一種電驅(qū)動起落架加載裝置的制造方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域，具體而言，涉及一種電驅(qū)動起落架加載裝置。
【背景技術(shù)】
[0002]起落架是飛機起降的重要結(jié)構(gòu)部件，在飛機起飛、降落過程中起落架收放靠起落架支撐作動筒驅(qū)動，飛機起飛降落時的航速較快，起落架收放必然受到風阻，而在地面試驗時為了真實考核起落架支撐作動筒收放效率，調(diào)整起落架收放時間，需要給起落架進行加載。起落架收放所受到的氣動載荷通過仿真計算結(jié)合風動試驗給出，地面試驗則采取對支撐作動筒作用軸給出集中載荷去模擬氣動力。
[0003]目前試驗室對起落架收放不進行加載或者采用電液伺服加載的形式。起落架不進行加載時，對支撐作動筒的工作效率和起落架收放時間驗證不夠準確，或者說液壓功率過度加強無需考慮加載的影響，這不利于系統(tǒng)能源的有效分配。電液伺服加載的形式技術(shù)較為成熟，特點是可以輸出很大的載荷，缺點是需要給伺服作動系統(tǒng)配套驅(qū)動油源，額外增加成本，而且本身作動筒的自重也比較大，輸出力大的同時對小氣動載荷的模擬不準確。
[0004]現(xiàn)在亟需解決的技術(shù)問題是如何設(shè)計一種起落架加載裝置，該加載裝置能夠在保障在試驗室對起落架收放進行加載的前提下，同時避免采用電液伺服加載的形式額外增加成本。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]本發(fā)明的目的在于解決上述現(xiàn)有技術(shù)中的不足，提供一種結(jié)構(gòu)簡單合理的電驅(qū)動起落架加載裝置。
[0006]本發(fā)明的目的通過如下技術(shù)方案實現(xiàn):一種電驅(qū)動起落架加載裝置，用于飛機液壓系統(tǒng)地面模擬試驗對起落架1進行加載，包括:承力銷軸，安裝在飛機起落架上；電動缸，內(nèi)置有位移傳感器，垂直于承力銷軸且對稱設(shè)置在承力銷軸的兩端;伺服電機，與電動缸配套設(shè)置，用于驅(qū)動所述電動缸往復(fù)運動;耳座，固定在試驗臺上，與電動缸銷軸連接;拉壓力傳感器，設(shè)置于電動缸上異于與耳座連接的一端，并通過耳片與承力銷軸連接。
[0007]上述方案中優(yōu)選的是，還包括有加載控制器，用于接收所述拉壓力傳感器的信號、接收電動缸內(nèi)位移傳感器的信號、輸出所述伺服電機的控制信號。
[0008]上述任一方案中優(yōu)選的是，承力銷軸為設(shè)置有螺紋的直桿且兩端直徑小于中部直徑。
[0009]本發(fā)明所提供的電驅(qū)動起落架加載裝置的有益效果在于，結(jié)構(gòu)簡單，制造方便，裝置穩(wěn)定性高，安全可靠，由于采用電動缸進行加載，避免了建設(shè)地面油源，這樣有效的減少了成本和栗站帶來的噪音。起落架氣動載荷較小，使得加載作動筒的輸出力也比較小，采用電驅(qū)動動比液壓伺服驅(qū)動更易實現(xiàn)，而且控制精度也優(yōu)于電液液壓加載。電動缸對稱式加載結(jié)構(gòu)比單側(cè)加載對承力銷軸的彎矩小，從而使銷軸彈性形變減小，更有利于伺服控制。
【附圖說明】
[0010]圖1是按照本發(fā)明的電驅(qū)動起落架加載裝置的一優(yōu)選實施例的原理圖；
[0011]圖2是按照本發(fā)明的電驅(qū)動起落架加載裝置的圖1所示實施例的結(jié)構(gòu)示意圖。
[0012]附圖標記:
[0013]1-起落架、2-承力銷軸、3-電動缸、4-伺服電機、5-耳座、6-拉壓力傳感器。
【具體實施方式】
[0014]為使本發(fā)明實施的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點更加清楚，下面將結(jié)合本發(fā)明實施例中的附圖，對本發(fā)明實施例中的技術(shù)方案進行更加詳細的描述。在附圖中，自始至終相同或類似的標號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實施例是本發(fā)明一部分實施例，而不是全部的實施例。下面通過參考附圖描述的實施例是示例性的，旨在用于解釋本發(fā)明，而不能理解為對本發(fā)明的限制?；诒景l(fā)明中的實施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒有作出創(chuàng)造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發(fā)明保護的范圍。下面結(jié)合附圖對本發(fā)明的實施例進行詳細說明。
[0015]在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術(shù)語“中心”、“縱向”、“橫向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底” “內(nèi)”、“外”等指示的方位或位置關(guān)系為基于附圖所示的方位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構(gòu)造和操作，因此不能理解為對本發(fā)明保護范圍的限制
[0016]如圖1-圖2所示，本發(fā)明提供的電驅(qū)動起落架加載裝置，用于飛機液壓系統(tǒng)地面模擬試驗對起落架1進行加載，包括:承力銷軸2，安裝在飛機起落架1上；電動缸3，內(nèi)置有位移傳感器，垂直于承力銷軸2設(shè)置在所述承力銷軸2的兩端;伺服電機4，與電動缸3配套設(shè)置，用于驅(qū)動電動缸3往復(fù)運動;耳座5，固定在試驗臺上，與電動缸3銷軸連接;拉壓力傳感器6，設(shè)置于電動缸3上異于與耳座5連接的一端，并通過耳片與承力銷軸2連接。其中，承力銷軸2為設(shè)置有螺紋的直桿且兩端直徑小于中部直徑。
[0017]除上述本發(fā)明提供的電驅(qū)動起落架加載裝置中所闡述的組成結(jié)構(gòu)外，還包括有外置的加載控制器，用于接收拉壓力傳感器6的信號、接收所述電動缸3內(nèi)位移傳感器的信號、輸出伺服電機4的控制信號。
[0018]參照圖1-圖2，在具體的使用本發(fā)明提供的電驅(qū)動起落架加載裝置過程中，將原有的起落架1承力小軸替換成加載用的承力銷軸2，在承力銷軸的兩頭各布置一個電動缸3，兩個電動缸3與原起落架1收放作動筒成平行結(jié)構(gòu)。兩電動缸3在原起落架1作動筒兩邊對稱布置，以減少運動中承力銷軸2所受到的彎矩。電動缸3與承力銷軸2間有萬象軸承，電動缸3兩邊有擋片，保證了運動的穩(wěn)定性。加載控制器通過預(yù)設(shè)的載荷譜對電動缸3的運動進行精確控制，拉壓力傳感器6將采集的拉壓力反饋給加載控制器，通過軟件精確控制加載力。保證了原有起落架收放結(jié)構(gòu)和運動軌跡不變，電動缸3隨動加載不會損傷起落架1的結(jié)構(gòu)和飛機收放作動筒。
[0019]被加載部件為起落架1，承力銷軸2安裝在起落架上，兩個電動缸3安裝在承力銷軸的兩側(cè)。在起落架收放過程中，電動缸3隨起落架1運動產(chǎn)生位移，反饋給加載控制器，加載控制器按預(yù)先設(shè)計的載荷對電動缸3進行驅(qū)動，拉壓力傳感器6測出力值反饋給加載控制器。加載控制器比較設(shè)計值和反饋值，不斷調(diào)節(jié)電動缸3的力值，使得驅(qū)動力的跟隨性和穩(wěn)定性增強。
[0020]以上結(jié)合本發(fā)明的電驅(qū)動起落架加載裝置具體實施例做了詳細描述，但并非是對本發(fā)明的限制，凡是依據(jù)本發(fā)明的技術(shù)實質(zhì)對以上實施例所做的任何簡單修改均屬于本發(fā)明的技術(shù)范圍，還需要說明的是，按照本發(fā)明的電驅(qū)動起落架加載裝置技術(shù)方案的范疇包括上述各部分之間的任意組合。
【主權(quán)項】
1.一種電驅(qū)動起落架加載裝置，用于飛機液壓系統(tǒng)地面模擬試驗對起落架(1)進行加載，其特征在于，包括: 承力銷軸(2)，安裝在飛機起落架(1)上； 電動缸(3)，內(nèi)置有位移傳感器，垂直于所述承力銷軸(2)且對稱設(shè)置在所述承力銷軸(2)的兩端; 伺服電機(4)，與所述電動缸(3)配套設(shè)置，用于驅(qū)動所述電動缸(3)往復(fù)運動； 耳座(5)，固定在試驗臺上，與所述電動缸(3)銷軸連接； 拉壓力傳感器(6)，設(shè)置于所述電動缸(3)上異于與所述耳座(5)連接的一端，并通過耳片與所述承力銷軸(2)連接。2.如權(quán)利要求1所述的電驅(qū)動起落架加載裝置，其特征在于，還包括有加載控制器，用于接收所述拉壓力傳感器(6)的信號、接收所述電動缸(3)內(nèi)位移傳感器的信號、輸出所述伺服電機(4)的控制信號。3.如權(quán)利要求1所述的電驅(qū)動起落架加載裝置，其特征在于，所述承力銷軸(2)為設(shè)置有螺紋的直桿且兩端直徑小于中部直徑。
【專利摘要】一種電驅(qū)動起落架加載裝置，涉及飛機液壓系統(tǒng)地面模擬試驗的試驗裝置的結(jié)構(gòu)設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域，用于飛機液壓系統(tǒng)地面模擬試驗對起落架進行加載，承力銷軸安裝在起落架上，兩個電動缸安裝在承力銷軸的兩側(cè)。在起落架收放過程中，電動缸隨起落架運動產(chǎn)生位移，反饋給加載控制器，控制器按預(yù)先設(shè)計的載荷對電動缸進行驅(qū)動，拉壓力傳感器測出力值反饋給加載控制器。本發(fā)明提供的一種電驅(qū)動起落架加載裝置避免了建設(shè)地面油源，降低了試驗成本，電驅(qū)動加載裝置控制精度優(yōu)于其他形式的加載。
【IPC分類】B64F5/00
【公開號】CN105438497
【申請?zhí)枴緾N201510847209
【發(fā)明人】徐永軍, 湯金山, 高大為, 辛冬冬
【申請人】中國航空工業(yè)集團公司沈陽飛機設(shè)計研究所
【公開日】2016年3月30日
【申請日】2015年11月26日