本發(fā)明屬于飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)領(lǐng)域，特別涉及飛機(jī)起落架設(shè)計(jì)，具體涉及起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)動(dòng)態(tài)加載方法。

背景技術(shù)：

操縱前輪轉(zhuǎn)向作為飛機(jī)地面操縱轉(zhuǎn)彎的主要方式，其執(zhí)行機(jī)構(gòu)——起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)是飛機(jī)起落架設(shè)計(jì)的重要組成部分。實(shí)驗(yàn)室條件下的起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)功能及耐久性試驗(yàn)為該機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)及考核提供了關(guān)鍵數(shù)據(jù)支持。

飛機(jī)在轉(zhuǎn)彎操縱過程中，其起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)的齒輪齒條、防扭臂等零件的位置是變化的，其受到載荷的大小、方向時(shí)刻在發(fā)生變化，是一個(gè)動(dòng)態(tài)受載過程。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于提供一種起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)動(dòng)態(tài)加載方法，反映起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)的受力狀況。

本發(fā)明的目的通過如下技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)：

步驟一，在起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)的載荷輸入端布置主動(dòng)載荷施加系統(tǒng)，輸出端布置扭矩平衡系統(tǒng)；

步驟二，根據(jù)設(shè)計(jì)要求在輸入端輸入載荷，繪制所述主動(dòng)載荷施加系統(tǒng)的載荷譜P₁及對(duì)應(yīng)的位移譜W₁；

步驟三，按照所述起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)受力平衡，計(jì)算出輸出端的所述扭矩平衡系統(tǒng)的扭矩譜P₂及對(duì)應(yīng)的轉(zhuǎn)角譜W₂；

步驟四，進(jìn)行所述起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)動(dòng)態(tài)加載試驗(yàn)，所述主動(dòng)載荷施加系統(tǒng)按照載荷譜P₁進(jìn)行載荷控制和按照位移譜W₁進(jìn)行位移控制，所述扭矩平衡系統(tǒng)按照扭矩譜P₂進(jìn)行扭矩控制和按照轉(zhuǎn)角譜W₂進(jìn)行轉(zhuǎn)角控制。

優(yōu)選地是，所述扭矩平衡系統(tǒng)為伺服扭力電機(jī)，所述主動(dòng)載荷施加系統(tǒng)為作動(dòng)筒，所述起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)為轉(zhuǎn)軸類試驗(yàn)考核件。

優(yōu)選地是，所述轉(zhuǎn)軸類試驗(yàn)考核件一端與所述伺服扭力電機(jī)一端連接，所述伺服扭力電機(jī)另一端固定在一個(gè)試驗(yàn)支撐臺(tái)架上，所述轉(zhuǎn)軸類試驗(yàn)考核件另一端通過固定支座固定在另一個(gè)所述試驗(yàn)支撐臺(tái)架上，所述轉(zhuǎn)軸類試驗(yàn)考核件還套接有齒條，所述作動(dòng)筒通過所述齒條與所述轉(zhuǎn)軸類試驗(yàn)考核件相連，其中，兩所述試驗(yàn)支撐臺(tái)架放置在同一平面，所述轉(zhuǎn)軸類試驗(yàn)考核件的轉(zhuǎn)軸軸線平行所述平面放置，所述作動(dòng)筒的軸線平行所述平面并且垂直所述轉(zhuǎn)軸類試驗(yàn)考核件的轉(zhuǎn)軸軸線放置。

優(yōu)選地是，所述步驟三中的所述起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)受力平衡公式為:

P₂＝P₁×c；W₂＝W₁/c×(180/π)

其中，式1中的P₁為輸入端載荷，P₂為輸出端扭矩；式2中的W₁為輸入端位移，W₂為輸出端轉(zhuǎn)角，式1和式2中的c為作動(dòng)筒軸線與起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)轉(zhuǎn)軸軸線最小距離。

本發(fā)明所提供的起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)動(dòng)態(tài)加載方法的有益效果在于，提高了試驗(yàn)精度，更加真實(shí)的反映出起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)的受力狀況，從而保證試驗(yàn)數(shù)據(jù)真實(shí)有效，為起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)及考核提供關(guān)鍵數(shù)據(jù)支持。

附圖說明

圖1為本發(fā)明起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)動(dòng)態(tài)加載方法中起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)安裝示意圖；

圖2為本發(fā)明起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)動(dòng)態(tài)加載方法中起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)放大示意圖。

圖3為本發(fā)明起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)動(dòng)態(tài)加載方法中起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)輸入端的主動(dòng)載荷施加系統(tǒng)的載荷譜及位移譜的折線圖；

圖4為本發(fā)明起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)動(dòng)態(tài)加載方法中起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)輸出端的扭矩平衡系統(tǒng)的扭矩譜及轉(zhuǎn)角譜的折線圖。

附圖標(biāo)記：

1-起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)、2-主動(dòng)載荷施加系統(tǒng)、3-扭矩平衡系統(tǒng)、4-試驗(yàn)支撐臺(tái)架、5-齒條、6-固定支座。

具體實(shí)施方式

為使本發(fā)明實(shí)施的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點(diǎn)更加清楚，下面將結(jié)合本發(fā)明實(shí)施例中的附圖，對(duì)本發(fā)明實(shí)施例中的技術(shù)方案進(jìn)行更加詳細(xì)的描述。在附圖中，自始至終相同或類似的標(biāo)號(hào)表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實(shí)施例是本發(fā)明一部分實(shí)施例，而不是全部的實(shí)施例。下面通過參考附圖描述的實(shí)施例是示例性的，旨在用于解釋本發(fā)明，而不能理解為對(duì)本發(fā)明的限制?；诒景l(fā)明中的實(shí)施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒有作出創(chuàng)造性勞動(dòng)前提下所獲得的所有其他實(shí)施例，都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。

下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)動(dòng)態(tài)加載方法做進(jìn)一步詳細(xì)說明。

本發(fā)明的一種起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)動(dòng)態(tài)加載方法，包括如下步驟：

步驟一，根據(jù)某飛機(jī)起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)1結(jié)構(gòu)特性，在實(shí)驗(yàn)室中模擬飛機(jī)在轉(zhuǎn)彎操縱過程中的動(dòng)態(tài)受載過程。按照?qǐng)D1所示安裝飛機(jī)起落架轉(zhuǎn)彎 機(jī)構(gòu)1，在起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)1的載荷輸入端布置主動(dòng)載荷施加系統(tǒng)2，輸出端布置扭矩平衡系統(tǒng)3，其中，主動(dòng)載荷施加系統(tǒng)2的額定載荷應(yīng)略大于起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)1的最大輸入載荷，扭矩平衡系統(tǒng)3的額定載荷應(yīng)略大于起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)1的最大輸出載荷，即兩套系統(tǒng)的額定載荷略大于輸入載荷和輸出載荷的設(shè)計(jì)要求值，否則模擬試驗(yàn)無法操作。

如圖1所示，起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)1為轉(zhuǎn)軸類試驗(yàn)考核件，主動(dòng)載荷施加系統(tǒng)2為作動(dòng)筒，扭矩平衡系統(tǒng)3為伺服扭力電機(jī)。轉(zhuǎn)軸類試驗(yàn)考核件一端與伺服扭力電機(jī)一端連接，伺服扭力電機(jī)另一端固定在一個(gè)試驗(yàn)支撐臺(tái)架4上，轉(zhuǎn)軸類試驗(yàn)考核件另一端通過固定支座6固定在另一個(gè)試驗(yàn)支撐臺(tái)架4上，轉(zhuǎn)軸類試驗(yàn)考核件還套接有齒條5，作動(dòng)筒通過齒條5與轉(zhuǎn)軸類試驗(yàn)考核件相連，其中，兩試驗(yàn)支撐臺(tái)架4放置在同一平面，轉(zhuǎn)軸類試驗(yàn)考核件的轉(zhuǎn)軸軸線平行該平面放置，作動(dòng)筒的軸線也平行該平面并且垂直轉(zhuǎn)軸類試驗(yàn)考核件的轉(zhuǎn)軸軸線放置，如圖2所示。作動(dòng)筒通過推動(dòng)齒條5，模擬轉(zhuǎn)彎功能，伺服扭力電機(jī)模擬起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)1受到扭矩發(fā)生轉(zhuǎn)角變化的情況。作動(dòng)筒和伺服扭力電機(jī)都通過數(shù)據(jù)線連接到電腦上，用于觀測主動(dòng)載荷施加系統(tǒng)2和扭矩平衡系統(tǒng)3的數(shù)據(jù)變化，及用于輸入相應(yīng)設(shè)計(jì)要求數(shù)值控制主動(dòng)載荷施加系統(tǒng)2和扭矩平衡系統(tǒng)3的變化。

步驟二，根據(jù)飛機(jī)轉(zhuǎn)彎操縱過程中的實(shí)測數(shù)據(jù)或者規(guī)范要求數(shù)據(jù)或者設(shè)計(jì)要求數(shù)據(jù)，在作動(dòng)筒上施加輸入載荷，通過電腦控制載荷變化，可得到載荷與時(shí)間的變化曲線，又由于作動(dòng)筒受到輸入載荷作用，起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)1會(huì)發(fā)生位置的偏移，即位移的變化，從而也可得到位移與時(shí)間的變化曲線。

作動(dòng)筒受到的輸入載荷的數(shù)值變化會(huì)導(dǎo)致起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)1的位移數(shù)值變化，兩者是一一對(duì)應(yīng)的關(guān)系，給定前者即可得到后者，從而可將載荷與時(shí)間的變化曲線與位移與時(shí)間的變化曲線繪制在一張圖中，得到起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)1輸入端的主動(dòng)載荷施加系統(tǒng)2的載荷譜P₁及位移譜W₁，即圖3。

步驟三，根據(jù)起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)1的結(jié)構(gòu)特征(如圖2)和傳力特性及主動(dòng)載荷施加系統(tǒng)2和扭矩平衡系統(tǒng)3的布置位置，可得到一組受力平衡關(guān)系，從而可計(jì)算出起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)1輸出端的扭矩平衡系統(tǒng)3的扭矩變化和轉(zhuǎn)角變化。

受力平衡關(guān)系式：P₂＝P₁×c (1)；

W₂＝W₁/c×(180/π) (2)；

式1和式2中的c為作動(dòng)筒軸線與起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)1轉(zhuǎn)軸軸線最小距離，如圖2所示，對(duì)于某一起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)1該值為一定值；式1中的P₁為輸入端載荷，P₂為輸出端扭矩；式2中的W₁為輸入端位移，W₂為輸出端轉(zhuǎn)角，“×(180/π)”是為了將弧度轉(zhuǎn)化為角度，π為圓周率。

現(xiàn)結(jié)合圖3，以2s為例，查得載荷P₁為22209.3N，位移W₁為0.0600349m，由于本起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)1的作動(dòng)筒軸線與起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)1轉(zhuǎn)軸軸線的最小距離為0.086m(即c值)，此時(shí)對(duì)應(yīng)的輸出端扭矩P₂＝P₁×c＝22209.3×0.086＝1910N.m，此時(shí)對(duì)應(yīng)的輸出端轉(zhuǎn)角W₂＝W₁/c×(180/π)＝0.0600349/0.086×(180/3.14)＝40°。以此類推，計(jì)算出其它時(shí)刻下的起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)1輸出端的扭矩P₂及轉(zhuǎn)角W₂，從而繪制出圖4的起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)1輸出端的扭矩平衡系統(tǒng)3的扭矩譜P₂及轉(zhuǎn)角譜W₂。

步驟四，按照上述步驟得到的起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)1輸入端的載荷P₁及位 移W₁和輸出端的扭矩P₂及轉(zhuǎn)角W₂，進(jìn)行起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)1動(dòng)態(tài)加載試驗(yàn)。試驗(yàn)加載過程中，在作動(dòng)筒上根據(jù)需要挑選一端施加圖3中的載荷P₁數(shù)值，在輸出端的扭矩平衡系統(tǒng)3進(jìn)行反力控制，即按照轉(zhuǎn)角譜W₂進(jìn)行轉(zhuǎn)角控制。其中，輸入端的載荷P₁與位移W₁為一一對(duì)應(yīng)關(guān)系，施加載荷P₁，位移W₁即發(fā)生變化，從而控制載荷P₁即可；同理，輸出端的扭矩P₂與轉(zhuǎn)角W₂也為一一對(duì)應(yīng)關(guān)系，轉(zhuǎn)角W₂角度發(fā)生變化即扭矩P₁發(fā)生變化，控制轉(zhuǎn)角W₂即可。

主動(dòng)載荷施加系統(tǒng)2推動(dòng)起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)1運(yùn)動(dòng)，扭矩平衡系統(tǒng)3按照?qǐng)D4數(shù)值施加相應(yīng)反力，完成一次加載，動(dòng)態(tài)加載次數(shù)根據(jù)實(shí)際需要施加，從而能準(zhǔn)確模擬起落架轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)1在飛機(jī)轉(zhuǎn)彎操縱時(shí)各個(gè)時(shí)刻的實(shí)際受載情況。

以上所述，僅為本發(fā)明的具體實(shí)施方式，但本發(fā)明的保護(hù)范圍并不局限于此，任何熟悉本技術(shù)領(lǐng)域的技術(shù)人員在本發(fā)明揭露的技術(shù)范圍內(nèi)，可輕易想到的變化或替換，都應(yīng)涵蓋在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。因此，本發(fā)明的保護(hù)范圍應(yīng)以所述權(quán)利要求的保護(hù)范圍為準(zhǔn)。