一種起落架應(yīng)急斷離銷試驗臺及其試驗方法
【專利摘要】本發(fā)明公開一種起落架應(yīng)急斷離銷試驗臺及其實驗方法，通過一套由兩個液壓泵構(gòu)成液壓加載系統(tǒng)和設(shè)計的試驗臺可以完成應(yīng)急斷離銷限制載荷試驗、極限載荷試驗和斷離載荷試驗。在限制載荷試驗與極限載荷試驗時，通過液壓加載系統(tǒng)驅(qū)動加載臂對試件加載至限制載荷與極限載荷實現(xiàn)；進行斷離載荷試驗時，使一個液壓泵驅(qū)動加載臂對試件加載至限制載荷，另一個液壓泵處于高壓狀態(tài)，隨后快速切換兩個液壓泵，直接在試件處產(chǎn)生超過最大斷離載荷的力。本發(fā)明的優(yōu)點為：（1）試件能夠準(zhǔn)確模擬應(yīng)急斷離銷在起落架中復(fù)雜的應(yīng)力狀態(tài)。（2）通過兩個液壓泵的快速切換滿足從限制載荷到斷離載荷3秒內(nèi)完成的要求。（3）設(shè)計放大臂，降低了對液壓泵壓力和各個構(gòu)件強度的要求。
【專利說明】一種起落架應(yīng)急斷離銷試驗臺及其試驗方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種試驗裝置，具體來說，是一種起落架應(yīng)急斷離銷試驗臺及其試驗方法。
【背景技術(shù)】
[0002]飛機起降滑跑過程是飛行事故的多發(fā)階段，因此起落架系統(tǒng)是關(guān)系到飛機安全的關(guān)鍵系統(tǒng)之一。其設(shè)計被認(rèn)為是飛機和事故之間最主要的紐帶，在飛機的總體設(shè)計中占到至關(guān)重要的位置。為避免起落架的失效而引發(fā)周邊機翼機身結(jié)構(gòu)件的破壞，保護機翼油箱，防止失火爆炸，在起落架接頭部位設(shè)計薄弱區(qū)作為應(yīng)急斷離的措施是現(xiàn)代民用飛機的主要手段之一，常見的薄弱結(jié)構(gòu)為軸銷的形式，因而稱其為應(yīng)急斷離銷。
[0003]美國聯(lián)邦航空管理局(FAA)頒布的FAR25適航標(biāo)準(zhǔn)和中國民用航空管理局(CAAC)頒布的CCAR25適航標(biāo)準(zhǔn)都對起落架應(yīng)急斷離結(jié)構(gòu)做了明確要求。其中，CCAR25部的305 (a)條、(b)條規(guī)定應(yīng)急斷離結(jié)構(gòu)應(yīng)滿足以下要求:即主起落架應(yīng)急斷離銷能夠承受限制載荷而無有害的永久變形，在直到限制載荷的任何載荷作用下，變形不得妨礙安全運行；且主起落架斷離銷能夠承受極限載荷至少三秒鐘而不破壞。同時還要滿足當(dāng)飛機墜撞時，斷離銷能夠在機翼結(jié)構(gòu)破壞前首先斷離，從而不會導(dǎo)致起落架扯破機翼油箱造成燃油泄漏等危險。為此，西方民用飛機廠商的飛機主起落架都采用了多個斷離銷分多次依次斷離的方式保證飛機墜撞的安全。
[0004]以某型的干線飛機為例，其起落架為前三點式布局，主起落架為并列雙輪式，如圖1所示，起落架前耳I與機翼后梁采用轉(zhuǎn)動副連接，承受徑向載荷；起落架后耳2鉸接在起落架支撐梁上，承受軸向和徑向載荷。
[0005]由于起落架要承受飛機起飛、著陸、滑行、轉(zhuǎn)彎等機動，因此機輪胎面會受三個方向的外力的作用，這些載荷會產(chǎn)生彎矩，并通過主起落架支柱3傳遞到起落架前耳I與起落架后耳2上，最終由起落架前耳I與起落架后耳2以集中力的形式傳遞給機體。在極限載荷以上，起落架會逐步斷離，存在多個斷離點，而其中第一斷離點的選擇極為重要；下面對斷離方案的設(shè)計進行介紹:
[0006](I)斷離方案一
[0007]將起落架前耳I位置的軸銷設(shè)計為第一薄弱位置，起落架后耳2位置連接強度比最大斷離載荷稍高。由此，起落架前耳I在達到斷離載荷下首先斷裂，其載荷轉(zhuǎn)移到起落架后耳2及側(cè)撐桿4上，在大彎矩下，整個起落架在起落架后耳2位置撬斷起落架支撐梁后甩出。
[0008](2)斷離方案二
[0009]起落架后耳2位置的軸銷設(shè)計為第一薄弱位置，起落架前耳I位置連接強度比最大斷離載荷稍高。起落架后耳2位置的軸銷在斷離載荷下首先斷裂；其載荷轉(zhuǎn)移到起落架前耳I位置軸銷及側(cè)撐桿4上，起落架前耳I與機翼后梁采用轉(zhuǎn)動副連接，有可能直接從機翼后梁脫落，也有可能某些部分被卡住，從而把機翼后梁撬壞，進而損壞機翼結(jié)構(gòu)。從而方案二的可行性遭到質(zhì)疑，因而選用斷離方案一，即起落架前耳I位置軸銷為第一薄弱位置。
[0010]在斷離方案一中，由于起落架前耳I直接與機翼后梁連接，因此將起落架前耳I位置軸銷設(shè)計為第一斷離點后，當(dāng)軸銷的強度低于機翼后梁及附近主承力構(gòu)件的強度時，可以保證起落架斷離時機翼翼盒主承力結(jié)構(gòu)不發(fā)生破裂。針對斷離方案一，為滿足適航要求，需要設(shè)計起落架應(yīng)急斷離銷的試驗方案，對應(yīng)急斷離銷進行試驗。
[0011]根據(jù)《飛機起落架強度設(shè)計指南》，飛機起落架落震試驗是在地面專門試驗設(shè)施上進行模擬飛機著陸撞擊地面的一種動力特性試驗，是飛機起落架緩沖器設(shè)計的關(guān)鍵環(huán)節(jié)。飛機起落架設(shè)計，需要通過一系列落震試驗得到起落架的各項參數(shù)，如位移、載荷、加速度、力和應(yīng)變等來確定起落架的狀況，從而選擇合適的油孔尺寸和型式，以及調(diào)整緩沖系統(tǒng)內(nèi)部充填參數(shù)，從而使緩沖器性能達到設(shè)計要求。同時通過試驗也可以檢驗起落架過載，輪胎行程以及起落架結(jié)構(gòu)的強度、剛度是否達到預(yù)期要求。
[0012]而落震試驗屬于沖擊試驗的一種，載荷經(jīng)歷的時間為0.0ls量級，無法準(zhǔn)確模擬斷離銷的承載狀態(tài)，同時斷離銷限制載荷試驗，極限載荷試驗和斷離載荷試驗都需要有一個加載過程，而落震試驗臺無法準(zhǔn)確模擬整個加載過程。此外，前耳軸斷離銷的受力是懸臂形式，受到彎矩和剪切力作用，不是沖擊試驗的純剪切形式的受載。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0013]為了解決現(xiàn)上述問題，本發(fā)明提出一種起落架應(yīng)急斷離銷試驗臺及其試驗方法，可用于起落架應(yīng)急斷離銷的限制載荷試驗、極限載荷試驗和斷離載荷試驗。以滿足中國民用航空管理局(CAAC)頒布的《運輸類飛機適航標(biāo)準(zhǔn)》對起落架應(yīng)急斷離結(jié)構(gòu)的要求。
[0014]本發(fā)明一種起落架應(yīng)急斷離銷試驗臺，包括機架、載荷放大臂、加載作動器、測力傳感器、起落架前耳模擬件、軸承模擬件。
[0015]所述機架為框架結(jié)構(gòu)；頂部具有軸承模擬件安裝平面，軸承模擬件安裝平面上開有試件定位孔。
[0016]所述載荷放大臂為由加載臂與主動臂構(gòu)成的一體結(jié)構(gòu)，主動臂傾斜設(shè)置，與水平面間具有夾角，主動臂的固定端與加載臂固定端相接，鉸接端與機架鉸接；在加載臂的安裝端上通過螺栓固定安裝有測力傳感器。
[0017]所述加載作動器為兩個，兩個加載作動器均豎直設(shè)置；兩個加載作動器的機體端均固定在固定安裝在機架底端；兩個加載作動器的伸縮端均與載荷放大臂中主動臂與加載臂相接處鉸接。
[0018]所述起落架前耳模擬件具有U型橫截面，水平設(shè)置；起落架前耳模擬件末端具有連接柱，連接柱依次穿過測力傳感器中心通孔以及載荷放大比中加載臂端部通孔后，與加載臂間配合固定，且末端與測力傳感器貼合；起落架前耳模擬件的前端兩個端面上分別橫向?qū)ΨQ開設(shè)有貫通前端面兩側(cè)的鉸接槽A與鉸接槽B ;所述軸承模擬件為塊狀結(jié)構(gòu)，相對兩側(cè)面上對稱設(shè)計有軸A與軸B ;軸A與軸B分別與鉸接槽A、鉸接槽B配合設(shè)置在鉸接槽A、鉸接槽B內(nèi)，使軸承模擬件架設(shè)在起落架前耳模擬件上；軸承模擬件上豎直開有試件安裝孔，用來安裝試件。
[0019]通過上述結(jié)構(gòu)起落架應(yīng)急斷離銷試驗臺，實現(xiàn)斷離銷限制載荷試驗、斷離銷極限載荷試驗及斷離銷斷離載荷試驗，具體為:[0020]斷離銷限制載荷試驗:
[0021]兩個作動器通過一個液壓泵驅(qū)動，通過控制液壓泵向第一作動器與第二作動器加載有效壓力，使第一作動器與第二作動器共同產(chǎn)生載荷，并經(jīng)載荷放大臂放大后，通過起落架前耳模擬件對試件進行加載，直至到達限制載荷，實現(xiàn)斷離銷限制載荷試驗。
[0022]斷離銷極限載荷試驗:
[0023]兩個作動器通過一個液壓泵驅(qū)動，通過控制液壓泵向第一作動器與第二作動器加載有效壓力，使第一作動器與第二作動器共同產(chǎn)生載荷，并經(jīng)載荷放大臂放大后，通過起落架前耳模擬件對試件進行加載，直至到達極限載荷，實現(xiàn)斷離銷極限載荷試驗。
[0024]斷離銷斷離載荷試驗:
[0025]兩個作動器共同通過兩個液壓泵聯(lián)合供壓，令兩個液壓泵分別為I號泵與2號泵；首先，通過控制I號泵向第一作動器與第二作動器加載可用壓力，使第一作動器與第二作動器共同產(chǎn)生載荷，并經(jīng)過載荷放大臂放大后，通過起落架前耳模擬件對試件進行加載，直至達到限制載荷；上述過程中，使2號泵保持可用壓力始終處于最高狀態(tài)，且可使載荷放大臂放大后的載荷不小于最大斷離載荷；隨后，快速切換I號泵至2號泵，使起落架前耳模擬件對試件進行加載的載荷瞬時達到最大斷離載荷，使斷離銷斷裂，完成斷離銷斷離載荷試驗。
[0026]本發(fā)明優(yōu)點在于:
[0027]1、通過設(shè)計旋 轉(zhuǎn)臂、前耳模擬件和軸承模擬件，能夠準(zhǔn)確模擬應(yīng)急斷離銷在起落架前耳軸位置的復(fù)雜應(yīng)力狀態(tài)；
[0028]2、通過兩個液壓泵的快速切換，克服了單一液壓泵加載速度慢的特點，順利滿足起落架應(yīng)急斷離銷從限制載荷加到斷離載荷3秒內(nèi)完成的要求；
[0029]3、通過設(shè)計載荷放大臂，不僅可以選用公稱壓力相對較小的液壓泵，而且對試驗臺各個構(gòu)件的強度要求也降低了。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0030]圖1為干線飛機主起落架示意圖；
[0031]圖2為本發(fā)明起落架應(yīng)急斷離銷試驗臺整體結(jié)構(gòu)示意圖；
[0032]圖3為本發(fā)明起落架應(yīng)急斷離銷試驗臺整體結(jié)構(gòu)側(cè)視示意圖；
[0033]圖4為本發(fā)明起落架應(yīng)急斷離銷試驗臺中機架結(jié)構(gòu)示意圖；
[0034]圖5為本發(fā)明起落架應(yīng)急斷離銷試驗臺中起落架前耳模擬件結(jié)構(gòu)示意圖；
[0035]圖6為本發(fā)明起落架應(yīng)急斷離銷試驗臺中軸承模擬件結(jié)構(gòu)示意圖；
[0036]圖中:
[0037]1-起落架前耳2-起落架后耳3-主起落架支柱
[0038]4-支撐梁5-機架6-載荷放大臂
[0039]7-加載作動器8-測力傳感器9-起落架前耳模擬件
[0040]10-軸承模擬件和數(shù) 501-加載作動器安裝臺 502-軸承模擬件安裝平面
[0041]503-試件定位孔601-加載臂602-主動臂
[0042]901-連接柱902-鉸接槽A903-鉸接槽B
[0043]1001-軸 A1002-軸 B1003-試件安裝孔【具體實施方式】
[0044]下面將結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明作進一步的詳細(xì)說明。
[0045]本發(fā)明一種起落架應(yīng)急斷離銷試驗臺，包括機架5、載荷放大臂6、加載作動器7、測力傳感器8、起落架前耳模擬件9、軸承模擬件10，如圖2所示。
[0046]所述機架5為楔形框架結(jié)構(gòu)；一垂直側(cè)壁設(shè)置在水平面上(如:地面);斜面下端端部設(shè)計有加載作動器安裝臺501 ;斜面上端具有軸承模擬件安裝平面502，軸承模擬件安裝平面502上開有試件定位孔503。
[0047]所述載荷放大臂6為由加載臂601與主動臂602構(gòu)成的一體結(jié)構(gòu)，主動臂602傾斜設(shè)置，與水平面間具有夾角，主動臂602的固定端與加載臂601固定端相接，鉸接端與機架5鉸接。在加載臂601的安裝端上通過螺栓固定安裝有測力傳感器8。
[0048]所述加載作動器7為兩個，令兩個加載作動器7分別為第一作動器與第二作動器，均豎直設(shè)置。第一作動器與第二作動器的機體端均通過法蘭固定在固定安裝在機架5中加載做動器安裝臺上；第一作動器與第二作動器的伸縮端均與載荷放大臂6中主動臂602與加載臂601相接處鉸接；并使第一作動器與第二作動器具有一個公共縱截面。第一作動器與第二作動器均通過液壓泵進行驅(qū)動。
[0049]所述起落架前耳模擬件9具有U型橫截面，水平設(shè)置(即橫截面與水平面平行);起落架前耳模擬件9末端具有連接柱901，連接柱901依次穿過測力傳感器8中心通孔以及載荷放大比中加載臂601端部通孔后，與加載臂601間配合固定，且末端與測力傳感器8貼合，實現(xiàn)起落架前耳模擬件9的固定。起落架前耳模擬件9的前端兩個端面上分別橫向?qū)ΨQ開設(shè)有貫通前端面兩側(cè)的鉸接槽A902與鉸接槽B903 ;鉸接槽A902與鉸接槽B903的底面具有弧度，形成U型結(jié)構(gòu)的鉸接槽A902與鉸接槽B903。
[0050]所述軸承模擬件10為塊狀結(jié)構(gòu)，相對兩側(cè)面上對稱設(shè)計有軸A1001與軸B1002 ；軸A1001與軸B1002的直徑均與鉸接槽A902與鉸接槽B903的寬度相等，且小于鉸接槽A902與鉸接槽B903的深度。軸A1001與軸B1002分別與鉸接槽A902、鉸接槽B903配合設(shè)置在鉸接槽A902、鉸接槽B903內(nèi)，且軸A1001、軸B1002的側(cè)面與鉸接槽A902與鉸接槽B903的底面緊密貼合，由此可將軸承模擬件10架設(shè)在起落架前耳模擬件9上，且保證軸承模擬件10的側(cè)壁與起落架前耳模擬件9的末端內(nèi)側(cè)壁間存在一定間隙，約為3cm。軸承模擬件10上中心位置豎直開有試件安裝孔1003，用來安裝試件；當(dāng)試件與軸承模擬件10間安裝完畢后，將軸承模擬件10架設(shè)起落架前耳模擬件9上，此時，試件定位孔503與試件安裝孔1003在水平面上的投影重合；由此將試件進一步插入到試件定位孔503中，實現(xiàn)試件的定位，以及軸承模擬件10與起落架前耳模擬件9間的相對定位。
[0051]上述結(jié)構(gòu)形成本發(fā)明起落架應(yīng)急斷離銷試驗臺，通過液壓泵驅(qū)動作動器產(chǎn)生載荷(伸縮端升起)，推動載荷放大臂6轉(zhuǎn)動，使起落架前耳模擬件9上的鉸接槽A902與鉸接槽B903分別與軸A1001、軸B1002間配合轉(zhuǎn)動，通過載荷放大臂6可對作動器產(chǎn)生的載荷進行放大，由起落架前耳模擬件9通過軸承模擬件10施加到試件上。由于在飛機起落架的實際應(yīng)用中，飛機起落架的應(yīng)急斷離銷受力是懸臂形式，受到彎矩和剪切力作用，而不是沖擊試驗的純剪切形式的受載，因此，本發(fā)明通過可轉(zhuǎn)動的載荷放大臂6可滿足上述要求，對試件施加載彎矩和剪切力。由于載荷加載臂601的轉(zhuǎn)動產(chǎn)生的力放大作用，因此可選用公稱壓力相對較小的液壓泵進行試驗。上述對試件施加載荷大小可通過測力傳感器8測得，并通過數(shù)據(jù)采集顯示系統(tǒng)采集顯示，并進行存儲，以備分析使用。
[0052]本發(fā)明起落架應(yīng)急斷離銷試驗臺，可滿足斷離銷限制載荷試驗、斷離銷極限載荷試驗以及斷離銷斷離載荷試驗。斷離銷限制載荷試驗，極限載荷試驗和斷離載荷試驗都有一個加載過程，因此通過液壓泵對作動器的控制可以準(zhǔn)確模擬整個加載過程。下面對采用本發(fā)明起落架應(yīng)急斷離銷試驗臺進行斷離銷限制載荷試驗、斷離銷極限載荷試驗以及斷離銷斷離載荷試驗進行說明:
[0053]1、斷離銷限制載荷試驗:
[0054]通過控制液壓泵向第一作動器與第二作動器加載有效壓力P1，使第一作動器與第二作動器共同產(chǎn)生載荷F1:
【權(quán)利要求】
1.一種起落架應(yīng)急斷離銷試驗臺，其特征在于:包括機架、載荷放大臂、加載作動器、測力傳感器、起落架前耳模擬件、軸承模擬件； 所述機架為框架結(jié)構(gòu)；頂部具有軸承模擬件安裝平面，軸承模擬件安裝平面上開有試件定位孔； 所述載荷放大臂為由加載臂與主動臂構(gòu)成的一體結(jié)構(gòu)，主動臂傾斜設(shè)置，與水平面間具有夾角，主動臂的固定端與加載臂固定端相接，鉸接端與機架鉸接；在加載臂的安裝端上通過螺栓固定安裝有測力傳感器； 所述加載作動器為兩個，兩個加載作動器均豎直設(shè)置；兩個加載作動器的機體端均固定在固定安裝在機架底端；兩個加載作動器的伸縮端均與載荷放大臂中主動臂與加載臂相接處鉸接； 所述起落架前耳模擬件具有U型橫截面，水平設(shè)置；起落架前耳模擬件末端具有連接柱，連接柱依次穿過測力傳感器中心通孔以及載荷放大比中加載臂端部通孔后，與加載臂間配合固定，且末端與測力傳感器貼合；起落架前耳模擬件的前端兩個端面上分別橫向?qū)ΨQ開設(shè)有貫通前端面兩側(cè)的鉸接槽A與鉸接槽B ;所述軸承模擬件為塊狀結(jié)構(gòu)，相對兩側(cè)面上對稱設(shè)計有軸A與軸B ;軸A與軸B分別與鉸接槽A、鉸接槽B配合設(shè)置在鉸接槽A、鉸接槽B內(nèi)，使軸承模擬件架設(shè)在起落架前耳模擬件上；軸承模擬件上豎直開有試件安裝孔，用來安裝試件。
2.如權(quán)利要求1所述一種起落架應(yīng)急斷離銷試驗臺，其特征在于:所述兩個作動器具有一個公共縱截面；第一 作動器與第二作動器均通過液壓泵進行驅(qū)動。
3.如權(quán)利要求1所述一種起落架應(yīng)急斷離銷試驗臺，其特征在于:所述鉸接槽A與鉸接槽B的底面具有弧度，形成U型結(jié)構(gòu)的鉸接槽A與鉸接槽B。
4.如權(quán)利要求1所述一種起落架應(yīng)急斷離銷試驗臺，其特征在于:所述軸A與軸B的直徑均與鉸接槽A與鉸接槽B的寬度相等，且小于鉸接槽A與鉸接槽B的深度。
5.如權(quán)利要求1所述一種起落架應(yīng)急斷離銷試驗臺，其特征在于:所述軸承模擬件的側(cè)壁與起落架前耳模擬件的末端內(nèi)側(cè)壁間存在間隙。
6.如權(quán)利要求1所述一種起落架應(yīng)急斷離銷試驗臺，其特征在于:軸承模擬件架設(shè)在起落架前耳模擬件上時，試件定位孔與試件安裝孔在水平面上的投影重合。
7.一種起落架應(yīng)急斷離銷試驗方法，其特征在于:采用權(quán)I中的起落架應(yīng)急斷離銷試驗臺，實現(xiàn)斷離銷限制載荷試驗、斷離銷極限載荷試驗及斷離銷斷離載荷試驗，具體為: 斷離銷限制載荷試驗: 兩個作動器通過一個液壓泵驅(qū)動，通過控制液壓泵向第一作動器與第二作動器加載有效壓力，使第一作動器與第二作動器共同產(chǎn)生載荷，并經(jīng)載荷放大臂放大后，通過起落架前耳模擬件對試件進行加載，直至到達限制載荷，實現(xiàn)斷離銷限制載荷試驗； 斷離銷極限載荷試驗: 兩個作動器通過一個液壓泵驅(qū)動，通過控制液壓泵向第一作動器與第二作動器加載有效壓力，使第一作動器與第二作動器共同產(chǎn)生載荷，并經(jīng)載荷放大臂放大后，通過起落架前耳模擬件對試件進行加載，直至到達極限載荷，實現(xiàn)斷離銷極限載荷試驗； 斷離銷斷離載荷試驗: 兩個作動器共同通過兩個液壓泵聯(lián)合供壓，令兩個液壓泵分別為I號泵與2號泵；首.先，通過控制I號泵向第一作動器與第二作動器加載可用壓力，使第一作動器與第二作動器共同產(chǎn)生載荷，并經(jīng)過載荷放大臂放大后，通過起落架前耳模擬件對試件進行加載，直至達到限制載荷；上述過程中，使2號泵保持可用壓力始終處于最高狀態(tài)，且可使載荷放大臂放大后的載荷不小于最大斷離載荷；隨后，快速切換I號泵至2號泵，使起落架前耳模擬件對試件進行加載的載荷瞬時達到最大斷離載荷，使斷離銷斷裂，完成斷離銷斷離載荷試驗。
【文檔編號】G01M13/00GK103630346SQ201310581298
【公開日】2014年3月12日 申請日期:2013年11月19日 優(yōu)先權(quán)日:2013年11月19日
【發(fā)明者】范祺鋒, 王燕, 李源, 張韜, 李書 申請人:北京航空航天大學(xué)