一種飛機起落架系統剎車動態模擬試驗臺架的製作方法

2023-11-03 06:20:52 3

本發明屬於飛機起落架設計製造技術領域，具體來說涉及一種飛機起落架系統剎車動態模擬試驗臺架。

背景技術：

在大型飛機的設計和製造過程中，需要進行飛機起落架剎車系統的地面模擬試驗，其主要目的在於檢驗起落架剎車系統的功能及主要性能指標是否滿足設計要求，為起落架剎車系統的適航性提供試驗依據。

飛機起落架剎車系統在剎車過程中工作環境惡劣，剎車片承受力矩較大，磨損較為嚴重。在真實工況中，考核飛機起落架剎車系統的關鍵性能參數獲取較為困難，這對飛機起落架剎車系統的研究與製造造成了一定的困難。

目前，飛機起落架剎車系統的試驗多採用大能量慣性臺。通過慣性臺與輪胎的摩擦來帶動機輪的旋轉，該方法對慣性臺的要求較高，且耗能高、模擬狀況單一、成本較高。

技術實現要素：

為了解決上述問題，本發明的目的在於提供一種飛機起落架系統剎車動態模擬試驗臺架，可實現對飛機起落架剎車過程的動態模擬，檢驗飛機起落架剎車系統在不同工況下的主要性能指標，為飛機起落架剎車系統的適航性提供試驗依據。

為了達到上述目的，本發明提供的飛機起落架系統剎車動態模擬試驗臺架中的飛機起落架系統主要包括起落架、液壓剎車系統和風扇裝置；其中起落架上設有兩個機輪，風扇裝置與起落架相向安裝，用於模擬氣動載荷；所述的飛機起落架系統剎車動態模擬試驗臺架包括試驗臺支撐架、加載裝置、滾輪裝置、驅動裝置、液壓源、傳感器組件和綜合控制臺；其中試驗臺支撐架由頂面和上端連接在頂面四個角部的四根支柱構成，並且四根支柱的下端固定在地面上向下形成的基坑內；

滾輪裝置包括滾輪支撐軸、兩個滾輪支撐架和兩個滾輪；其中兩個滾輪支撐架相距安裝在基坑底面沿橫向設置的滑軌上，因此能夠在滑軌上根據需要調節兩個滾輪支撐架的位置；滾輪支撐軸水平設置，兩端以可轉動的方式分別安裝在兩個滾輪支撐架的上端；兩個滾輪的中心孔套在滾輪支撐軸的兩側部位，測試時外圓周面分別接觸在飛機起落架系統中兩個機輪的外圓周面上；

液壓源設置在位於基坑一側的地面上，並且通過剎車管路與飛機起落架系統的液壓剎車系統相連接；

加載裝置包括多個液壓缸、管接頭、液壓加載管路和頂板；其中多個液壓缸的缸體外端固定在試驗臺支撐架的頂面底部，液壓杆的下端同時固定在頂板的上表面上；液壓加載管路的一端通過管接頭分別與多個液壓缸相連，另一端通過流量控制閥與液壓源相接；

驅動裝置包括電機、變速箱、飛輪、轉軸、兩個轉軸支撐架及卡盤；其中電機、變速箱和兩個轉軸支撐架從外向內間隔設置在位於基坑另一側地面上沿橫向設置的滑軌上；電機的輸出軸和變速箱的輸入端通過一個聯軸器連接；轉軸的中部以轉動的方式設置在兩個轉軸支撐架上，一端通過一個聯軸器與變速箱的輸出端連接，另一端連接卡盤；飛輪的中心孔套在位於兩個轉軸支撐架之間的轉軸上；

傳感器組件包括扭矩傳感器、振動傳感器和紅外溫度傳感器；其中扭矩傳感器安裝在轉軸上；振動傳感器和紅外溫度傳感器則安裝在待測試的飛機起落架系統上；

綜合控制臺設置在液壓源的一側，由中央處理系統、顯示屏、自動剎車壓力控制組件、傳感器接口、剎車調節活門組成，並且與電機、扭矩傳感器、振動傳感器、紅外溫度傳感器、液壓源、飛機起落架系統的液壓剎車系統和風扇裝置電連接。

所述的試驗臺支撐架的下部安裝有加溼噴頭，加溼噴頭的開關由綜合控制臺控制，並且加溼噴頭面對機輪和滾輪相接觸部位，同時通過管路與水源相連，用於模擬溼滑路面時的剎車情況。

所述的滾輪為可拆卸式結構，具有多種不同的型號，並且帶有不同摩擦係數的胎紋。

所述的電機為變頻電機；變速箱具有多個不同的檔位，且具有空檔。

所述的液壓缸的數量為6個，均勻分布在試驗臺支撐架和頂板之間。

所述的液壓源與液壓加載管路、剎車管路的接口處均裝有油壓傳感器。

本發明提供的飛機起落架系統剎車動態模擬試驗臺架可由加載裝置均勻加載不同的載荷，驅動裝置提供不同的轉速，滾輪裝置提供不同的路面約束，因此，該試驗臺架可用於模擬不同工況條件下的飛機起落架剎車動態過程。較傳統的大慣性臺試驗臺架來說，該試驗臺架具有模擬工況多、模擬準確、成本較低等優點。

附圖說明

圖1為本發明提供的飛機起落架系統剎車動態模擬試驗臺架結構正視圖。

具體實施方式

下面結合附圖和具體實施例對本發明提供飛機起落架系統剎車動態模擬試驗臺架進行詳細的說明。

如圖1所示，本發明中待測試的飛機起落架系統主要包括起落架15、液壓剎車系統和風扇裝置；其中起落架15上設有兩個機輪16，風扇裝置與起落架15相向安裝，用於模擬氣動載荷。

本發明提供飛機起落架系統剎車動態模擬試驗臺架包括試驗臺支撐架24、加載裝置、滾輪裝置、驅動裝置、液壓源21、傳感器組件和綜合控制臺20；其中試驗臺支撐架24由頂面和上端連接在頂面四個角部的四根支柱構成，並且四根支柱的下端固定在地面25上向下形成的基坑23內；

滾輪裝置包括滾輪支撐軸5、兩個滾輪支撐架6和兩個滾輪4；其中兩個滾輪支撐架6相距安裝在基坑23底面沿橫向設置的滑軌上，因此能夠在滑軌上根據需要調節兩個滾輪支撐架6的位置；滾輪支撐軸5水平設置，兩端以可轉動的方式分別安裝在兩個滾輪支撐架6的上端；兩個滾輪4的中心孔套在滾輪支撐軸5的兩側部位，測試時外圓周面分別接觸在飛機起落架系統中兩個機輪16的外圓周面上；

液壓源21設置在位於基坑23一側的地面25上，並且通過剎車管路與飛機起落架系統的液壓剎車系統相連接；

加載裝置包括多個液壓缸1、管接頭2、液壓加載管路3和頂板17；其中多個液壓缸1的缸體外端固定在試驗臺支撐架24的頂面底部，液壓杆的下端同時固定在頂板17的上表面上；液壓加載管路3的一端通過管接頭2分別與多個液壓缸1相連，另一端通過流量控制閥與液壓源21相接；

驅動裝置包括電機7、變速箱9、飛輪13、轉軸10、兩個轉軸支撐架11及卡盤14；其中電機7、變速箱9和兩個轉軸支撐架11從外向內間隔設置在位於基坑23另一側地面25上沿橫向設置的滑軌上；電機7的輸出軸和變速箱9的輸入端通過一個聯軸器8連接；轉軸10的中部以轉動的方式設置在兩個轉軸支撐架11上，一端通過一個聯軸器8與變速箱9的輸出端連接，另一端連接卡盤14；飛輪13的中心孔套在位於兩個轉軸支撐架11之間的轉軸10上；

傳感器組件包括扭矩傳感器12、振動傳感器18和紅外溫度傳感器19；其中扭矩傳感器12安裝在轉軸10上；振動傳感器18和紅外溫度傳感器19則安裝在待測試的飛機起落架系統上；

綜合控制臺20設置在液壓源21的一側，由中央處理系統、顯示屏、自動剎車壓力控制組件、傳感器接口、剎車調節活門組成，並且與電機7、扭矩傳感器12、振動傳感器18、紅外溫度傳感器19、液壓源21、飛機起落架系統的液壓剎車系統和風扇裝置電連接。

所述的試驗臺支撐架24的下部安裝有加溼噴頭22，加溼噴頭22的開關由綜合控制臺20控制，並且加溼噴頭22面對機輪16和滾輪4相接觸部位，同時通過管路與水源相連，用於模擬溼滑路面時的剎車情況。

所述的滾輪4為可拆卸式結構，具有多種不同的型號，並且帶有不同摩擦係數的胎紋，用於模擬機輪16與路面的相對運動，從而模擬出起落架15在不同路況下的動態剎車。

所述的電機7為變頻電機，可輸出不同的轉速；變速箱9具有多個不同的檔位，可提供多種傳動比選擇，且變速箱9具有空檔，用於斷開電機7與轉軸10的傳動。

所述的液壓缸1的數量為6個，均勻分布在試驗臺支撐架24和頂板17之間。

所述的液壓源21與液壓加載管路3、剎車管路的接口處均裝有油壓傳感器。

現將本發明提供的飛機起落架系統剎車動態模擬試驗臺架使用方法闡述如下：

首先由工作人員將待測試的飛機起落架系統下端的兩個機輪16分別放在兩個滾輪4上，上端固定在頂板17的底面上；然後將電機7、變速箱9、飛輪13、轉軸10、轉軸支撐架11及卡盤14一起沿地面上的滑軌推向飛機起落架系統，直到卡盤14接觸在與其相近的機輪16的輪轂上，之後用螺栓將卡盤14與機輪16的輪轂連接；開啟綜合控制臺20，在綜合控制臺20上中央處理系統的控制下，飛機起落架系統的液壓剎車系統進行自檢，之後在綜合控制臺20上設定本次試驗的液壓加載載荷、試驗轉速等參數並選擇剎車模式，剎車模式分為自動模式和人工模式。如果為自動剎車模式，選擇好剎車速率後，飛機起落架系統的液壓剎車系統在綜合控制臺20上自動剎車壓力控制組件的控制下自動調節剎車壓力，通過自動剎車往復活門來控制剎車速率。如果選擇為手動剎車模式，則需要手動操作綜合控制櫃20上的剎車調節活門。在綜合控制臺20上中央處理系統的控制下，液壓源21輸出相應流量的液壓油，利用液壓缸1對起落架15施加均勻的載荷，以模擬起落架15在不同工況下承受的工作載荷。在綜合控制臺20上中央處理系統的控制下，啟動電機7，由電機7帶動轉軸10、飛輪13及機輪16一起旋轉，當電機7的轉速達到試驗轉速時，將變速箱9置於空擋狀態，由此將電機7與轉軸10的傳動斷開，這時利用飛輪13儲存的動能來模擬飛機在剎車滑行過程中的自身動能，機輪16在飛輪13和自身的慣性下將繼續旋轉。液壓剎車系統按設定的剎車模式開始工作，通過扭矩傳感器12、振動傳感器18、紅外溫度傳感器19將飛機起落架系統的剎車動態特性傳回到綜合控制臺20，試驗人員在顯示屏上可觀察到實時的剎車特性。可利用更換不同摩擦係數的滾輪4來進行不同路況下的試驗。另外，可通過綜合控制臺20來開啟加溼噴頭22，由此將水噴射到機輪16和滾輪4相接觸的部位，以進行溼滑路面的剎車模擬。