一种飞机主起落架应急断离试验台及试验方法与流程

1.本发明涉及飞机主起落架试验技术领域，尤其涉及一种飞机主起落架应急断离试验台。


背景技术：

2.随着飞机运行周期的缩短以及起降次数的增加，对飞机设计的安全性提出了更高要求。在民用飞机的安全性设计要求中，除了保证飞机稳定可靠的运行外，在发生应急着陆甚至发生坠落等极端情况下，保障乘员的安全尤为重要。当主起落架结构在承受较大载荷时，为避免与主起落架系统连接的机翼机身结构发生破坏，引起放置机翼油箱的撕裂引发的火灾或爆炸的发生，降低民用飞机在发生紧急坠落过程中对乘员二次伤害的程度，需在主起落架与机翼的连接处设计应急断离装置，保证主起落架承受过载情况下实现其与机翼按照预定的断离顺序迅速分离。
3.目前应急断离方式主要有结构件断离和连接件中的断离销断离两种，其中，断离销断离因结构简单、试验方便，被广泛采用。现有的应急断离测试试验台主要测试应急断离销的力学性能，以为断离销的结构设计和可靠性提供测试平台和试验方法。但主起落架作为一个系统，需要对其整体应急断离结构进行试验验证，从而为主起落架应急断离装置的设计提供参考。


技术实现要素：

4.本发明的目的在于提供一种飞机主起落架应急断离试验台，能对主起落架整体应急断离结构进行试验验证，以能为主起落架应急断离装置的设计提供参考。
5.本发明的技术方案是：一种飞机主起落架应急断离试验方法，包括：
6.依据主起落架安装结构及应急断离要求，在其上布置多个断离销；对主起落架的轮轴加载载荷，且加载的载荷方向和大小依据实际工况进行变化；当加载的载荷达到断离的极限载荷fu时，需保持一定时间且断离销不断离；继续对断离销加载载荷，直至该加载的载荷超过断离销承受的极限载荷使断离销断离时，记录断离销断离时的断离载荷和各断离销的断离顺序；将记录的各断离销的断离顺序与预先设定的断离顺序比较，将记录的各断离销的断离载荷与预先设定的断离载荷比较，如一致，则证明各断离销设计合理，如不一致，则重新设计各断离销并进行试验验证。
7.上述加载的载荷方向和大小依据实际工况进行变化指：实际工况为模拟的民用飞机坠落的工况。飞机在坠落时，主起落架各部位承受的载荷方向及大小会有不同；另外，飞机坠落的工况也有差异。
8.优选的，所述加载的载荷方向包括垂向载荷、侧向载荷、阻力载荷、垂向载荷和阻力载荷的组合、垂向载荷和侧向载荷的组合、侧向载荷和阻力载荷的组合、以及垂向载荷和阻力载荷和侧向载荷的组合；以分别获得各个断离销的应力、应变特性及主起落架承受的载荷。
9.优选的，多个断离销分别包括设置在主起落架支柱上的前耳断离销和后耳断离销、以及设置在侧撑杆上的侧撑杆上断离销、收放转动销和侧撑杆下断离销；
10.各个断离销断离顺序为：
11.当主起落架主要承受垂向载荷和阻力载荷时，先保证前耳断离销断离，然后主起落架向后弯曲并导致后耳断离销断离，最后保证侧撑杆下断离销断离；使主起落架整体断离；
12.当主起落架主要承受侧向拉或压载荷时，则需保证侧撑杆上断离销、收放转动销和侧撑杆下断离销中的任一断离销断离。
13.优选的，对主起落架的轮轴加载载荷前，将主起落架以倒置安装的方式进行装夹，使各加载点均位于上部空间。
14.优选的，各断离销承受的极限载荷依据《飞机主起落架强度设计指南》要求，在主起落架落震试验中获得；或者，根据主起落架地面载荷计算得到。
15.优选的，各个断离销的极限载荷f
u
计算如下：
16.f
u
＝s
×
f
l
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(1)
17.式中：f
u
为断离销的极限载荷；f
l
为断离销的限制载荷；s为安全系数，试航标准中规定该安全系数取1.5。
18.优选的，根据主起落架结构完整性和最小断离载荷破坏失效要求确定最小断离载荷；再根据材料容差、几何公差、主起落架刚度容差和机翼刚度容差确定最大断离载荷；所述断离销断离载荷通过公式(2)、(3)计算获得：
19.f
dmin
＝n1×
f
u
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(2)
20.f
dmax
＝n2×
f
dmin
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(3)
21.式中：f
dmin
为最小断离载荷；f
dmax
为最大断离载荷；n1、n2为断离载荷系数，n1取1.1，n2取1.03；
22.对主起落架的轮轴加载极限载荷后断离销满足要求时，继续增加载荷直至断离销断离，将试验测得的断离载荷与设计的最大、最小断离载荷进行比较，若试验断离载荷在最小断离载荷和最大断离载荷之间，则证明断离销设计合理；否则为不合格，则重新设计断离销并开展试验验证。
23.本发明还提供一种飞机主起落架应急断离试验台，包括侧向固定组件、侧向加载件、垂向加载件、垂向固定组件、型架、阻力固定组件、阻力加载件和主起落架固定组合工装；
24.所述型架包括呈n形的龙门结构和设于所述龙门结构旁侧的侧立杆组件，所述龙门结构内部形成试验腔，所述型架具有三维直角坐标系的x、y、z三个方向；
25.所述侧向固定组件安装在龙门结构的竖直边上，且所述侧向固定组件在z方向上能够移动；所述侧向加载件安装于所述侧向固定组件上，且所述侧向加载件在y方向上能够移动；所述侧向加载件能向所述试验腔伸缩；
26.所述垂向固定组件安装在龙门结构顶部的水平边上，且所述垂向固定组件在x方向上能够移动；所述垂向加载件安装于所述垂向固定组件上，且所述垂向加载件在y方向上能够移动；所述垂向加载件能向所述试验腔伸缩；
27.所述阻力固定组件安装在侧立杆组件上，且所述阻力固定组件在z方向上能够移
动；所述阻力加载件安装于所述阻力固定组件上，且所述阻力加载件在x方向上能够移动；所述阻力加载件能向所述试验腔伸缩；
28.所述主起落架固定组合工装设置在试验腔内并位于垂向固定组件的下方；所述主起落架固定组合工装上设有多个能向y方向位移的、用于固定主起落架各部位的固定工装。多个固定工装同时位移调节，以实习调节时的整体性，保证装夹精度。
29.优选的，所述阻力固定组件包括第一安装板和第二安装板，所述第一安装板的一侧端面上设有第一滑轨，另一侧端面上设有第二滑轨；所述第二安装板的一侧端面上设有滑块；所述第二滑轨与侧立杆组件在z方向上滑动连接；所述滑块与所述第二滑轨在x方向上滑动连接；
30.所述第一滑轨的竖直侧面上设有凹陷的滑槽，所述滑块上凸伸设有与所述滑槽配合的滑板；
31.所述阻力加载件安装于所述第二安装板上。
32.与相关技术相比，本发明的有益效果为：
33.一、可测试全尺寸飞机主起落架在不同加载工况下的应急断离顺序和断离强度(断离载荷)，从而验证主起落架应急断离销的可靠性，为主起落架应急断离设计提供试验参考；
34.二、提出的应急断离试验台可对主起落架整体结构进行试验，结构新颖；
35.三、三维空间加载装置包括沿航向反方向的阻力加载、垂向机身的垂直加载和沿轮轴方向的侧向加载，可模拟主起落架应急断离装置承受的各种空间载荷；
36.四、试验台三维坐标可调节，以能够测试不同尺寸的主起落架应急断离的试验，通用性好；
37.五、主起落架以倒置的安装方式装夹在试验台上，使载荷加载布置在上部空间，便于主起落架整体的安装、试验和试验过程监控；
38.六、试验台采用模块化设计，通过不同的夹具组合可开展不同尺寸的主起落架应急断离试验测试。
附图说明
39.图1为某型飞机主起落架的结构示意图；
40.图2为主起落架的加载点的位置示意图；
41.图3为本发明提供的飞机主起落架应急断离试验台装夹主起落架的示意图；
42.图4为图3中的a处放大示意图
43.图5为图3中的阻力固定组件的结构示意图；
44.图6为图3中的主起落架固定组合工装的结构示意图。
45.附图中：1、侧向固定组件；2、侧向加载件；3、垂向加载件；4、垂向固定组件；5、型架；51、龙门结构；52、侧立杆组件；6、阻力固定组件；61、第一安装板；62、第二安装板；63、第一滑轨；64、第二滑轨、65滑块、66、滑槽；67、滑板；68、调节螺栓、69、固定块；7、阻力加载件；8、主起落架固定组合工装；81、平板固定块、82、移动滑块、83、侧撑杆固定工装；84、前耳固定工装；85、后耳固定工装；86、调节螺栓；87、螺母；
46.9、主起落架支柱；10、侧撑杆；11、前耳断离销；12、后耳断离销；13、侧撑杆上断离
销；14、收放转动销；15、侧撑杆下断离销；16、轮轴、161、垂向加载点；162、侧向加载点；163、阻力加载点。
具体实施方式
47.以下将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。为叙述方便，下文中如出现“上”、“下”、“左”、“右”字样，仅表示与附图本身的上、下、左、右方向一致，并不对结构起限定作用。
48.本发明提供一种飞机主起落架应急断离试验方法适用于某民用飞机主起落架及应急断离销位置如图1所示。该主起落架采用三点式、并列双轮支柱式结构。
49.其包括如下步骤：
50.步骤s1，依据主起落架安装结构及应急断离要求，在其上布置多个断离销。如图1所示，多个断离销分别包括设置在主起落架支柱9上的前耳断离销11和后耳断离销12，以及还包括设置在侧撑杆10上的侧撑杆上断离销13、收放转动销14和侧撑杆下断离销15。
51.步骤s2，对主起落架的轮轴加载载荷，且加载的载荷方向和大小依据实际工况进行变化。
52.如图2所示，所述主起落架的轮轴16上设有垂向加载点161、侧向加载点162和阻力加载点163。垂向加载点161、侧向加载点162和阻力加载点163均在三维直角坐标系的x、y、z三个方向，其中z为垂直方向。
53.试验中，除了考虑主起落架的结构及应急断离要求外，还需结合考虑主起落架的受力特性，该受力特性指飞机在非正常着陆、越障等特殊工况下，主起落架将承受较大的地面载荷，通常包括垂向载荷、航向阻力载荷和侧向载荷：
54.(1)当飞机以较大的降落速度着陆时主起落架承受较大的垂向载荷；
55.(2)当飞机在滑跑过程中撞击障碍物或通过障碍物时则承受过大的阻力载荷；
56.(3)当飞机由于偏离跑道或以高滚转或偏航姿态着陆时产生的过大侧向载荷；
57.此外，飞机着落过程中还包括以上三种情况的组合工况，承载较为复杂。
58.因此，所述加载的载荷方向包括垂向载荷、侧向载荷、阻力载荷、垂向载荷和阻力载荷的组合、垂向载荷和侧向载荷的组合、侧向载荷和阻力载荷的组合、以及垂向载荷和阻力载荷和侧向载荷的组合七种加载模式，以分别获得各个断离销的应力、应变特性及主起落架承受的载荷，从而验证应急断离销的断裂强度(断离载荷)和主起落架断离顺序。
59.当较大的地面载荷传递至各个部位的断离销上，且超过了断离销承受的极限载荷(非计算的极限载荷)时，主起落架需按照预先设定的断离方向断离，从而保证飞机乘客免受飞机坠落的二次伤害。根据受载情况，对主起落架应急断离顺序提出以下要求：
60.当主起落架主要承受垂向载荷和阻力载荷时，先保证前耳断离销11断离，然后主起落架向后弯曲并导致后耳断离销12断离，最后保证侧撑杆下断离销15断离；使主起落架整体断离；
61.当主起落架主要承受侧向拉或压载荷时，则需保证侧撑杆上断离销13、收放转动销14和侧撑杆下断离销15中的任一断离销断离。
62.在对各断离销进行设计时，需要考虑其断离载荷。各应急断离销的载荷可通过两
种方式获得，一是根据《飞机主起落架强度设计指南》要求，在主起落架落震试验中获得；二是根据主起落架地面载荷推算得到。各个断离销的极限载荷f
u
计算如下：
63.f
u
＝s
×
f
l
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(1)
64.式中：f
u
为断离销的极限载荷；f
l
为断离销的限制载荷；s为安全系数，试航标准中规定该安全系数取1.5。
65.断离销的断离载荷可根据极限载荷及支撑结构强度确定。根据主起落架结构完整性和最小断离载荷破坏失效要求确定最小断离载荷；根据材料容差、几何公差、主起落架刚度容差和机翼刚度容差确定最大断离载荷。断离载荷计算如下：
66.f
dmin
＝n1×
f
u
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(2)
67.f
dmax
＝n2×
f
dmin
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(3)
68.式中：f
dmin
为最小断离载荷；f
dmax
为最大断离载荷；n1、n2为断离载荷系数，n1取1.1，n2取1.03。
69.根据各个应急断离销的承载要求设计断离销的结构和尺寸，最终通过本发明试验台进行断离试验，以验证各个断离销的断离顺序和断离载荷,，校核公式2和3中断离载荷系数，为主起落架应急断离设计提供试验参考。
70.在本发明提供的飞机主起落架应急断离试验台上进行试验。如图3所示，所述试验台包括侧向固定组件1、侧向加载件2、垂向加载件3、垂向固定组件4、型架5、阻力固定组件6、阻力加载件7和主起落架固定组合工装8。
71.所述型架5为试验台的承力件，其包括呈n形的龙门结构51和设于所述龙门结构旁侧的侧立杆组件52，所述龙门结构内部形成有试验腔，所述型架5具有x、y、z三个方向。
72.所述侧向固定组件1安装在龙门结构51的竖直边上，且所述侧向固定组件1在z方向上能够移动。所述侧向加载件2安装于所述侧向固定组件1上，且所述侧向加载件2在y方向上能够移动。所述侧向加载件2能向所述试验腔伸缩。
73.所述垂向固定组件4安装在龙门结构51顶部的水平边上，且所述垂向固定组件4在x方向上能够移动。所述垂向加载件3安装于所述垂向固定组件4上，且所述垂向加载件3在y方向上能够移动；所述垂向加载件3能向所述试验腔伸缩。
74.所述阻力固定组件6安装在侧立杆组件52上，且所述阻力固定组件6在z方向上能够移动。所述阻力加载件7安装于所述阻力固定组件6上，且所述阻力加载件7在x方向上能够移动。所述阻力加载件7能向所述试验腔伸缩。
75.现以阻力固定组件6为例进行结构具体说明：如图3、图4所示，所述阻力固定组件6包括第一安装板61和第二安装板62，所述第一安装板61的一侧端面上设有第一滑轨63，另一侧端面上设有第二滑轨64。所述第二安装板62的一侧端面上设有滑块65。
76.所述侧立杆组件52竖向上设有与第二滑轨64配合的滑轨，以使所述第二滑轨64与侧立杆组件52在z方向上滑动连接。所述第一安装板61相对于侧立杆组件52在z方向上滑动，该滑动调节通过调节螺栓68和固定块69实现，具体为：固定块69固定于侧立杆组件52上，其上开设有一螺孔，所述调节螺栓68与该螺孔螺纹配合，所述调节螺栓68的末端与第一安装板61抵接，以能够推动第一安装板61滑动。为了将第一安装板61的滑动位置固定，在其z方向的两端均设置一个调节螺栓68，实现对抵固定。为了保证第一安装板61滑动时的平稳性，在其同侧的两端均设置有调节螺栓68。
77.所述滑块65与所述第二滑轨64在x方向上滑动连接。如图2所示，所述第一滑轨63的竖直侧面上设有凹陷的滑槽66，所述滑块65上凸伸设有与所述滑槽66配合的滑板67。滑槽和滑板的卡扣滑动设计结构，在无外力时，自锁性更好。
78.所述阻力加载件7安装于所述第二安装板62上。
79.所述垂向固定组件3和侧向固定组件1的结构及调节原理与阻力固定组件6的相同。
80.所述侧向加载件2、垂向加载件3和阻力加载件7均为液压缸，能够向试验腔伸缩。
81.所述主起落架固定组合工装8在试验腔内并位于垂向固定组件4的下方。所述主起落架固定组合工装8上设有能向y方向位移的装夹工装。
82.如图3、图5所示，所述主起落架固定组合工装8包括平板固定块81、移动滑块82、侧撑杆固定工装83、前耳固定工装84、后耳固定工装85、调节螺栓86和螺母87。
83.所述平板固定块81固定于龙门结构51的下方底部，其上端面上设有t型槽。所述调节螺栓86的螺栓头插于所述t型槽内，螺杆穿过移动滑板82上的u型槽，并通多螺母87将移动滑板82的位置固定。移动滑板82可沿t型槽在y方向上移动调节，由此能够将主起落架的装夹位置调整至最佳。
84.所述移动滑板82上设置有所述侧撑杆固定工装83、前耳固定工装84和后耳固定工装85，根据主起落架的结构进行合适的位置设置。
85.如图6所示，装夹时，调整所述主起落架固定组合工装8位置，保证测试的主起落架置于试验腔中，且各加载油缸的工作区域内。再将带有应急断离销的飞机主起落架安装于所述主起落架固定组合工装8上，微调移动滑板82，同时调整各固定组件，保证加载的载荷作用于轮轴16上的各个加载点上。
86.测试前，各个应急断离销内径上贴应变片，个加载油缸均配有测力传感器，以方便记录应急断离销断离时的断离载荷，并验证应急断离销的限制载荷和极限载荷是否满足设计要求。
87.步骤s3，开始试验
88.试验中分别进行垂向载荷、侧向载荷、阻力载荷、垂向载荷和阻力载荷的组合、垂向载荷和侧向载荷的组合、侧向载荷和阻力载荷的组合、以及垂向载荷和阻力载荷和侧向载荷的组合七种加载模式。
89.对主起落架的轮轴加载极限载荷并保持一定时间(ccar25适航标准规定结构必须能够承受极限载荷至少3秒而不断离)，如果断离销不断裂，则满足要求，进行下一步；如果断离销断离，则重新设计断离销并进行试验。
90.上述的下一步指，对主起落架的轮轴加载极限载荷后断离销满足要求时，继续增加载荷直至断离销断离，将试验测得的断离载荷与设计的最大、最小断离载荷进行比较，若试验断离载荷在最小断离载荷和最大断离载荷之间，则证明断离销设计合理；否则为不合格，则重新设计断离销并开展试验验证。
91.记录断离销断离时的断离载荷，并获得各断离销断离顺序。将试验获得的各断离销的断离顺序与预先设定的断离顺序比较，将试验获得的各断离销的断离载荷与预先设定的断离载荷比较，如一致，则证明各断离销设计合理，如不一致，则重新设计各断离销并进行试验验证。
92.试验过程中，分别获得各个应急断离销的应力
‑
应变特性和主起落架承受的载荷，从而验证应急断离销的断裂强度和主起落架断离顺序。
93.以上所述仅为本发明的实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其它相关的技术领域，均同理包括在本发明的专利保护范围内。