CN204988712U - 一种起落架试验载荷加载装置 - Google Patents
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Abstract
本实用新型公开了一种起落架试验载荷加载装置，涉及飞机起落架的载荷试验。所述起落架试验载荷加载装置包括：加载装置主体(3)、设置在所述加载装置主体(3)上的拉压载荷连接件以及设置在所述加载装置主体(3)上的扭转载荷连接件，其中，在加载装置主体(3)上机轮连接处设置有三个拉压载荷连接件，远离机轮连接处的一端也设置有三个拉压载荷连接件，对起落架施加拉伸载荷；同时，在加载装置主体(3)上机轮连接处与加载装置主体(3)上远离机轮连接处之间设置有扭转载荷连接件，对起落架施加扭转载荷。本实用新型能够在起落架试验中代替机轮，满足试验的加载要求，避免了因安装真实机轮造成的载荷加载困难的问题。
Description
技术领域
本实用新型属于飞机试验领域，具体涉及一种起落架试验载荷加载装置。
背景技术
在飞机设计技术领域，起落架是关系飞机起飞和着陆安全的重要结构，它的载荷主要来自地面对机轮的作用。而在起落架的静力和疲劳试验中，不能安装机轮，因为机轮会绕轮轴转动，而且机轮轮胎的表面也不利于加载夹具的安装。若不安装机轮，在轮轴上加载载荷，由于结构的原因会导致部分方向的载荷无法施加。所以，需要设计一个可加载的装置，在起落架试验中用于代替机轮，并且不影响试验的准确性。现有技术一般采用的加载装置比较简单，且只注重轮轴中心的三向载荷加载，对于机轮的扭转载荷无法施加。
实用新型内容
为了解决上述问题，本实用新型提供了一种起落架试验载荷加载装置，用于代替机轮，对起落架进行载荷的加载试验，使得通过该载荷加载装置既能对起落架轮轴中心的三向施加载荷，又能够对机轮的扭转施加载荷，同时还可以对远离轮轴中心的一端施加三向载荷。
本实用新型起落架试验载荷加载装置，安装在起落架的机轮连接处，用以代替机轮对起落架的机轮连接处施加试验载荷，所述机轮连接处是指所述起落架上其与机轮连接的位置，所述起落架试验载荷加载装置包括：加载装置主体、设置在所述加载装置主体上的拉压载荷连接件以及设置在所述加载装置主体上的扭转载荷连接件，其中，
加载装置主体，一端通过轮轴安装在所述机轮连接处，所述起落架的轴线与所述轮轴的轴线相互垂直；
在加载装置主体上机轮连接处设置有第一拉压载荷连接件、第二拉压载荷连接件以及第三拉压载荷连接件，其中，第一拉压载荷连接件的受力方向与所述起落架的轴向方向平行，且指向飞机底部，第二拉压载荷连接件与第三拉压载荷连接件的受力方向相反，且位于同一直线A上，该直线A与起落架的轴线以及与轮轴的轴线均垂直；
在加载装置主体上远离机轮连接处的一端设置有第四拉压载荷连接件、第五拉压载荷连接件以及第六拉压载荷连接件，其中，第四拉压载荷连接件的受力方向与飞机滑行方向相反，第五拉压载荷连接件与第六拉压载荷连接件的受力方向相反，且位于同一直线B上，该直线B与起落架的轴线垂直，且平行于轮轴的轴线；
在加载装置主体上机轮连接处与加载装置主体上远离机轮连接处之间设置有扭转载荷连接件，所述扭转载荷连接件通过关节轴承连接在所述加载装置主体上；
所述拉压载荷连接件的受力方向是指由其与加载装置主体连接的一端指向其另一端的方向。
优选的是，所述第一拉压载荷连接件、第二拉压载荷连接件、第三拉压载荷连接件以及第四拉压载荷连接件均为耳片，耳片一端开销孔，通过螺栓连接在所述加载装置主体上，另一端开通孔，用以加载载荷施加装置。
在上述方案中优选的是，所述第五拉压载荷连接件与第六拉压载荷连接件为两端开孔的载荷板，所述载荷板的中部固定在所述加载装置主体上，所述载荷板的两端伸出所述加载装置主体。
在上述方案中优选的是，所述轮轴为法兰盘，所述法兰盘穿过设置在加载装置主体的通孔固定在起落架上，并将所述法兰盘固定在加载装置主体上。
在上述方案中优选的是，所述法兰盘通过螺栓固定在加载装置主体上。
在上述方案中优选的是，所述扭转载荷连接件包括两条拉板，两条拉板对称设置在加载装置主体上的中轴两侧，所述加载装置主体上的中轴平分所述加载装置主体，且其与起落架的轴线平行。
在上述方案中优选的是，任一拉板上三个孔，两端的孔分别连接扭矩载荷施加装置，中间的通孔通过关节轴承连接所述加载装置主体。
在上述方案中优选的是，所述起落架试验载荷加载装置由30CrMnSiA材料制成。
本实用新型第二拉压载荷连接件以及第三拉压载荷连接件对应的耳片上的通孔用于加载航向向前和向后的载荷；第一拉压载荷连接件对应的耳片上的通孔用于加载向上的载荷，第四拉压载荷连接件对应的耳片上的通孔用于加载接地点航向向后的载荷；第五拉压载荷连接件以及第六拉压载荷连接件对应的耳片上的通孔用于加载侧向向里和向外的载荷。拉板上的通孔用于加载对起落架的扭矩载荷。
本实用新型能够在起落架试验中代替机轮，满足试验的加载要求，避免了因安装真实机轮造成的加载困难。与起落架的连接与真实的机轮一致，使得载荷的传递路线不变，不会影响试验结果的准确性；可以不用拆卸和加装其它零件就能够满足不同试验情况的各个方向的加载要求。
附图说明
图1为本实用新型起落架试验载荷加载装置的一优选实施例的结构安装示意图。
图2为图1所示实施例的起落架试验载荷加载装置的主视图。
图3为图1所示实施例的起落架试验载荷加载装置的左视图。
图4为图1所示实施例的起落架试验载荷加载装置的俯视图。
图5为图1所示实施例的起落架试验载荷加载装置的仰视图。
图6为加载装置主体结构的主视图。
图7为加载装置主体结构的左视图。
图8为第一拉压载荷连接件-耳片的结构示意图。
图9为套管的结构示意图。
图10为加载装置主体的外板Ⅰ的结构示意图。
图11为加载装置主体的外板Ⅱ的结构示意图。
图12为载荷板的结构示意图。
图13为法兰盘的结构示意图。
图14为第二拉压载荷连接件-耳片的结构示意图。
图15为第三拉压载荷连接件-耳片的结构示意图。
图16为第四拉压载荷连接件-耳片的结构示意图。
图17为拉板的结构示意图。
其中，1-为套管，1a-通孔，1b-通孔5，1c-螺纹孔，2为耳片Ⅰ，2a-通孔，2b-通孔，2c-通孔，3-加载装置主体，4-法兰盘，4a-通孔，4b-通孔，4c-通孔，4d-通孔，4e-孔，4f-通孔，5-外板Ⅰ，5a-通孔，5b-通孔，5c-通孔，5d-通孔，5e-凹槽Ⅰ，5f-凹槽Ⅱ，5g-凹槽Ⅲ，5h-螺纹孔，6-外板Ⅱ，6a-通孔，6b-通孔，6c-通孔，6d-通孔，6e-凹槽Ⅳ，6f-凹槽Ⅴ，6g-凹槽Ⅵ，7-耳片Ⅳ，7a-通孔，7b-通孔，8-载荷板，8a-通孔，8b-通孔，9-耳片Ⅱ，9a-通孔，9b-通孔，10-耳片Ⅲ，10a-通孔，10b-通孔，11-方板Ⅰ，12-方板Ⅱ，13-长板Ⅲ，14-中型板Ⅰ，15-中型板Ⅱ，17-长板Ⅰ，18-长板Ⅱ，19-方板Ⅲ，20-方板Ⅳ，21-方板Ⅴ，31-螺栓Ⅰ，32-螺栓Ⅱ，33-螺栓Ⅲ，34-螺栓Ⅳ，35-螺栓Ⅴ，36-螺母Ⅰ，37-螺母Ⅱ，38-螺母Ⅲ，39-垫片，40-螺母Ⅳ，41-拉板Ⅰ，42-拉板Ⅱ，41a-通孔，41b-通孔，42a-通孔，42b-通孔，43-关节轴承，45-衬套Ⅰ，46-衬套Ⅱ，47-螺栓Ⅵ，48-垫片Ⅱ，49-螺母Ⅴ，50-起落架。
具体实施方式
为使本实用新型实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本实用新型，而不能理解为对本实用新型的限制。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。下面结合附图对本实用新型的实施例进行详细说明。
在本实用新型的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本实用新型和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本实用新型保护范围的限制。
本实用新型的目的在于提供一种起落架试验载荷加载装置，用于代替机轮，对起落架进行载荷的加载试验，使得通过该载荷加载装置既能对起落架轮轴中心的三向施加载荷，又能够对机轮的扭转施加载荷，同时还可以对远离轮轴中心的一端施加三向载荷。
本实用新型起落架试验载荷加载装置，安装在起落架的机轮连接处，如图1所示，用以代替机轮对起落架的机轮连接处施加试验载荷，所述机轮连接处是指所述起落架上其与机轮连接的位置，所述起落架试验载荷加载装置包括：加载装置主体、设置在所述加载装置主体上的拉压载荷连接件以及设置在所述加载装置主体上的扭转载荷连接件，其中，
加载装置主体3，一端通过轮轴安装在所述机轮连接处，所述起落架的轴线与所述轮轴的轴线相互垂直；
在加载装置主体3上机轮连接处设置有第一拉压载荷连接件、第二拉压载荷连接件以及第三拉压载荷连接件，其中，第一拉压载荷连接件的受力方向与所述起落架的轴向方向平行，且指向飞机底部，第二拉压载荷连接件与第三拉压载荷连接件的受力方向相反，且位于同一直线A上，该直线A与起落架的轴线以及与轮轴的轴线均垂直；
在加载装置主体上远离机轮连接处的一端设置有第四拉压载荷连接件、第五拉压载荷连接件以及第六拉压载荷连接件，其中，第四拉压载荷连接件的受力方向与飞机滑行方向相反，第五拉压载荷连接件与第六拉压载荷连接件的受力方向相反，且位于同一直线B上，该直线B与起落架的轴线垂直，且平行于轮轴的轴线；
在加载装置主体上机轮连接处与加载装置主体上远离机轮连接处之间设置有扭转载荷连接件，所述扭转载荷连接件通过关节轴承连接在所述加载装置主体3上；
所述拉压载荷连接件的受力方向是指由其与加载装置主体连接的一端指向其另一端的方向。
如图1、图2、图3、图4以及图5所示，所述第一拉压载荷连接件、第二拉压载荷连接件、第三拉压载荷连接件以及第四拉压载荷连接件均为耳片，耳片一端开销孔，通过螺栓连接在所述加载装置主体3上，另一端开通孔，用以加载载荷施加装置。
在本实施例中，共计4个耳片，分别是2为耳片Ⅰ，9为耳片Ⅱ，10为耳片Ⅲ，7为耳片Ⅳ，这四个耳片共计提供4个方向的载荷，其中，耳片Ⅰ，耳片Ⅱ，耳片Ⅲ围绕在轮轴处，即满足了试验时起落架轮轴中心的三向施加载荷要求，耳片Ⅳ安装在远离轮轴的一端，即安装在靠地端，模拟量地对轮胎的摩擦载荷，因此其方向与摩擦力方向一致。首先参考图8，为耳片Ⅰ的结构示意图，图中，2b为通孔，其设置在远离加载装置主体3的一端，通过该孔2b连接载荷施加件，比如作动筒。2a，2c分别为安装用的通孔，将耳片Ⅰ安装到加载装置主体3上之后，通孔2a及通孔2c将对应放置与加载装置主体3的套管1上的通孔1a，此处可以参考图9所示，套管1为组成加载装置主体3的一部分，后面叙述。这样，耳片Ⅰ将被固定在加载装置主体3上了，通过对通孔2b施加载荷，即可通过加载装置主体3作用至机轮连接处。
与上述耳片结构不同的是，耳片Ⅱ，耳片Ⅲ以及耳片Ⅳ三个耳片结构相同，参考图14、图15、图16，这些耳片的结构主要包括两部分，一端为长的通孔，另一端设置有用于施加载荷的通孔，通孔9a、10a以及7a为长通孔，分别通过螺栓连接到加载装置主体3上，载荷通孔，如9b、10b以及7b用以连接作动筒，对耳片施加载荷，耳片与加载装置主体3的连接可以参考图10及图11，此处简要说明，9a与5a、6a相对应，螺栓Ⅰ31穿过9a、5a与6a，与螺母Ⅰ36匹配，将耳片Ⅱ固定在加载装置主体3上，同理，螺栓Ⅲ32穿过10a、5b与6b，与螺母Ⅱ37匹配，将耳片Ⅲ固定在加载装置主体3上；螺栓Ⅳ34穿过7a、5c与6c，与螺母Ⅲ38匹配，将耳片Ⅲ固定在加载装置主体3上。
在本实施中，所述第五拉压载荷连接件与第六拉压载荷连接件为两端开孔的载荷板8，所述载荷板8的中部固定在所述加载装置主体3上，所述载荷板8的两端伸出所述加载装置主体。如图1或图2所示，其中，载荷板8的结构如图12所示，本实施例中，载荷板8为T型板，T型板的竖边固定在加载装置主体3上，同时，在加载装置主体3相应位置开槽，如图10及图11所示，其中，5g为凹槽Ⅲ，6g为凹槽Ⅵ，T型板的横边穿过上述两个凹槽伸出到加载装置主体3之外，同时，在伸出端开有两个孔，再次参考图12，分别为通孔8a以及通孔8b，通孔8a和通孔8b用于加载侧向向里和向外的载荷。
除了上述六个拉伸载荷施加结构以外，本实用新型还提供了两套扭转载荷施加件，如图2所示，其中，41为拉板Ⅰ，42为拉板Ⅱ，拉板结构以拉板Ⅰ为例，参考图17所示，拉板Ⅰ分别开有三个孔，中间的球状孔，其特点在于便于对通过该球状孔安装的结构进行多角度的调整，即通过装有关节轴承43来保证加载时的变形不受限制；除了中间的球状孔以外，在拉板Ⅰ的两端设置有两个通孔，通孔41a及通孔41b，同理，所述拉板Ⅱ42开有通孔42a以及通孔42b，可参考图4所示。拉板Ⅰ41上的通孔41a、通孔41b和拉板Ⅱ42的通孔42a、通孔42b用于加载对起落架的扭矩载荷。
如图13所示，本实施例中，所述轮轴为法兰盘4，所述法兰盘4穿过设置在加载装置主体3上的的通孔1b固定在起落架上，此处参考图9，并将所述法兰盘4固定在加载装置主体3上。再次参考图13，所述法兰盘4上开有通孔4a、通孔4b、通孔4c、12个通孔4d、通孔4f、孔4e，其中，通孔4a、通孔4b、通孔4c分别对应与加载装置主体3上的三个螺栓孔5a，5b，5h安装到加载装置主体3上。12个通孔4d配合螺栓安装到起落架50上。
本实施例中，参考图10、图11，在外板Ⅰ5上设置有凹槽Ⅰ5e以及凹槽Ⅱ5f，对应的外板Ⅱ6上设置有凹槽Ⅳ6e以及凹槽Ⅴ6f，所述扭转载荷连接件包括两条拉板，两条拉板对称设置在加载装置主体上的中轴两侧，即上述的凹槽中，所述加载装置主体上的中轴平分所述加载装置主体，且其与起落架的轴线平行。同理，图10及图11中还包括凹槽Ⅲ5g以及凹槽Ⅵ6g，用以安装载荷板8。
图6及图7给出了本实施例中加载装置主体结构示意图，所述加载装置主体3包括套管1、外板Ⅰ5、外板Ⅱ6、T型板(载荷板)8、方板Ⅰ11、方板Ⅱ12、方板Ⅲ19、方板Ⅳ20、方板Ⅴ21、长板Ⅰ17、长板Ⅱ18、长板Ⅲ13、中型板Ⅰ14、中型板Ⅱ15。以上各个板及套管1按照由内向外的顺序焊接在一起，即先将里面的长板Ⅲ13、T型板8、外板Ⅰ5、外板Ⅱ6焊接在一起，然后焊接套管1、方板Ⅰ11、方板Ⅱ12、长板Ⅰ17、长板Ⅱ18，最后焊接中型板Ⅰ14、中型板Ⅱ15、方板Ⅲ19、方板Ⅳ20、方板Ⅴ21，这样就组合成了加载装置主体3。为使结构紧凑，本实施例中还提供了多个衬套及垫片，如45-衬套Ⅰ，46-衬套Ⅱ，48-垫片Ⅱ分别对上述板材进行紧固时添加，同理，参考图4，垫片39安装在螺栓Ⅴ35与螺母Ⅳ40之间。
需要说明的是，所述起落架试验载荷加载装置由30CrMnSiA材料制成。
本实用新型第二拉压载荷连接件以及第三拉压载荷连接件对应的耳片上的通孔用于加载航向向前和向后的载荷；第一拉压载荷连接件对应的耳片上的通孔用于加载向上的载荷，第四拉压载荷连接件对应的耳片上的通孔用于加载接地点航向向后的载荷；第五拉压载荷连接件以及第六拉压载荷连接件对应的耳片上的通孔用于加载侧向向里和向外的载荷。拉板上的通孔用于加载对起落架的扭矩载荷。
本实用新型能够在起落架试验中代替机轮，满足试验的加载要求，避免了因安装真实机轮造成的加载困难。与起落架的连接与真实的机轮一致，使得载荷的传递路线不变，不会影响试验结果的准确性；可以不用拆卸和加装其它零件就能够满足不同试验情况的各个方向的加载要求。
最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本实用新型的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本实用新型进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本实用新型各实施例技术方案的精神和范围。
Claims (8)
1.一种起落架试验载荷加载装置，安装在起落架的机轮连接处，用以代替机轮对起落架的机轮连接处施加试验载荷，所述机轮连接处是指所述起落架上其与机轮连接的位置，其特征在于,所述起落架试验载荷加载装置包括：加载装置主体(3)、设置在所述加载装置主体(3)上的拉压载荷连接件以及设置在所述加载装置主体(3)上的扭转载荷连接件，其中，
加载装置主体(3)，一端通过轮轴安装在所述机轮连接处，所述起落架的轴线与所述轮轴的轴线相互垂直；
在加载装置主体(3)上机轮连接处设置有第一拉压载荷连接件、第二拉压载荷连接件以及第三拉压载荷连接件，其中，第一拉压载荷连接件的受力方向与所述起落架的轴向方向平行，且指向飞机底部，第二拉压载荷连接件与第三拉压载荷连接件的受力方向相反，且位于同一直线A上，该直线A与起落架的轴线以及与轮轴的轴线均垂直；
在加载装置主体(3)上远离机轮连接处的一端设置有第四拉压载荷连接件、第五拉压载荷连接件以及第六拉压载荷连接件，其中，第四拉压载荷连接件的受力方向与飞机滑行方向相反，第五拉压载荷连接件与第六拉压载荷连接件的受力方向相反，且位于同一直线B上，该直线B与起落架的轴线垂直，且平行于轮轴的轴线；
在加载装置主体(3)上机轮连接处与加载装置主体(3)上远离机轮连接处之间设置有扭转载荷连接件，所述扭转载荷连接件通过关节轴承连接在所述加载装置主体(3)上；
所述拉压载荷连接件的受力方向是指由其与加载装置主体(3)连接的一端指向其另一端的方向。
2.如权利要求1所述的起落架试验载荷加载装置，其特征在于：所述第一拉压载荷连接件、第二拉压载荷连接件、第三拉压载荷连接件以及第四拉压载荷连接件均为耳片(2，7，9，10)，耳片(2，7，9，10)一端开销孔，通过螺栓连接在所述加载装置主体(3)上，另一端开通孔，用以加载载荷施加装置。
3.如权利要求1所述的起落架试验载荷加载装置，其特征在于：所述第五拉压载荷连接件与第六拉压载荷连接件为两端开孔的载荷板(8)，所述载荷板(8)的中部固定在所述加载装置主体(3)上，所述载荷板(8)的两端伸出所述加载装置主体(3)。
4.如权利要求1所述的起落架试验载荷加载装置，其特征在于：所述轮轴为法兰盘(4)，所述法兰盘(4)穿过设置在加载装置主体(3)的通孔(5d，6d)固定在起落架上，并将所述法兰盘(4)固定在加载装置主体(3)上。
5.如权利要求4所述的起落架试验载荷加载装置，其特征在于：所述法兰盘(4)通过螺栓(31，32，33)固定在加载装置主体(3)上。
6.如权利要求1所述的起落架试验载荷加载装置，其特征在于：所述扭转载荷连接件包括两条拉板(41，42)，两条拉板对称设置在加载装置主体(3)上的中轴两侧，所述加载装置主体(3)上的中轴平分所述加载装置主体(3)，且其与起落架的轴线平行。
7.如权利要求6所述的起落架试验载荷加载装置，其特征在于：任一拉板上三个孔，两端的孔分别连接扭矩载荷施加装置，中间的通孔通过关节轴承(43)连接所述加载装置主体(3)。
8.如权利要求1所述的起落架试验载荷加载装置，其特征在于：所述起落架试验载荷加载装置由30CrMnSiA材料制成。
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