起落架載荷現場標定試驗方法及其裝置的製作方法
2023-07-22 02:23:41
專利名稱：起落架載荷現場標定試驗方法及其裝置的製作方法
技術領域：
本發明涉及一種飛機起落架載荷標定試驗方法，本發明還涉及到使用該試驗方法的專用裝置。
背景技術：
飛機起落架作為著陸和地面運動的狀態下的重要部件，需要它既要重量輕，但又要使用安全，因此，弄清楚其受力狀況和使用壽命一直是人們關心的問題，但過去對起落架進行載荷測試時，都是將起落架從飛機上拆下來後進行的，那樣的測試既保證不了受載的真實性，也保證不了載荷測量和標定的精度。
本發明者針對現有技術的不足，進行了潛心的研究發現，在起落架不拆卸的條件下進行現場載荷施加與標定，即可以保證飛機的安全，又可以保護受載的真實性與載荷標定的精度，於是完成了本發明。
發明內容
本發明的目的是提供一種起落架載荷現場標定的試驗方法。
本發明的再一目的是提供一種實現上述試驗方法的裝置。
具體地說，它是在飛機保持停機狀態下標定的，其特徵在於在起落架不拆卸的條件下按照下述步驟進行，(1)前起落架支柱充滿油，排完氣；左、右主起落架壓縮筒內充適量惰性氣體或油；對飛機進行稱重，確定重心位置；加配重，調重心位置，使重心位置接近飛機對稱線；(2)記錄重量，重心位置；記錄前，主起落架接地點位置，(3)坐標系選定，坐標系原點為機身構造水平線與O位線(機頭後1.0m)的交點，X軸與機身構造水平線重合，向後為正，Y軸在飛機對稱面內向上為正，Z軸指向尢翼與X、Y軸構成右手系，(4)根據起落架設計載荷，確定特點如表1所示的起落架地面標定載荷，情況1-13，通過應變傳感器裝置將載荷施加於輪軸中心或輪胎接地處，逐級記錄載荷數值，並記錄對應的支柱壓縮量，支柱壓縮量是通過放油或放惰性氣體來實現的，施加情況1-13載荷時，必須消除地面摩擦力，情況14-15，通過千斤頂裝置將載荷施加於千斤頂上，逐級記錄載荷數值，並記錄對應的支柱壓縮量。
表1 起落架地面標定載荷
施加情況1-6時，應變傳感器裝置基本由將起落架輪子卡緊的卡板，卡板接地處裝上的雙拉耳或裝在起落架輪軸中心的雙拉耳，斤不落，傳感器、鬆緊螺套組成，利用斤不落一端和一個起落架耳子相連，另一端和傳感器、鬆緊落套及另一起落架耳子相連，使兩起落架形成對拉；並記錄載荷數值施加情況7-11，利用斤不落，傳感器，鋼絲繩，配重等連接系統分別將兩起落架，通過輪軸中心的耳子或輪胎接地處的耳子相連，使兩起落架進行外拉，用電子稱逐級測量，並記錄載荷數值，及輪胎接地處的水平位移，見表2。
表2 起落架地面標定載荷
標定主起落架Y向載荷時，用飛機的用兩個主起千斤頂將飛機頂起，標定前起落架Y向載荷時，用飛機的前千斤頂將飛機頂起，千斤頂上端裝上傳感器，每個傳感器連一臺電子稱，逐級記錄載荷數值，並同時記錄各級載荷下的支柱壓縮量。
標定主起落架PX、FX、PZ、MY載荷時，要求支柱壓縮量分進行，標定PY載荷時，在支柱壓縮量為最大一級時進行標定前起落架PX、PY、PZ載荷時，要求支柱壓縮與分進行；情況12，在前、主起支柱的第一、第三級壓縮量時進行(如起落架壓縮量分四級)；情況13，在前、主起支柱的第二、第四級壓縮量時進行(如起落架壓縮量分四級)。
優選的是，標定主起落架PX、FX、PZ、MY載荷時，要求支柱壓縮量分進行，標定PY載荷時，在支柱壓縮量為最大一級時進行標定前起落架PX、PY、PZ載荷時，要求支柱壓縮與分進行；情況12，在前、主起支柱的第一、第三級壓縮量時進行(如起落架壓縮量分四級)；情況13，在前、主起支柱的第二、第四級壓縮量時進行(如起落架壓縮量分四級)。
優選的是，在進行所述的起落架載荷現場標定試驗方法時，將各起落架放在能水平方向移動的滾動板上，以消除地面摩擦力。
標定情況1-13時，在機身(7)，(31)，左右機翼肋(11)處加保護託架，前貨艙門，後登機門加航向支持；標定情況14時，在機身(7)，(31)，左右機翼肋(11)處加保護託架，前起落架輪前加擋塊。
標定情況4時，加載點分別作用在左右主起落架離輪軸中心一定距離的卡板耳子上，用扭矩MY值加載點到輪軸中心的垂直距離計算施加的載荷值。
另外，情況12，13不逐級加載。
本發明還提供一種實現權利要求1或2所述載荷標定試驗方法中的專用裝置，其特徵在於傳感器裝置基本由將起落架輪子卡緊的卡板，卡板接地處裝上的雙拉耳或兩起落架輪軸中心的雙拉耳，斤不落、傳感器，鬆緊螺套及鋼絲繩組成；當需要兩起落架對拉時利用斤不落一端和一個起落架耳子相連，另一端和傳感器，鬆緊螺套及另一起落架耳子相連，當需要兩起落架外拉時，利用該連接系統將兩起落架通過輪軸中心的耳子或輪胎接地外的耳子相連千斤頂裝置是在千斤頂上端裝上傳感器，傳感器上連一臺電子秤來記錄載荷數值及支柱壓縮量等。
由於本發明是在起落架不拆卸的條件下進行的，既保證了飛機的安全，又保證了起落架受載的真實性載荷標定的精度，通過應變傳感器載落標定試驗建立載荷方程，也就能準確地測量出飛機在著陸地面運動狀態下作用在這起落架上的外載荷時間歷程，作為疲勞定壽及模擬實驗加載的力學依據。
圖1是對拉載荷施加示意圖。
圖2是外拉載荷施加示意圖。
圖3是主起落架Y方向標定加載方法示意。
圖4是1情況左右主起載荷標定方法示意圖。
圖5是2情況標定左主起PX加載方法示意圖。
圖6是左、右主起扭矩MY標定加載方法示意圖。
圖7是5情況標定前起PZ加載方法示意圖。
圖8是6情況前起PX載荷(逆航向)標定方法示意圖。
圖9是7情況標定左主起PX加載方法示意圖(8情況和7情況對稱)。
圖10是9情況左主起FX載荷標定方法示意圖(10情況和9情況對稱)。
具體實施例方式
下面結合附圖及實施例對本發明作進一步詳細說明1.選定坐標系，坐標原點為機身構造水平線與O位線(機頭後1.0m)的交點，X軸與機身構造水平線重合，向後為正，Y軸在飛機對稱面內向上為正，Z軸指向左翼與X、Y軸構成右手系。
2.起落架標定起落架載荷標定要求標定前起載荷PX、PY、PZ和主起載荷PX、PY、Pz、Fx、My。載荷Px、PY、My作用在輪軸中心；Fx、Pz作用在輪胎接地點，並經過輪軸中心在地面的投影。
標定前，必須作以下工作1)前起落架支柱充滿油，排完氣；2)左、右主起落架壓縮筒內充適量氮氣或油；3)對飛機進行稱重，確定重心位置；4)加配重，調重心位置，使重心位置接近飛機對稱線；5)記錄重量、重心位置；6)記錄前、主起落架接地點位置。
2.1標定載荷起落架標定載荷見表3。
表3 起落架地面標定載荷
注1標定主起落架PX、FX、PZ、MY載荷時，要求支柱壓縮量分四級30mm、130mm、220mm、240mm。標定PY載荷時，在支柱壓縮量為240mm時進行。
2標定前起落架PX、PY、PZ載荷時，要求支柱壓縮量分四級20mm、50mm、80mm、100mm。
3前起落架各級支柱壓縮量通過放油實現。
4左、右主起落架各級支柱壓縮量通過放適量氮氣或放油)來實現；5情況12，在前、主起支柱的第一、第三級壓縮量時進行。
6情況13，在前、主起支柱的第二、第四級壓縮量時進行。
7施加情況1-14載荷時，必須消除地面摩擦力。
8標定PY載荷時，記錄各級載荷對應的支柱壓縮量。
9標定時，記錄各起落架輪胎接地點的水平位移。
2.2載荷施加載荷施加情況見附圖1，附圖2。
注1圖中所示為1-3、5-10情況的加載示意圖，各情況載荷通過鋼絲繩施加，鋼絲繩上加測力計。
2情況4的扭矩載荷通過施加水平方向的載荷來實現，載荷通過鋼絲繩施加，鋼絲繩上加測力計。
3情況12、13為校驗載荷情況，不分級。
4情況14、15的載荷通過飛機自重和調整飛機千斤頂上的力來實現加載要求。
3.起落架標定加載方法3.1飛機支持狀態3.1.1標定情況1-13的飛機支持狀態飛機保持停機狀態，前起通過排油調整支柱壓縮量，主起落架通過排氣(或放油)調整支柱壓縮量(接近要求的支柱壓縮量即可)。各起落架放在能水平方向移動的滾動板上，以消除地面摩擦力。在機身7框、31框、左右機翼11肋處加保護託架，前貨艙門、後登機門加航向支持。
3.1.2標定情況14的飛機支持狀態將飛機用前千斤頂頂起，千斤頂上加測力計，通過調整千斤頂上的力以獲得此情況下前起落架的Y向載荷，主起落架千斤頂調低。在機身7框、31框、左右機翼11肋處加保護託架，前起機輪前加擋塊。
3.1.3標定情況15的飛機支持狀態標定主起落架PY載荷時，將已知重量、重心的飛機用2個主起千斤頂頂起，千斤頂上加測力計，通過調整千斤頂上的力以獲得此情況下主起落架的Y向載荷，各千斤頂協調加載。
3.2起落架Y向載荷標定加載方法在確定完飛機的重量、重心後，用飛機的兩主起千斤頂將飛機頂起，千斤頂上端裝上傳感器，每個傳感器連一臺電子稱。然後逐級調整各千斤頂上的力使其最後達到PY＝50kN，再逐級放千斤頂，逐級記錄載荷數值，同時記錄各級載荷下的支柱壓縮量。
標定載荷值見表3，標定加載方法見圖3。
3.3前起落架Y向載荷標定(情況14)的加載方法用飛機的前千斤頂將飛機頂起，千斤頂上端裝上傳感器，傳感器連一臺電子稱。然後逐級調整千斤頂上的力使其最後達到PY＝10kN，再逐級放千斤頂，逐級記錄載荷數值。標定載荷見表3。
3.4起落架X、Z向標定加載方法起落架X、Z向標定加載採取自平衡方法，即前起和兩個主起相互即做加載點，又做支持點，相互對拉或外拉施加載荷，載荷的施加情況見圖1、圖2，載荷大小見表3。
a)1情況主起PZ標定加載方法利用卡板把兩主起落架輪子卡緊，卡板接地處裝上雙拉耳，利用斤不落一端和主起耳子相連，另一端和傳感器，鬆緊螺套及另一主起耳子相連。使兩主起在Z方向形成對拉，見圖4，載荷值見表3。用電子稱進行逐級測量，逐級進行載荷記錄。
圖4 1情況左右主起載荷標定方法示意圖。
b)2載荷情況主起PX(順航向)標定加載方法用斤不落、傳感器、鬆緊螺套及鋼絲繩等連接系統，使前起和左主起輪軸中心耳子進行對拉，電子稱逐級測量載荷並記錄，載荷值見表3，加載方法見圖5。
圖5 2情況標定左主起PX加載方法示意圖(3情況和2情況對稱)。
c)4情況左、右主起扭矩MY標定加載方法加載點分別作用在左、右主起離輪軸中心一定距離的卡板耳子上，用扭矩MY值及加載點到輪軸中心的垂直距離計算施加的載荷值利用斤不落，傳感器，鬆緊螺套及鋼絲繩把左、右主起連接起來，使兩主起在Z方向形成對拉。見圖6，載荷值見表3。用電子稱進行逐級測量，逐級進行載荷記錄。
d)5載荷情況，前起PZ標定加載方法用斤不落、傳感器、鬆緊螺套及鋼絲繩等連接系統，使前起和左主起接地點耳子進行對拉，電子稱逐級測量載荷並記錄，載荷值見表3，加載方法見圖7。
e)6載荷情況前起PX(逆航向)標定加載方法利用斤不落、傳感器、鬆緊螺套及鋼絲繩等連接系統，通過兩主起和前起卡板上的耳子，分別把兩主起和前起連接起來，連接線通過前起和兩主起的輪軸中心，使前起和左、右主起均進行對拉，兩個斤不落協調加載，逐級用電子稱測量，並記錄，載荷值見表3，標定加載方法見圖8。
f)7載荷情況左主起PX(逆航向)標定加載方法用斤不落、傳感器，鋼絲繩及配重等連接系統，分別將左主起和前起通過輪軸中心的耳子相連，使前起和左主起進行外拉，標定左主起PX(逆航向)載荷，逐級加載，逐級用電子稱測量，並記錄，載荷值見表3，標定加載方法見圖9，8情況和7情況對稱。
g)9載荷情況左主起FX標定加載方法利用斤不落、傳感器、鋼絲繩、配重等連接系統，分別將左主起和前起通過輪胎接地點的耳子相連，使前起和左主起進行外拉，標定左主起FX載荷，逐級加載，逐級用電子稱測量，並記錄，載荷值見表3，標定加載方法見圖10，10情況和9情況對稱。
h)11載荷情況前起PX(順航向)標定加載方法利用斤不落，傳感器，鋼絲繩及配重等連接系統，分別將左、右主起和前起通過輪軸中心的耳子相連使前起和左、右主起均進行外拉，標定前起PX(順航向)載荷，兩個斤不落進行協調加載，加載方法是情況7和情況8的組合，左、右主起耳子可以不連接斤不落、傳感器。載荷值見表3。逐級加載並用電子稱測量，同時進行記錄。
i)12組合載荷情況的加載方法1情況和9情況同時施加(不逐級加載)，並進行記錄。
j)13組合載荷情況的加載方法1情況和10情況同時施加(不逐級加載)，並進行記錄。
4.標定程序標定前做以下工作a)前起落架支柱充滿油，排完氣；b)左、右主起落架壓縮筒內充適量氮氣或油；c)對飛機進行稱重，確定重心位置；d)加配重，調重心位置，使重心位置接近飛機對稱線；e)記錄重量、重心位置；f)記錄前、主起落架輪胎接地點位置。
標定時按以下程序進行1)將前起落架支柱壓縮量調為20mm，主起落架支柱壓縮量調為30mm，同時進行記錄。
按上述相應加載方法進行情況1-12和情況14的標定。
2)將前起落架支柱壓縮量調為50mm，主起落架支柱壓縮量調為130mm，同時進行記錄。
按上述相應加載方法進行情況1-11和情況13-14的標定。
3)將前起落架支柱壓縮量調為80mm，主起落架支柱壓縮量調為220mm，同時進行記錄。
按上述相應加載方法進行情況1-12和情況14的標定。
4)將前起落架支柱壓縮量調為100mm，主起落架支柱壓縮量調為240mm，同時進行記錄。
按上述相應標定加載方法進行情況1-11和情況13-14的標定。
5)在主起落架支柱壓縮量為240mm時，按5.1.6.2加載方法標定主起落架的Y向載荷。
此外，本發明不僅適用於飛機起落架，對於其他類似的起落裝置，只要是在不拆卸的條件下，用傳感器裝置測試起落裝置載荷，都屬於本發明的保護範圍。
權利要求
1.一種起落架載荷現場標定的試驗方法，它是在飛機保持停機狀態下標定的，其特徵在於在起落架不拆卸的條件下按照下述步驟進行(1)前起落架支柱充滿油，排完氣；左、右主起落架壓縮筒內充適量惰性氣體或油；對飛機進行稱重，確定重心位置；加配重，調重心位置，使重心位置接近飛機對稱線；(2)記錄重量，重心位置；記錄前，主起落架接地點位置，(3)坐標系選定，坐標系原點為機身構造水平線與O位線(機頭後1.0m)的交點，X軸與機身構造水平線重合，向後為正，Y軸在飛機對稱面內向上為正，Z軸指向尢翼與X、Y軸構成右手系，根據起落架設計載荷，確定起落架地面標定載荷，情況1-13，通過應變傳感器裝置將載荷施加於輪軸中心或輪胎接地處逐級記錄載荷數值，並記錄對應的支柱壓縮量，支柱壓縮量是通過放油或放惰性氣體來實現的，施加情況1-13載荷時，必須消除地面摩擦力，情況14-15，通過千斤頂裝置將載荷施加於千斤頂上逐級記錄載荷數值，並記錄對應的支柱壓縮量。
2.根據權利要求1所述的起落架載荷現場標定試驗方法，其特徵在於施加情況1-6時，應變傳感器裝置基本由將起落架輪子卡緊的卡板，卡板接地處裝上的雙拉耳或裝在起落架輪軸中心的雙拉耳，斤不落，傳感器、鬆緊螺套組成，利用斤不落一端和一個起落架耳子相連，另一端和傳感器、鬆緊落套及另一起落架耳子相連，使兩起落架形成對拉；並記錄載荷數值施加情況7-11，利用斤不落，傳感器，鋼絲繩，配重等連接系統分別將兩起落架，通過輪軸中心的耳子或輪胎接地處的耳子相連，使兩起落架進行外拉，用電子稱逐級測量，並記錄載荷數值，及輪胎接地處的水平位移。
3.根據權利要示1或2所述的起落架載荷現場標定試驗方法，其特徵在於標定主起落架Y向載荷時，用飛機的用兩個主起千斤頂將飛機頂起，標定前起落架Y向載荷時，用飛機的前千斤頂將飛機頂起，千斤頂上端裝上傳感器，每個傳感器連一臺電子稱，逐級記錄載荷數值，並同時記錄各級載荷下的支柱壓縮量。
4.根據權利要求1或2所述的起落架載荷現場標定試驗方法，其特徵在於標定主起落架PX、FX、PZ、MY載荷時，要求支柱壓縮量分進行，標定PY載荷時，在支柱壓縮量為最大一級時進行標定前起落架PX、PY、PZ載荷時，要求支柱壓縮與分進行；情況12，在前、主起支柱的第一、第三級壓縮量時進行；情況13，在前、主起支柱的第二、第四級壓縮量時進行。
5.根據權利要求3所述的起落架載荷現場標定試驗方法，其特徵在於標定主起落架PX、FX、PZ、MY載荷時，要求支柱壓縮量分進行，標定PY載荷時，在支柱壓縮量為最大一級時進行；標定前起落架PX、PY、PZ載荷時，要求支柱壓縮與分進行；情況12，在前、主起支柱的第一、第三級壓縮量時進行；情況13，在前、主起支柱的第二、第四級壓縮量時進行。
6.根據權利要求1或2所述的起落架載荷現場標定試驗方法，其特徵在於各起落架放在能水平方向移動的滾動板上以消除地面摩擦力。
7.根據權利要求3所述的起落架載荷現場標定試驗方法，其特徵在於各起落架放在能水平方向移動的滾動板上以消除地面摩擦力。
8.根據權利要求5所述的起落架載荷現場標定試驗方法，其特徵在於各起落架放在能水平方向移動的滾動板上以消除地面摩擦力。
9.根據權利要求3所述的起落架載荷現場標定試驗方法，其特徵在於標定情況1-13時，在機身(7)，(31)，左右機翼肋(11)處加保護託架，前貨艙門，後登機門加航向支持；標定情況14時，在機身(7)，(31)，左右機翼肋(11)處加保護託架，前起落架輪前加擋塊。
10.根據權利要求5所述的起落架載荷現場標定試驗方法，其特徵在於標定情況1-13時，在機身(7)，(31)，左右機翼肋(11)處加保護託架，前貨艙門，後登機門加航向支持；標定情況14時，在機身(7)，(31)，左右機翼肋(11)處加保護託架，前起落架輪前加擋塊。
11.根據權利要求6所述的起落架載荷現場標定試驗方法，其特徵在於標定情況1-13時，在機身(7)，(31)，左右機翼肋(11)處加保護託架，前貨艙門，後登機門加航向支持；標定情況14時，在機身(7)，(31)，左右機翼肋(11)處加保護託架，前起落架輪前加擋塊。
12.根據權利要求5所述的起落架載荷現場標定試驗方法，其特徵在於標定情況4時，加載點分別作用在左右主起落架離輪軸中心一定距離的卡板耳子上，用扭矩MY值加載點到輪軸中心的垂直距離計算施加的載荷值。
13.根據權利要求6所述的起落架載荷現場標定試驗方法，其特徵在於標定情況4時，加載點分別作用在左右主起落架離輪軸中心一定距離的卡板耳子上，用扭矩MY值加載點到輪軸中心的垂直距離計算施加的載荷值。
14.根據權利要求9所述的起落架載荷現場標定試驗方法，其特徵在於標定情況4時，加載點分別作用在左右主起落架離輪軸中心一定距離的卡板耳子上，用扭矩MY值加載點到輪軸中心的垂直距離計算施加的載荷值。
15.根據權利要求1或2所述的起落架載荷現場標定試驗方法，其特徵在於情況12，13不逐級加載。
16.根據權利要求5所述的起落架載荷現場標定試驗方法，其特徵在於情況12，13不逐級加載。
17.實現權利要求1或2所述載荷標定試驗方法中的專用裝置，其特徵是傳感器裝置基本由將起落架輪子卡緊的卡板，卡板接地處裝上的雙拉耳或兩起落架輪軸中心的雙拉耳，斤不落、傳感器，鬆緊螺套及鋼絲繩組成；當需要兩起落架對拉時利用斤不落一端和一個起落架耳子相連，另一端和傳感器，鬆緊螺套及另一起落架耳子相連，當需要兩起落架外拉時，利用該連接系統將兩起落架通過輪軸中心的耳子或輪胎接地外的耳子相連；千斤頂裝置是在千斤頂上端裝上傳感器，傳感器上連一臺電子秤來記錄載荷數值及支柱壓縮量。
全文摘要
本發明公開了與起落架安全性與可靠性有關的一種起落架載荷測試的現場地面載荷標定試驗方法及其實現裝置，其特點主要是在起落架不拆卸的真實自然條件下進行現場載荷施加與標定，既保證了飛機的安全與起落架受載的真實性，又保證了載荷標定和測量的精度。本發明解決了目前國內特別是大型飛機起落架載荷在線標定與實測的難題，實測載荷譜數據為起落架的工作安全、強度可靠性研究和起落架的改型設計提供了重要的力學依據，對提高起落架設計質量和水平，縮短其研製周期也具有重要意義。
文檔編號G01G19/07GK1512149SQ02158960
公開日2004年7月14日 申請日期2002年12月31日 優先權日2002年12月31日
發明者閻楚良, 孟繁沛, 張書明, 王贊平, 何彧, 王慧梅, 丁亞修, 孟祥民, 張鑫 申請人:中國農業機械化科學研究院