專利名稱：起落架載荷現(xiàn)場標(biāo)定方法及其專用裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種標(biāo)定方法，特別是一種起落架載荷現(xiàn)場標(biāo)定方法；還涉及這種起 落架載荷現(xiàn)場標(biāo)定方法專用裝置。
背景技術(shù)：
參照圖16、17，文獻(xiàn)"授權(quán)公告號是CN1273814C的中國發(fā)明專利"公開了一種起落 架載荷現(xiàn)場標(biāo)定試驗方法及其裝置。采用該裝置對起落架載荷進行現(xiàn)場標(biāo)定，解決了起落 架在不拆卸的情況下，進行現(xiàn)場載荷施加與標(biāo)定的問題，有效地保證了飛機的安全，又保護 了受載的真實性與載荷標(biāo)定的精度。該專利在測量方法上，利用斤不落一端和一個起落架 耳子相連，另一端和傳感器、松緊螺套及另一耳子相連，使兩起落架形成對拉；或者利用斤 不落、傳感器、鋼絲繩、配重等連接系統(tǒng)分別將兩起落架進行外拉。在拉動過程中，滾珠和滾 板之間產(chǎn)生相對運動，最終通過傳感器和電子秤測量外加載荷，將外加載荷等同于起落架 輪胎下的航向摩擦力或側(cè)向摩擦力。這一測量方法忽略了滾板與滾珠之間的滾動摩擦力。 對于大載荷作用下，滾珠會發(fā)生較大彈性變形，增大了滾板與滾珠之間的滾動摩擦系數(shù)，此 時滾板與滾珠之間的滾動摩擦力不能忽略。 該專利中的裝置由將起落架輪子卡緊的卡板，卡板接地處的雙拉耳或兩起落架輪 軸中心的雙拉耳，斤不落、傳感器、松緊螺套、鋼絲繩，單層滾珠滾板組成。在測量過程中，通 過對起落架進行對拉或外拉，使得滾珠和滾板之間產(chǎn)生相對運動，進而測量起落架輪胎下 的航向或側(cè)向摩擦力。由于滾珠與滾板之間通過點接觸，承載面積較小，在大載荷作用下， 滾珠的接觸應(yīng)力會超過滾珠的許用接觸應(yīng)力，導(dǎo)致滾珠承載能力不足。另外，在裝置中采用 單層滾珠滾板，在加力的方向偏斜后，起落架輪胎下的摩擦力方向不是沿著航向或側(cè)向方 向，從而降低了載荷標(biāo)定精度。

發(fā)明內(nèi)容
為了克服采用現(xiàn)有技術(shù)裝置對起落架載荷進行現(xiàn)場標(biāo)定存在誤差的不足，本發(fā)明
提供一種起落架載荷現(xiàn)場標(biāo)定方法，可以對起落架載荷進行現(xiàn)場準(zhǔn)確標(biāo)定。 本發(fā)明還提供這種起落架載荷現(xiàn)場標(biāo)定方法專用裝置。 本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案一種起落架載荷現(xiàn)場標(biāo)定方法，其特 點是包括下述步驟 (a)將飛機的各起落架放置在專用裝置頂板上，調(diào)節(jié)各起落架的支柱壓縮量，保持 飛機水平放置。
(b)測量起落架的航向摩擦力時，分為對拉和外拉兩種狀態(tài)進行載荷標(biāo)定。
對拉狀態(tài)，在前起落架的專用裝置的中間上板上施加逆飛機航向的航向力，對左、 右起落架的專用裝置的中間上板上施加順飛機航向的航向力，達(dá)到受力平衡，然后對飛機 的航向載荷進行標(biāo)定。 外拉狀態(tài)，在前起落架的專用裝置的中間上板上施加順飛機航向的航向力，對左、
4右起落架的專用裝置的中間上板上施加逆飛機航向的航向力，達(dá)到受力平衡，然后再對飛機的航向載荷進行標(biāo)定。 對每一個起落架，將航向載荷施加在中間上板上，航向傳力擋塊將使固定底板與
中間下板保持相對靜止，此時中間上板與其下層航向滾動滾柱之間產(chǎn)生滾動摩擦力，頂板
和輪胎之間將產(chǎn)生航向摩擦力，通過頂板與中間上板之間的傳感器測量航向摩擦力。
(c)測量起落架的側(cè)向摩擦力時，分為對拉和外拉兩種狀態(tài)進行載荷標(biāo)定。 測量左、右起落架側(cè)向載荷的對拉狀態(tài)時，在左、右起落架的專用裝置的中間下板
上沿飛機側(cè)向指向飛機內(nèi)側(cè)施加側(cè)向力，達(dá)到受力平衡后，對左、右起落架的側(cè)向載荷進行標(biāo)定。 測量左、右起落架側(cè)向載荷的外拉狀態(tài)時，在左、右起落架的專用裝置的中間下板上沿飛機側(cè)向指向飛機外側(cè)施加側(cè)向力，達(dá)到受力平衡后，對左、右起落架的側(cè)向載荷進行標(biāo)定。 測量前起落架側(cè)向力的對拉狀態(tài)時，在前起落架的專用裝置的中間上板上施加逆飛機航向的航向力，在中間下板上施加沿飛機側(cè)向指向飛機左側(cè)的側(cè)向力，在左起落架專用裝置的中間上板上施加順飛機航向的航向力，在中間下板上施加沿飛機側(cè)向指向飛機內(nèi)側(cè)的側(cè)向力，達(dá)到受力平衡后，對前起落架的側(cè)向載荷進行標(biāo)定。 測量前起落架側(cè)向力的對拉狀態(tài)時，在前起落架的專用裝置的中間上板上施加順飛機航向的航向力，在中間下板上施加沿飛機側(cè)向指向飛機右側(cè)的側(cè)向力，在左起落架專用裝置的中間上板上施加逆飛機航向的航向力，在中間下板上施加沿飛機側(cè)向指向飛機外側(cè)的側(cè)向力，達(dá)到受力平衡后，對飛機前起落架的側(cè)向力進行標(biāo)定。 測量每一個起落架上的側(cè)向力時，將側(cè)向載荷施加在中間下板上，此時，側(cè)向力傳力擋塊使中間上板和中間下板保持相對靜止，此時中間下板與其下層側(cè)向滾動滾柱之間產(chǎn)生滾動摩擦力，頂板和輪胎之間將產(chǎn)生摩擦力，通過頂板與中間上板之間的傳感器可以直接將側(cè)向摩擦力測出。 (d)施加校驗載荷時，在前起落架的專用裝置的中間上板上施加順航向的載荷，同時在左、右起落架的專用裝置的中間上板上分別施加逆飛機航向的航向載荷，在左、右起落架的專用裝置的中間下板上分別施加沿飛機側(cè)向指向內(nèi)側(cè)的載荷。通過頂板和中間上板之間的傳感器測量各起落架的航向力和側(cè)向力。 (e)測量垂向載荷時，在飛機機身上添加懸重，懸重在飛機上應(yīng)對稱加載，以保持飛機整體水平，不發(fā)生傾斜。通過改變懸重的質(zhì)量對飛機進行不同工況的載荷的加載。通過頂板和中間上板之間的傳感器直接測出垂向載荷。 —種上述起落架載荷現(xiàn)場標(biāo)定方法專用裝置，包括頂板1、傳感器2和固定底板5，其特點是還包括中間上板3、中間下板4、側(cè)向力傳力擋塊6、側(cè)向力限位擋塊7、航向限位擋塊8、航向力傳力擋塊9、航向滾動滾柱10和側(cè)向滾動滾柱11，固定底板5與中間下板4之間布置側(cè)向滾動滾柱ll，側(cè)向滾動滾柱11共八排，每排各15列；中間下板4與中間上板3之間布置航向滾動滾柱IO，航向滾動滾柱IO共八排，每排各15列，航向滾動滾柱10與側(cè)向滾動滾柱11方向上成空間90度，在中間上板3與頂板1之間、位于中間上板3的四個角上布置有四個傳感器2，在固定底板5上設(shè)置兩個航向限位擋塊8，兩個航向限位擋塊8與固定底板5之間通過螺栓固定，固定底板5上設(shè)置有與中間下板4緊靠的航向力傳力擋塊9、兩個側(cè)向限位擋塊7，兩個側(cè)向限位擋塊7與固定底板5之間通過螺栓固定，在中間下板4上設(shè)置有與中間上板3緊靠的側(cè)向力傳力擋塊6，施加側(cè)向力時，能將中間下板4的力傳到中間上板3，然后再通過中間上板3與頂板1之間的傳感器2測力；所述傳感器2是三維測力傳感器，內(nèi)部有應(yīng)變花式應(yīng)變片。 所述應(yīng)變花式應(yīng)變片，其應(yīng)變片B測量沿垂向載荷，應(yīng)變片A和應(yīng)變片C分別測量
航向摩擦力或側(cè)向摩擦力。 本發(fā)明具有以下有益效果 (1)在測量方法上，利用內(nèi)置傳感器直接測量航向或側(cè)向摩擦力，避免了滾板與滾柱之間滾動摩擦力對測量結(jié)果的影響，從而提高了測量精度。 (2)在測量裝置上，采用滾柱承載，由于滾柱與滾板之間是線接觸，且滾柱與滾板之間的摩擦系數(shù)很小，從而提高了測量裝置的承載能力。
(3)在測量裝置上，采用滾柱承載，在加載方向偏斜后，依然可以保證起落架輪胎下產(chǎn)生的摩擦力方向沿著航向或側(cè)向，從而提高了測量精度。
下面結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明作詳細(xì)說明。


圖1是本發(fā)明方法測量起落架的航向載荷對拉狀態(tài)的加載示意圖。 圖2是本發(fā)明方法測量起落架的航向載荷外拉狀態(tài)的加載示意圖。 圖3是本發(fā)明方法測量左、右起落架側(cè)向載荷對拉狀態(tài)的加載示意圖。 圖4是本發(fā)明方法測量左、右起落架側(cè)向載荷外拉狀態(tài)的加載示意圖。 圖5是本發(fā)明方法測量前起落架的側(cè)向載荷對拉狀態(tài)的加載示意圖。 圖6是本發(fā)明方法測量前起落架的側(cè)向載荷外拉狀態(tài)的加載示意圖。 圖7是本發(fā)明方法測量起落架航向載荷和側(cè)向載荷同時施加校驗載荷的加載示意圖。 圖8是本發(fā)明專用裝置的主視圖。 圖9是本發(fā)明專用裝置的左視圖。 圖10是本發(fā)明專用裝置的俯視圖。 圖11是圖8中三維測力傳感器的放大圖。 圖12是圖11的俯視圖。 圖13是本發(fā)明專用裝置中所用傳感器的應(yīng)變花式應(yīng)變片。 圖14是本發(fā)明方法施加航向載荷的受力分析示意圖。 圖15是本發(fā)明方法施加側(cè)向載荷的受力分析示意圖。 圖16是現(xiàn)有技術(shù)起落架航向載荷和側(cè)向載荷的測量裝置示意圖。 圖17是現(xiàn)有技術(shù)起落架垂向載荷的測量裝置示意圖。 圖中，l-頂板；2-傳感器；3-中間上板；4-中間下板；5_固定底板；6_側(cè)向力傳力擋塊；7-側(cè)向限位擋塊；8-航向限位擋塊；9-航向力傳力擋塊；10_航向滾動滾柱；ll-側(cè)向滾動滾柱。
具體實施例方式
參照圖1 15。 實施例1 :本發(fā)明的專用裝置由頂板1、傳感器2、中間上板3、中間下板4、固定底板5、側(cè)向力傳力擋塊6、側(cè)向力限位擋塊7、航向限位擋塊8、航向力傳力擋塊9、航向滾動滾柱10和側(cè)向滾動滾柱11組成。航向滾動滾柱10和側(cè)向滾動滾柱11各八排，每排各15列。固定底板5和中間下板4之間布置一層可以沿飛機側(cè)向滾動的滾柱11，中間下板4和中間上板3之間布置一層與上述布置方向成空間90度可以沿飛機航向滾動的滾柱10。中間上板3和頂板1之間的布置有三維傳感器2，其中頂板1的中間部分需要加厚，以增強頂板1的強度和剛度。中間上板3為施加航向載荷的板，中間下板4為施加側(cè)向載荷的板。施加航向載荷時，為了限制中間上板3的位移，在固定底板5上裝有兩個航向限位擋塊8，兩個航向限位擋塊8與固定底板5之間通過螺栓聯(lián)接。固定底板5上裝有一個與中間下板4緊靠的航向力傳力擋塊9，用以使固定底板5與中間下板4保持相對靜止，即中間下板4與其下層的側(cè)向滾動滾柱ll之間不受摩擦力作用。施加側(cè)向力時，為了限制中間下板4的位移，在固定底板5上裝有兩個側(cè)向限位擋塊7，兩個側(cè)向限位擋塊7與固定底板5之間通過螺栓聯(lián)接。在中間下板4上裝有一個與中間上板3緊靠的側(cè)向力傳力擋塊6，用以施加側(cè)向力時，能將中間下板4的力傳到中間上板3。傳感器2是三維測力傳感器，內(nèi)部采用應(yīng)變花式應(yīng)變片。應(yīng)變片B測量沿垂向載荷，應(yīng)變片A和應(yīng)變片C測量航向摩擦力或側(cè)向摩擦力。
實施例2 :本發(fā)明起落架載荷現(xiàn)場標(biāo)定方法具體實施步驟如下
(a)將飛機的各起落架放置在上述專用裝置上，調(diào)節(jié)各起落架的支柱壓縮量，保持飛機水平放置。
(b)測量航向載荷。 測量起落架的航向摩擦力時，分為對拉和外拉兩種狀態(tài)進行載荷標(biāo)定。對拉狀態(tài)按如下方法進行，在前起落架的專用裝置的中間上板3上施加逆飛機航向的航向力，對左、右起落架的專用裝置的中間上板3上分別施加順飛機航向的航向力，達(dá)到受力平衡，然后對飛機的航向載荷進行標(biāo)定。 外拉狀態(tài)按如下方法進行，在前起落架的專用裝置的中間上板3上施加順飛機航向的航向力，對左、右起落架的專用裝置的中間上板3上分別施加逆飛機航向的航向力，達(dá)
到受力平衡，然后再對飛機的航向載荷進行標(biāo)定。對每一個起落架的航向力標(biāo)定方法如下
將航向載荷Fx施加在中間上板3上，航向傳力擋塊9將使固定底板5與中間下板4保持相對靜止，此時中間上板3與其下層航向滾動滾柱10之間產(chǎn)生滾動摩擦力Ef，頂板l和輪胎之間將產(chǎn)生航向摩擦力Fi，選取頂板1和中間上板3作為整體分析，則有Fx = Fi+Ff，通過頂板1與中間上板3之間的傳感器2中的Yl中的A應(yīng)變片和C應(yīng)變片測量航向摩擦力&。
(c)測量側(cè)向載荷。 測量起落架的側(cè)向摩擦力時，分為對拉和外拉兩種狀態(tài)進行載荷標(biāo)定。左、右起落架側(cè)向力標(biāo)定的對拉狀態(tài)按下面的方法進行，在左、右起落架的專用裝置的中間下板4上分別沿飛機側(cè)向指向飛機內(nèi)側(cè)施加側(cè)向力，達(dá)到受力平衡，然后對左、右起落架的側(cè)向載荷進行標(biāo)定。 左、右起落架側(cè)向力標(biāo)定的外拉狀態(tài)按如下方法進行，在左、右起落架的專用裝置的中間下板4上分別沿飛機側(cè)向指向飛機外側(cè)施加側(cè)向力，達(dá)到受力平衡，然后對左、右起落架的側(cè)向載荷進行標(biāo)定。 前起落架側(cè)向力標(biāo)定的對拉狀態(tài)按下面的方法進行，在前起落架的專用裝置的中間上板3上施加逆飛機航向的航向力，在中間下板4上施加沿飛機側(cè)向指向飛機左側(cè)的側(cè)向力，在左起落架專用裝置的中間上板3上施加順飛機航向的航向力，在中間下板4上施加沿飛機側(cè)向指向飛機內(nèi)側(cè)的側(cè)向力，達(dá)到受力平衡，然后對前起落架的側(cè)向載荷進行標(biāo)定。
前起落架側(cè)向力標(biāo)定的外拉狀態(tài)按如下方法進行，在前起落架的專用裝置的中間上板3上施加順飛機航向的航向力，在中間下板4上施加沿飛機側(cè)向指向飛機右側(cè)的側(cè)向力，在左起落架專用裝置的中間上板3上施加逆飛機航向的航向力，在中間下板4上施加沿飛機側(cè)向指向飛機外側(cè)的側(cè)向力，達(dá)到受力平衡后，對飛機前起落架的側(cè)向力進行標(biāo)定。對每一個起落架上的側(cè)向受力分析如下 將側(cè)向載荷Fz施加在中間下板4上，此時，側(cè)向力傳力擋塊6使中間上板3和中間下板4保持相對靜止，此時中間下板4與其下層側(cè)向滾動滾柱11之間產(chǎn)生滾動摩擦力Ff，頂板1和輪胎之間將產(chǎn)生摩擦力Fa，選取頂板1 、中間上板3、中間下板4和側(cè)向力傳力擋塊6作為整體分析，則有Fz = Fa+Ff。通過頂板1與中間上板3之間的傳感器2中的Y2中的A應(yīng)變片和C應(yīng)變片可以直接將側(cè)向摩擦力Fa測出。 (d)施加校驗載荷。在前起落架的專用裝置的中間上板3上施加順航向的載荷，同時在左、右起落架的專用裝置的中間上板3上分別施加逆飛機航向的航向載荷，在左、右起落架的專用裝置的中間下板4上分別施加沿飛機側(cè)向指向內(nèi)側(cè)的載荷。通過頂板l和中間上板3之間的傳感器2中的應(yīng)變片A和應(yīng)變片C對分別對起落架的航向力和側(cè)向力進行標(biāo)定。施加校驗載荷用于檢測飛機起落架的在組合工況條件下能否滿足工作需求。
(e)測量垂向載荷。在飛機機身上添加懸重，懸重在飛機上應(yīng)對稱加載，以保持飛機整體水平，不發(fā)生傾斜。通過改變懸重的質(zhì)量可以對飛機進行不同工況的載荷的加載。測量的垂向載荷將通過頂板1和中間上板3之間的傳 器2中的應(yīng)變片B直接測出。
權(quán)利要求
一種起落架載荷現(xiàn)場標(biāo)定方法，其特征在于包括下述步驟(a)將飛機的各起落架放置在專用裝置頂板上，調(diào)節(jié)各起落架的支柱壓縮量，保持飛機水平放置；(b)測量起落架的航向摩擦力時，分為對拉和外拉兩種狀態(tài)進行載荷標(biāo)定；對拉狀態(tài)，在前起落架的專用裝置的中間上板上施加逆飛機航向的航向力，對左、右起落架的專用裝置的中間上板上施加順飛機航向的航向力，達(dá)到受力平衡，然后對飛機的航向載荷進行標(biāo)定；外拉狀態(tài)，在前起落架的專用裝置的中間上板上施加順飛機航向的航向力，對左、右起落架的專用裝置的中間上板上施加逆飛機航向的航向力，達(dá)到受力平衡，然后再對飛機的航向載荷進行標(biāo)定；對每一個起落架，將航向載荷施加在中間上板上，航向傳力擋塊將使固定底板與中間下板保持相對靜止，此時中間上板與其下層航向滾動滾柱之間產(chǎn)生滾動摩擦力，頂板和輪胎之間將產(chǎn)生航向摩擦力，通過頂板與中間上板之間的傳感器測量航向摩擦力；(c)測量起落架的側(cè)向摩擦力時，分為對拉和外拉兩種狀態(tài)進行載荷標(biāo)定；測量左、右起落架側(cè)向載荷的對拉狀態(tài)時，在左、右起落架的專用裝置的中間下板上沿飛機側(cè)向指向飛機內(nèi)側(cè)施加側(cè)向力，達(dá)到受力平衡后，對左、右起落架的側(cè)向載荷進行標(biāo)定；測量左、右起落架側(cè)向載荷的外拉狀態(tài)時，在左、右起落架的專用裝置的中間下板上沿飛機側(cè)向指向飛機外側(cè)施加側(cè)向力，達(dá)到受力平衡后，對左、右起落架的側(cè)向載荷進行標(biāo)定；測量前起落架側(cè)向力的對拉狀態(tài)時，在前起落架的專用裝置的中間上板上施加逆飛機航向的航向力，在中間下板上施加沿飛機側(cè)向指向飛機左側(cè)的側(cè)向力，在左起落架專用裝置的中間上板上施加順飛機航向的航向力，在中間下板上施加沿飛機側(cè)向指向飛機內(nèi)側(cè)的側(cè)向力，達(dá)到受力平衡后，對前起落架的側(cè)向載荷進行標(biāo)定；測量前起落架側(cè)向力的對拉狀態(tài)時，在前起落架的專用裝置的中間上板上施加順飛機航向的航向力，在中間下板上施加沿飛機側(cè)向指向飛機右側(cè)的側(cè)向力，在左起落架專用裝置的中間上板上施加逆飛機航向的航向力，在中間下板上施加沿飛機側(cè)向指向飛機外側(cè)的側(cè)向力，達(dá)到受力平衡后，對飛機前起落架的側(cè)向力進行標(biāo)定；測量每一個起落架上的側(cè)向力時，將側(cè)向載荷施加在中間下板上，此時，側(cè)向力傳力擋塊使中間上板和中間下板保持相對靜止，此時中間下板與其下層側(cè)向滾動滾柱之間產(chǎn)生滾動摩擦力，頂板和輪胎之間將產(chǎn)生摩擦力，通過頂板與中間上板之間的傳感器可以直接將側(cè)向摩擦力測出；(d)施加校驗載荷時，在前起落架的專用裝置的中間上板上施加順航向的載荷，同時在左、右起落架的專用裝置的中間上板上分別施加逆飛機航向的航向載荷，在左、右起落架的專用裝置的中間下板上分別施加沿飛機側(cè)向指向內(nèi)側(cè)的載荷；通過頂板和中間上板之間的傳感器測量各起落架的航向力和側(cè)向力；(e)測量垂向載荷時，在飛機機身上添加懸重，懸重在飛機上應(yīng)對稱加載，以保持飛機整體水平，不發(fā)生傾斜；通過改變懸重的質(zhì)量對飛機進行不同工況的載荷的加載；通過頂板和中間上板之間的傳感器直接測出垂向載荷。
2. —種權(quán)利要求書i所述起落架載荷現(xiàn)場標(biāo)定方法專用裝置，包括頂板a)、傳感器(2)和固定底板(5)，其特征在于還包括中間上板(3)、中間下板(4)、側(cè)向力傳力擋塊 (6)、側(cè)向力限位擋塊(7)、航向限位擋塊(8)、航向力傳力擋塊(9)、航向滾動滾柱(10)和側(cè) 向滾動滾柱(ll)，固定底板(5)與中間下板(4)之間布置側(cè)向滾動滾柱(ll)，側(cè)向滾動滾 柱(11)共八排，每排各15列；中間下板(4)與中間上板(3)之間布置航向滾動滾柱(10)， 航向滾動滾柱(10)共八排，每排各15列，航向滾動滾柱(10)與側(cè)向滾動滾柱(11)方向上 成空間90度，在中間上板(3)與頂板(1)之間、位于中間上板(3)的四個角上布置有四個 傳感器(2)，在固定底板(5)上設(shè)置兩個航向限位擋塊(8)，兩個航向限位擋塊(8)與固定 底板(5)之間通過螺栓固定，固定底板(5)上設(shè)置有與中間下板(4)緊靠的航向力傳力擋 塊(9)、兩個側(cè)向限位擋塊(7)，兩個側(cè)向限位擋塊(7)與固定底板(5)之間通過螺栓固定， 在中間下板(4)上設(shè)置有與中間上板(3)緊靠的側(cè)向力傳力擋塊(6)，施加側(cè)向力時，能將 中間下板(4)的力傳到中間上板(3)，然后再通過中間上板(3)與頂板(1)之間的傳感器 (2)測力；所述傳感器(2)是三維測力傳感器，內(nèi)部有應(yīng)變花式應(yīng)變片。
3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的起落架載荷現(xiàn)場標(biāo)定方法專用裝置，其特征在于所述應(yīng)變 花式應(yīng)變片，其應(yīng)變片B測量沿垂向載荷，應(yīng)變片A和應(yīng)變片C分別測量航向摩擦力或側(cè)向 摩擦力。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種起落架載荷現(xiàn)場標(biāo)定方法及其專用裝置，用于對飛機起落架載荷進行現(xiàn)場標(biāo)定。所述方法將飛機各起落架放置在專用裝置頂板上，直接標(biāo)定起落架航向摩擦力或側(cè)向摩擦力。由于利用傳感器直接測量航向或側(cè)向摩擦力，避免了滾板與滾柱之間滾動摩擦力對測量結(jié)果的影響，提高了測量精度。所述裝置的固定底板(5)與中間下板(4)之間布置側(cè)向滾動滾柱(11)，中間下板(4)與中間上板(3)之間布置航向滾動滾柱(10)，航向滾動滾柱(10)與側(cè)向滾動滾柱(11)方向上成空間90度，在中間上板(3)與頂板(1)之間有傳感器(2)。由于采用滾柱承載，保證了在加載方向偏斜后，起落架產(chǎn)生的摩擦力方向沿著航向或側(cè)向，提高了測量精度。
文檔編號G01L5/16GK101788355SQ201010102559
公開日2010年7月28日 申請日期2010年1月28日 優(yōu)先權(quán)日2010年1月28日
發(fā)明者寧方立, 張娟, 李建華, 王康 申請人:西北工業(yè)大學(xué)