升降臺(tái)伺服電機(jī)7的運(yùn)轉(zhuǎn)，保證鋼絲繩12從定滑輪20至飛機(jī)起落架2之間一段的水平狀態(tài)，加載系統(tǒng)伺服電機(jī)9根據(jù)力傳感器22的輸出的氣動(dòng)力負(fù)載信號(hào)控制轉(zhuǎn)動(dòng)，不斷調(diào)整彈簧一阻尼系統(tǒng)19的變形量以及阻尼器兩端相對(duì)運(yùn)動(dòng)速度，保證鋼絲繩12上的載荷符合要求；飛機(jī)起落架2到放下位置時(shí)，升降臺(tái)伺服電機(jī)7迅速制動(dòng)，滾珠絲杠5停止運(yùn)動(dòng)，加載系統(tǒng)伺服電機(jī)9根據(jù)力傳感器22的輸出信號(hào)控制轉(zhuǎn)動(dòng)，保證鋼絲繩12上載荷符合規(guī)定要求,此時(shí)一個(gè)收放過(guò)程結(jié)束。本發(fā)明提供的彈簧-阻尼系統(tǒng)氣動(dòng)力負(fù)載加載方案能夠精確模擬飛機(jī)起落架收放過(guò)程中的氣動(dòng)力負(fù)載，能適用于各類型飛機(jī)起落架收放試驗(yàn)，并能為飛機(jī)起落架設(shè)計(jì)研發(fā)提供準(zhǔn)確的相應(yīng)參數(shù)。以上所述僅為本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施方式，應(yīng)當(dāng)指出，對(duì)于本技術(shù)領(lǐng)域的技術(shù)人員來(lái)說(shuō)，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以提出若干改進(jìn)措施，這些改進(jìn)也應(yīng)視為本發(fā)明的保護(hù)范圍。
權(quán)利要求
1.一種起落架自控彈簧一阻尼系統(tǒng)氣動(dòng)力負(fù)載加載系統(tǒng)，由飛機(jī)起落架裝夾機(jī)構(gòu)、氣動(dòng)力負(fù)載方向控制機(jī)構(gòu)、氣動(dòng)力負(fù)載大小模擬機(jī)構(gòu)組成，其特征在于 上述飛機(jī)起落架裝夾機(jī)構(gòu)由安裝于地面的試驗(yàn)臺(tái)架(I )、安裝于試驗(yàn)臺(tái)架上的吊板，安裝于吊板下表面用于裝夾起落架主支柱的主支柱夾具、安裝于吊板下表面用于裝夾起落架收放作動(dòng)筒的收放作動(dòng)筒夾具組成； 氣動(dòng)力負(fù)載方向控制機(jī)構(gòu)包括安裝于地面的支撐架(4)、安裝于支撐架(4)上的滾珠絲桿(5)和直線導(dǎo)軌(15)，還包括安裝于支撐架下部且輸出軸與滾珠絲桿下端相連的升降臺(tái)伺服電機(jī)(7)，還包括通過(guò)滾珠絲杠螺母(6)安裝于滾珠絲桿(5)上，同時(shí)通過(guò)直線法蘭軸承(17)安裝于直線導(dǎo)軌(15)上的升降臺(tái)(8); 氣動(dòng)力負(fù)載大小模擬機(jī)構(gòu)包括與支撐架(4)相對(duì)固定的頂板(23)，還包括彈簧阻尼加載機(jī)構(gòu)；所述彈簧阻尼加載機(jī)構(gòu)包括安裝于頂板(23)上的加載系統(tǒng)伺服電機(jī)(9)、通過(guò)減速器(10)與加載系統(tǒng)伺服電機(jī)(9)連接的圓盤(11)、通過(guò)鋼絲繩與圓盤(11)連接的彈簧一阻尼系統(tǒng)(19)，還包括安裝于升降臺(tái)(8)的定滑輪(20)，還包括一端連接于所述彈簧一阻尼系統(tǒng)(19)另一端繞過(guò)所述定滑輪(20)連接飛機(jī)起落架加載點(diǎn)的鋼絲繩(12);上述彈簧一阻尼系統(tǒng)(19)為彈簧和阻尼器并聯(lián)結(jié)構(gòu)。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的起落架自控彈簧一阻尼系統(tǒng)氣動(dòng)力負(fù)載加載系統(tǒng)，其特征在于上述主支柱夾具為單耳片支座(13)，上述收放作動(dòng)筒夾具為雙耳片支座(21)。
3.根據(jù)權(quán)利要求I所述的起落架自控彈簧一阻尼系統(tǒng)氣動(dòng)力負(fù)載加載系統(tǒng)，其特征在于上述彈簧阻尼加載機(jī)構(gòu)為兩套。
4.利用權(quán)利要求I所述的起落架自控彈簧一阻尼系統(tǒng)氣動(dòng)力負(fù)載加載系統(tǒng)的加載方法，其特征在于包括以下過(guò)程 (a)、在飛機(jī)起落架(2)收放過(guò)程中，利用氣動(dòng)力負(fù)載方向控制機(jī)構(gòu)保證定滑輪(20)與起落架加載點(diǎn)之間的鋼絲繩保持水平，具體是通過(guò)以下方式實(shí)現(xiàn)的 將飛機(jī)起落架轉(zhuǎn)過(guò)的角度換算為升降臺(tái)(8)需要升高或降低的距離，將滾珠絲桿(5)轉(zhuǎn)過(guò)的角度換算為升降臺(tái)(8)實(shí)際升高或降低的距離，通過(guò)安裝于起落架的角度傳感器和安裝于滾珠絲桿(5)的角度傳感器(24)監(jiān)控升降臺(tái)伺服電機(jī)(7)的運(yùn)行； (b)、根據(jù)升降臺(tái)(8)升高或降低的距離，控制加載系統(tǒng)伺服電機(jī)(9)的運(yùn)行，使鋼絲繩始終保持自然張緊；由于鋼絲繩始終保持自然張緊狀態(tài)，因此鋼絲繩(12)上模擬的氣動(dòng)力負(fù)載大小僅由彈簧一阻尼器(19)提供；設(shè)定彈簧一阻尼系統(tǒng)變形量為Δ公，阻尼器兩端相對(duì)運(yùn)動(dòng)速度力、彈簧剛度系數(shù)為k，阻尼器阻尼系數(shù)為c ； 當(dāng)飛機(jī)起落架(2)處于收起或者放下位置時(shí)，鋼絲繩(12)上模擬的氣動(dòng)力負(fù)載大小等于彈簧一阻尼系統(tǒng)(19)中彈簧發(fā)生變形時(shí)產(chǎn)生的力，即；
全文摘要
本發(fā)明公開(kāi)了一種飛機(jī)起落架收放的彈簧-阻尼系統(tǒng)氣動(dòng)力負(fù)載加載系統(tǒng)和加載方法，屬于飛機(jī)起落架收放試驗(yàn)系統(tǒng)，它包括試驗(yàn)臺(tái)架(1)、飛機(jī)起落架(2)、連接在飛機(jī)起落架(2)上的撐桿作動(dòng)筒(3)、支撐架(4)，其中氣動(dòng)力負(fù)載方向控制機(jī)構(gòu)控制起落架在收放過(guò)程中氣動(dòng)載荷的方向，氣動(dòng)力負(fù)載大小模擬機(jī)構(gòu)控制起落架在收放過(guò)程中氣動(dòng)載荷的大小。本發(fā)明提供的自控彈簧-阻尼系統(tǒng)氣動(dòng)力負(fù)載加載方案加載精度高、負(fù)載模擬連續(xù)性好、結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)潔，能適用于各類型飛機(jī)起落架收放試驗(yàn)，并能為飛機(jī)起落架設(shè)計(jì)研發(fā)提供準(zhǔn)確的相應(yīng)參數(shù)。
文檔編號(hào)B64F5/00GK102717897SQ20121019321
公開(kāi)日2012年10月10日 申請(qǐng)日期2012年6月13日 優(yōu)先權(quán)日2012年6月13日
發(fā)明者孫穩(wěn), 房務(wù)官, 杜楠楠, 王鈺龍, 聶宏, 魏小輝 申請(qǐng)人:南京航空航天大學(xué)