支柱式起落架简易结构的缩比模型装置及其试验测试方法

1.本发明涉及飞机地面动力学试验设计领域，具体涉及一种支柱式起落架简易结构的缩比模型装置及其试验测试方法。


背景技术：

2.起落架系统的主要作用是为飞机在停机坪停放、起降、滑跑时吸收并耗散掉地面荷载，防止飞机其他结构部分与地面接触导致飞机结构遭到破坏。传统的起落架性能测试方法，如起落架落震试验、摆振试验、收放试验以及全机地面滑跑试验等，是将带有出厂合格证书的新制造的或报修的起落架结构安装在特定的试验台上进行试验测试。然而，这种测试方法具有测试成本高、设备规模大、试验难度大以及起落架构造复杂等不足，难以在飞机设计以及飞机地面动力学等领域实现大范围推广使用。因此，基于相似原理及模型试验的相关理论，建立支柱式起落架简易结构的缩比模型是十分有必要的。
3.由于现有飞机多依靠进口采购，起落架结构的设计研发技术相对滞后。起落架设计作为飞机总体设计中至关重要的一环，其设计的关键在于其缓冲器的设计。目前，现代飞行器起落架多采用油气式缓冲器，并通过缓冲器、轮胎以及机身结构吸收和消耗飞机在着陆冲击、滑跑、起飞等过程中的不利能量。因此，本发明提供了一种支柱式起落架简易结构的缩比模型装置，以解决上述背景中提出的问题。
4.综上所述，现有的起落架性能测试方法存在测试成本高、设备规模大、试验难度大以及起落架构造复杂等不足，难以在飞机设计以及飞机地面动力学等领域实现大范围推广使用的问题。


技术实现要素：

5.本发明的目的是为了解决现有的起落架性能测试方法存在测试成本高、设备规模大、试验难度大以及起落架构造复杂等不足，难以在飞机设计以及飞机地面动力学等领域实现大范围推广使用的问题，进而提供一种支柱式起落架简易结构的缩比模型装置及其试验测试方法。
6.本发明的技术方案是：
7.一种支柱式起落架简易结构的缩比模型装置，它包括主缓冲支柱、连接杆件和两个轮组总成，主缓冲支柱包括上外筒壁6、外筒法兰10、下外筒壁11和支柱内筒13，上外筒壁6和下外筒壁11均为圆筒形结构，上外筒壁6、外筒法兰10和下外筒壁11由上至下依次同轴连接，上外筒壁6内部设有上气腔25，下外筒壁11内部设有下油腔24，下外筒壁11内部中心同轴设置有隔筒，隔筒顶端与外筒法兰10连接，下油腔24被隔筒分割成为内外同轴布置的中间油室和外围油室，隔筒底端设有带中心油孔的端板，端板与下外筒壁11内壁之间形成圆环形通槽，支柱内筒13顶端由下至上竖直插装在下外筒壁11的圆环形通槽内部，支柱内筒13与下外筒壁11内壁及端板的圆柱面之间可滑动密封配合，支柱内筒13内部设置有可在下外筒壁11的下油腔24的中间油室的中心油孔内上下运动的由下至上外径依次递减的变
截面油针26，支柱内筒13的底端两侧分别安装有两个同轴布置的轮组总成，连接杆件包括纵梁销2、主横梁3、辅横梁4、主纵梁5和主横梁连接件18，外筒壁上6的上部侧壁上沿径向加工有横梁装配通孔，纵梁销2的外径与横梁装配通孔的内径一致，辅横梁4一端插装在横梁装配通孔内并与另一侧的主横梁连接件18连接，主横梁连接件18的耳片上加工有销孔，纵梁销2插装在销孔内，主纵梁5一端通过纵梁销2与主横梁连接件18铰接，主纵梁5一端耳片与纵梁销2一端铰接，连接杆件中的纵梁销2、主横梁3、辅横梁4、主纵梁5的另一端均与起落架夹具连接，通过起落架夹具的位置更换，可以实现起落架不同俯仰角、滚转角和偏移角的模拟。
8.进一步地，隔筒的侧壁上加工有用于连通中心油室与外围油室的通油孔。
9.进一步地，外筒法兰10上加工有用于连通上气腔25和外围油室的腔室通孔。
10.进一步地，主缓冲支柱还包括导向套法兰座12，导向套法兰座12套设在支柱内筒13外部，且导向套法兰座12同轴安装在下外筒壁11的底端，导向套法兰座12与下外筒壁11之间设置有密封胶垫。
11.进一步地，连接杆件还包括上阻力支柱7、下阻力支柱8、下阻力支柱连接件19和上扭力臂连接件20，下外筒壁11的中部侧壁上安装有下阻力支柱连接件19，导向套法兰座12的中部侧壁上安装有上扭力臂连接件20，上阻力支柱7两端耳片分别与主横梁3的吊挂孔和下阻力支柱8上端铰接，下阻力支柱8下端与上扭力臂连接件20铰接，下阻力支柱8中部侧壁上一体成型有圆柱形连接杆件，连接杆件与下阻力支柱连接件19铰接。
12.进一步地，连接杆件还包括收放侧支柱9，收放侧支柱9的两端分别与主纵梁5和下阻力支柱8的连接杆件铰接。
13.进一步地，连接杆件还包括上扭力臂14、下阻力臂15和下阻力臂连接件23，支柱内筒13下部侧壁上安装有下阻力臂连接件23，上扭力臂14为工字形结构，下阻力臂15为倒y型结构，上扭力臂14两端分别与上扭力臂连接件20和下阻力臂15上端铰接，下阻力臂15下端与下阻力臂连接件23铰接。
14.进一步地，主缓冲支柱还包括外筒充气泄压件1，外筒充气泄压件1为半球形结构，外筒充气泄压件1安装在上外筒壁6的顶端，外筒充气泄压件1上加工有用于连通上气腔25与外部环境的充气泄压口。
15.进一步地，每个轮组总成包括轮毂16、橡胶轮胎17、轮轴21和轮盘22，下阻力臂连接件23的两侧分别加工有两个同轴布置的轴孔，每个轴孔内分别插装有一个轮轴21，轮轴21另一端套装有轮盘22，轮毂16内侧与轮盘22连接，橡胶轮胎17套装在轮毂16上，轮毂16通过等间距分布的螺栓与橡胶轮胎17连接。
16.一种基于具体实施方式九所述支柱式起落架简易结构的缩比模型装置的试验测试方法，所述方法是通过以下步骤实现的，
17.步骤一、起落架的安装：
18.采用起落架夹具组件将支柱式起落架简易结构的缩比模型装置安装在多运动状态下飞机起落架系统综合加载试验装置的吊篮系统30上，分别通过阻力支柱夹具39、减震支柱端夹具40和侧支柱夹具41将主横梁3、辅横梁4和主纵梁5安装在吊篮系统30下表面；
19.步骤二、起落架不同俯仰角的调整：
20.固定减震支柱端夹具40不动，将阻力支柱夹具39更换为带有一定弯折角度的夹具
结构42，并调整侧支柱夹具41向起落架前进方向移动，以此带动起落架的上阻力支柱7和下阻力支柱8运动，从而实现飞机仰角的变换；同理，固定阻力支柱夹具39不动，将减震支柱端夹具40更换为带有一定弯折角度的夹具结构42，并调整侧支柱夹具41向起落架后退方向移动，以此带动起落架的上阻力支柱7和下阻力支柱8运动，从而实现飞机俯角的变换；
21.步骤三、起落架不同滚转角的调整：
22.将侧支柱夹具41更换为带有一定弯折角度的夹具结构42，调整阻力支柱夹具39和减震支柱端夹具40向垂直于起落架前进方向移动，以此带动起落架的收放侧支柱9的左右运动，从而实现飞机滚转角的变换；
23.步骤四、起落架不同偏航角的调整：
24.将阻力支柱夹具39、减震支柱端夹具40和侧支柱夹具41分别更换成三个旋转组合体夹具，三个旋转组合体夹具的上固定座43上表面均与吊篮系统30的下表面相连，三个旋转组合体夹具的下固定轨44分别与主横梁3、辅横梁4或主纵梁5相连，调整时，通过旋转钢珠45旋转上固定座43和下固定轨44之间的角度，可实现起落架水平向的转动来模拟起落架不同偏航角的调整。
25.本发明与现有技术相比具有以下效果：
26.1、本发明对起落架落震试验和飞机地面动力学试验测试提供了灵活可行的试验加载装置，具有试验规模小、结构简单以及经费投入低等优势，便于后期通过更详尽的理论建模和仿真分析对其进行重复、补充和完善；
27.2、本发明的整个起落架结构采用gr钢材料，通过锻造技术可以保证结构的整体强度、耐冷热疲劳特性等；
28.3、本发明的连接杆件中纵梁销2、主横梁3、辅横梁4、主纵梁5的一端均与起落架夹具连接，通过夹具的位置更换，可以实现起落架不同俯仰角、滚转角和偏移角的模拟；
29.4、本发明的上外筒壁6上设置有密封性较好的充气阀、充油阀和简易限位件，便于支柱内的填充物的填充过程，而且也简化了起落架的运输、安装、拆卸、更换以及维修等工序；
30.5、本发明的起落架简易结构的缩比模型，通过上阻力支柱7和下阻力支柱8可以降低起落架以不同俯仰角进行落震冲击试验时缓冲支柱收到的弯折作用；
31.6、本发明的下阻力臂连接件23与支柱内筒13和轮轴21相连，提供固定支撑作用以外，还为轮组提供了侧向支撑力，防止带有轮胎初始转速的起落架着陆的侧向稳定性；
32.7、本发明的轮胎17被轮盘22和轮毂16固定，轮毂上等间距分布的螺栓既可以起到较好的固定作用，又能使轮胎受力均匀，提高测试的可靠性。
33.8、本发明结构简单、拆卸方便，适用于通用飞机、民航客机和军用飞机等起落架结构的室内加载试验。
附图说明
34.图1是本发明的支柱式起落架简易结构的缩比模型装置的结构整体示意图；
35.图2是本发明的支柱式缓冲器的主支柱和轮轴结构示意图；
36.图3是本发明的起落架阻力支柱的结构示意图；
37.图4是本发明的支柱式起落架的缓冲系统剖面示意图；
38.图5是本发明具体实施方式十中的多运动状态下飞机起落架系统综合加载试验装置的结构示意图；
39.图6是本发明具体实施方式十中的起落架夹具组件的结构示意图；
40.图7是本发明具体实施方式十中的带有一定弯折角度的夹具结构42的结构示意图；
41.图8是本发明具体实施方式十中的旋转组合体夹具结构的结构示意图；
42.图9是本发明具体实施方式十中的支柱式起落架简易结构的缩比模型装置的安装示意图。
43.图中：外筒充气泄压件1；纵梁销2；主横梁3；辅横梁4；主纵梁5；上外筒壁6；上阻力支柱7；下阻力支柱8；收放侧支柱9；外筒法兰10；下外筒壁11；导向套法兰座12；支柱内筒13；上扭力臂14；下阻力臂15；轮毂16；橡胶轮胎17；主横梁连接件18；下阻力支柱连接件19；上扭力臂连接件20；轮轴21；轮盘22；下阻力臂连接件23；下油腔24；上气腔25；油针26；双液压缸27；起重机构28；滑梁29；吊篮系统30；内嵌台面31；三向测力传感器32；冲击平台底板33；工作台34；上横梁35；立柱36；滑梁辅助板37；飞轮台面38；阻力支柱夹具39；减震支柱端夹具40；侧支柱夹具41；带有一定弯折角度的夹具结构42；上固定座43；下固定轨44；旋转钢珠45。
具体实施方式
44.具体实施方式一：结合图1至图4说明本实施方式，本实施方式的一种支柱式起落架简易结构的缩比模型装置，它包括主缓冲支柱、连接杆件和两个轮组总成，主缓冲支柱包括上外筒壁6、外筒法兰10、下外筒壁11和支柱内筒13，上外筒壁6和下外筒壁11均为圆筒形结构，上外筒壁6、外筒法兰10和下外筒壁11由上至下依次同轴连接，上外筒壁6内部设有上气腔25，下外筒壁11内部设有下油腔24，下外筒壁11内部中心同轴设置有隔筒，隔筒顶端与外筒法兰10连接，下油腔24被隔筒分割成为内外同轴布置的中间油室和外围油室，隔筒底端设有带中心油孔的端板，端板与下外筒壁11内壁之间形成圆环形通槽，支柱内筒13顶端由下至上竖直插装在下外筒壁11的圆环形通槽内部，支柱内筒13与下外筒壁11内壁及端板的圆柱面之间可滑动密封配合，支柱内筒13内部设置有可在下外筒壁11的下油腔24的中间油室的中心油孔内上下运动的由下至上外径依次递减的变截面油针26，支柱内筒13的底端两侧分别安装有两个同轴布置的轮组总成，连接杆件包括纵梁销2、主横梁3、辅横梁4、主纵梁5和主横梁连接件18，外筒壁上6的上部侧壁上沿径向加工有横梁装配通孔，纵梁销2的外径与横梁装配通孔的内径一致，辅横梁4一端插装在横梁装配通孔内并与另一侧的主横梁连接件18连接，主横梁连接件18的耳片上加工有销孔，纵梁销2插装在销孔内，主纵梁5一端通过纵梁销2与主横梁连接件18铰接，主纵梁5一端耳片与纵梁销2一端铰接，连接杆件中的纵梁销2、主横梁3、辅横梁4、主纵梁5的另一端均与起落架夹具连接，通过起落架夹具的位置更换，可以实现起落架不同俯仰角、滚转角和偏移角的模拟。
45.本实施方式中，纵梁销2的外径与辅横梁4上主横梁连接件18的销孔内径一直，其左端与起落架夹具相连，其右端与主纵梁5相连，起到连接辅横梁4与主纵梁5的作用；主横梁3左右两端分别与起落架夹具和辅纵梁2相连，其下部与上阻力支柱7相连接；辅横梁4作为连接外筒壁上6与主横梁3的中间结构，其外径与外筒壁上6的横梁装配通孔内径一致，其
另一端连接起落架夹具；
46.具体实施方式二：结合图4说明本实施方式，本实施方式的隔筒的侧壁上加工有用于连通中心油室与外围油室的通油孔。如此设置，相邻油室之间预留通油孔以调节油液的流速，提高缓冲器的缓冲效率。其它组成和连接关系与具体实施方式一相同。
47.具体实施方式三：结合图4说明本实施方式，本实施方式的外筒法兰10上加工有用于连通上气腔25和外围油室的腔室通孔。如此设置，外筒法兰10位于上外筒壁6与下外筒壁11之间，在上气室25和下油室24之间形成分隔。其它组成和连接关系与具体实施方式一或二相同。
48.具体实施方式四：结合图1、图2和图4说明本实施方式，本实施方式的主缓冲支柱还包括导向套法兰座12，导向套法兰座12套设在支柱内筒13外部，且导向套法兰座12同轴安装在下外筒壁11的底端，导向套法兰座12与下外筒壁11之间设置有密封胶垫。如此设置，导向套法兰座12外径较上部的上气室25和下油室24的直径有所增加，其内径支柱内筒13保持一致，且二者之间设置密封胶垫，以保证其密封性。其它组成和连接关系与具体实施方式一、二或三相同。
49.具体实施方式五：结合图1至图3说明本实施方式，本实施方式的连接杆件还包括上阻力支柱7、下阻力支柱8、下阻力支柱连接件19和上扭力臂连接件20，下外筒壁11的中部侧壁上安装有下阻力支柱连接件19，导向套法兰座12的中部侧壁上安装有上扭力臂连接件20，上阻力支柱7两端耳片分别与主横梁3的吊挂孔和下阻力支柱8上端铰接，下阻力支柱8下端与上扭力臂连接件20铰接，下阻力支柱8中部侧壁上一体成型有圆柱形连接杆件，连接杆件与下阻力支柱连接件19铰接。如此设置，上阻力支柱7、下阻力支柱8与下外筒壁11汇交于下阻力支柱连接件19处，与下外筒壁11连接形成整体，避免飞机着陆或起落架结构落震试验过程中由于冲击作用导致缓冲支柱发生弯折。其它组成和连接关系与具体实施方式一、二、三或四相同。
50.具体实施方式六：结合图1至图3说明本实施方式，本实施方式的连接杆件还包括收放侧支柱9，收放侧支柱9的两端分别与主纵梁5和下阻力支柱8的连接杆件铰接。如此设置，主纵梁5作为辅纵梁2和收放侧支柱9的中间结构，其另一端连接起落架夹具，收放侧支柱9的另一端与外筒壁下11连接，以简化模拟起落架收放动作。其它组成和连接关系与具体实施方式一、二、三、四或五相同。
51.本实施方式中，收放侧支柱9的两端分别与主纵梁5和下阻力支柱8连接，由于本实例更关注起落架的着陆和滑跑过程的动力学试验测试，故将其设置为单一杆件，后期若需要进行起落架系统的收放试验可将其更换为两个杆件的形式，此外其下端的连接点可由起落架结构前进方向移位至后侧，以分散导向套法兰座12的上扭力臂连接件20处的受力。
52.具体实施方式七：结合图1和图2说明本实施方式，本实施方式的连接杆件还包括上扭力臂14、下阻力臂15和下阻力臂连接件23，支柱内筒13下部侧壁上安装有下阻力臂连接件23，上扭力臂14为工字形结构，下阻力臂15为倒y型结构，上扭力臂14两端分别与上扭力臂连接件20和下阻力臂15上端铰接，下阻力臂15下端与下阻力臂连接件23铰接。如此设置，上扭力臂14上端与下阻力支柱8于上扭力臂连接件20处连接，其下端与下阻力臂15连接，下阻力臂15下端与下阻力臂连接件23相连形成整体，以防止起落架运动过程中主缓冲器的下外筒壁11与支柱内筒13之间发生转动。其它组成和连接关系与具体实施方式一、二、
三、四、五或六相同。
53.本实施方式中，下阻力支柱8与上扭力臂14之间设置橡胶垫以起到缓冲减震作用。上阻力支柱7与下阻力支柱8可替换成一个杆件结构直接与下外筒壁11一体式锻造，在保证缓冲支柱不发生弯折的前提下，提高结构整体性。
54.本实施方式中，上扭力臂14采用工字形与导向套法兰座12和下阻力臂15连接，下阻力臂15为倒y型结构，这样的组合形式结构简单、对称受力性较好，可降低其发生扭转破坏的可能性，其结构可以替换为两个三角形结构通过顶点进行连接。
55.具体实施方式八：结合图1、图2和图4说明本实施方式，本实施方式的主缓冲支柱还包括外筒充气泄压件1，外筒充气泄压件1为半球形结构，外筒充气泄压件1安装在上外筒壁6的顶端，外筒充气泄压件1上加工有用于连通上气腔25与外部环境的充气泄压口。如此设置，外筒充气泄压件1位于主缓冲支柱的顶端，具有传递撞击荷载和抵抗撞击的功能，当上气腔25内氮气量不足时，可直接通过外筒充气泄压件1填充氮气的方式进行模拟，其充气量需要根据所需要承受的荷载水平确定。其它组成和连接关系与具体实施方式一、二、三、四、五、六或七相同。
56.具体实施方式九：结合图1、图2和图4说明本实施方式，本实施方式的每个轮组总成包括轮毂16、橡胶轮胎17、轮轴21和轮盘22，下阻力臂连接件23的两侧分别加工有两个同轴布置的轴孔，每个轴孔内分别插装有一个轮轴21，轮轴21另一端套装有轮盘22，轮毂16内侧与轮盘22连接，橡胶轮胎17套装在轮毂16上，轮毂16通过等间距分布的螺栓与橡胶轮胎17连接。如此设置，轮轴21外径与下阻力臂连接件23上的轴孔和轮盘22的内径一致，起到轮胎固定和转动的作用。其它组成和连接关系与具体实施方式一、二、三、四、五、六、七或八相同。
57.具体实施方式十：结合图1至图8说明本实施方式，本实施方式的一种基于具体实施方式九所述支柱式起落架简易结构的缩比模型装置的试验测试方法，所述方法是通过以下步骤实现的，
58.步骤一、起落架的安装：
59.采用起落架夹具组件将支柱式起落架简易结构的缩比模型装置安装在多运动状态下飞机起落架系统综合加载试验装置的吊篮系统30上，分别通过阻力支柱夹具39、减震支柱端夹具40和侧支柱夹具41将主横梁3、辅横梁4和主纵梁5安装在吊篮系统30下表面；
60.步骤二、起落架不同俯仰角的调整：
61.固定减震支柱端夹具40不动，将阻力支柱夹具39更换为带有一定弯折角度的夹具结构42，并调整侧支柱夹具41向起落架前进方向移动，以此带动起落架的上阻力支柱7和下阻力支柱8运动，从而实现飞机仰角的变换；同理，固定阻力支柱夹具39不动，将减震支柱端夹具40更换为带有一定弯折角度的夹具结构42，并调整侧支柱夹具41向起落架后退方向移动，以此带动起落架的上阻力支柱7和下阻力支柱8运动，从而实现飞机俯角的变换；
62.步骤三、起落架不同滚转角的调整：
63.将侧支柱夹具41更换为带有一定弯折角度的夹具结构42，调整阻力支柱夹具39和减震支柱端夹具40向垂直于起落架前进方向移动，以此带动起落架的收放侧支柱9的左右运动，从而实现飞机滚转角的变换；
64.步骤四、起落架不同偏航角的调整：
65.将阻力支柱夹具39、减震支柱端夹具40和侧支柱夹具41分别更换成三个旋转组合体夹具，三个旋转组合体夹具的上固定座43上表面均与吊篮系统30的下表面相连，三个旋转组合体夹具的下固定轨44分别与主横梁3、辅横梁4或主纵梁5相连，调整时，通过旋转钢珠45旋转上固定座43和下固定轨44之间的角度，可实现起落架水平向的转动来模拟起落架不同偏航角的调整。
66.结合图8，本实施方式中，旋转组合体夹具包括上固定座43、下固定轨44和旋转钢珠45，下固定轨44为t型块状结构，下固定轨44下表面加工成圆弧面，下固定轨44上表面中部一体式锻造有旋转钢珠45，旋转钢珠45与下固定轨44之间通过变截面回转体结构连接，下固定轨44和旋转钢珠45为一体式锻造，保障了结构的整体性；上固定座43为分体式结构，上固定座43包括左固定块、右固定块和多个连接件，左固定块和右固定块并排布置，左固定块通过多个连接件与右固定块可拆卸连接，左固定块和右固定块上均加工有与旋转钢珠45及变截面回转体结构匹配的凹槽，旋转钢珠45置于左固定块和右固定块组合后形成的钢珠容纳腔体内，旋转钢珠45外表面与钢珠容纳腔体内表面之间采用紧配合，在保证二者之间在外力作用下能够进行相对转动的同时，还具有锁紧功能，保证二者之间可以在任意位置相对固定。
67.此外，下固定轨44的耳片也可更换成带有一定弯折角度的夹具结构42，进而实现俯仰角、滚转角和偏航角组合的复杂运动姿态模拟。
68.其它组成和连接关系与具体实施方式的一、二、三、四、五、六、七、八或九相同。
69.本实施方式中，多运动状态下飞机起落架系统综合加载试验装置包括液压机构、升降及吊篮总成、多功能冲击平台和起落架夹具组件，液压机构包括双液压缸27、滑梁29、工作台34、上横梁35、滑梁辅助板37和四个立柱36，上横梁35、滑梁29、滑梁辅助板37和工作台34由上至下依次水平布置，上横梁35和工作台34的四角处分别通过竖直布置的四个立柱36连接，滑梁29和滑梁辅助板37均通过四角处的预留贯穿孔可滑动安装在四个立柱36上，滑梁辅助板37中部设置有一个预留孔位，所述预留孔位能够允许安装在升降及吊篮总成上的起落架系统顺利通过，上横梁35上表面安装有竖直且对称布置的双液压缸27，双液压缸27的两个活塞杆端部均穿过上横梁35并与滑梁29上表面连接，滑梁29和滑梁辅助板37之间设有升降及吊篮总成，升降及吊篮总成包括起重机构28、吊篮系统30、磁吸装置、两个卡扣锁和四个滑行轨道，滑梁29和滑梁辅助板37的四角处分别通过竖直布置的四个滑行轨道连接，吊篮系统30位于滑梁29和滑梁辅助板37之间，吊篮系统30通过四角处的预留贯穿孔可滑动安装在四个滑行轨道上，吊篮系统30下表面安装有起落架夹具组件，吊篮系统30上表面中部布置有磁吸装置，磁吸装置上表面预留吊挂孔，起重机构28与磁吸装置的预留吊挂孔连接，起重机构28安装在安装在上横梁35上表面中部，吊篮系统30上安装有两个卡扣锁，吊篮系统30通过两个卡扣锁与对应的滑行轨道可拆卸连接，滑梁辅助板37和工作台34之间设置有多功能冲击平台，多功能冲击平台包括多功能冲击平台底板33、路面测试平台组件和飞轮测试平台组件，多功能冲击平台底板33位于工作台34上表面，多功能冲击平台底板33下表面设置有滑轨，多功能冲击平台底板33通过滑轨与工作台34上的预留滑槽可滑动连接，多功能冲击平台底板33上表面由左至右依次设置有路面测试平台组件和飞轮测试平台组件。
70.路面测试平台组件包括内嵌台面31和四个三向测力传感器32，内嵌台面31通过四
个角点处的三向测力传感器32固定在多功能冲击平台底板33的一端，内嵌台面31中部设置有一个矩形的道面结构安置槽，所述道面结构安置槽内放置有真实材料铺筑成的路面结构。
71.飞轮测试平台组件包括飞轮台面38、滚轮驱动电机、两个滚轮和四个三向测力传感器32，飞轮台面38通过四个角点处的三向测力传感器32固定在多功能冲击平台底板33的另一端，飞轮台面38中部按照起落架轮组的尺寸和间距设置两个预留矩形孔位，飞轮台面38与多功能冲击平台底板33之间设置有滚轮驱动电机，滚轮驱动电机的电机轴上并排安装有两个滚轮，两个滚轮分别与飞轮台面38的两个预留矩形孔位一一对应，两个滚轮的上表面与飞轮台面38的上表面齐平。
72.起落架夹具组件包括阻力支柱夹具39、减震支柱端夹具40和侧支柱夹具41，阻力支柱夹具39、减震支柱端夹具40侧部开设有预留轴孔，减震支柱端夹具40底部设置有直线轨道，所述预留轴孔用于与起落架系统连接，所述直线轨道用于与吊篮系统30实现滑移，阻力支柱夹具39和减震支柱端夹具40侧部设置的预留轴孔同轴布置，阻力支柱夹具39和减震支柱端夹具40侧部设置的预留轴孔的轴线与吊篮系统30下表面宽度方向上的中线平行，阻力支柱夹具39和减震支柱端夹具40均通过底部设置的直线轨道沿吊篮系统30下表面长度方向实现前后滑移，侧支柱夹具41位于阻力支柱夹具39和减震支柱端夹具40的侧部，侧支柱夹具41的预留轴孔的轴线与吊篮系统30下表面长度方向上的中线平行，侧支柱夹具41通过底部设置的直线轨道沿吊篮系统30下表面宽度方向实现左右滑移。
73.作为本发明的实施例，提出的一种支柱式起落架简易结构的缩比模型装置既可以作为试验测试主体，起落架结构的疲劳试验和性能测试试验(落震试验、摆振实验)等，也可以作为加载装置对地面等其他物体进行测试，如道面类型选择、道面结构内部响应分布规律获取、胎-路交互作用机制分析以及冰雪道面摩擦系数研究等。
74.本发明的基本缩比方法及实施步骤：
75.(1)基于相似原理和模型试验相关理论，进行支柱式起落架简易结构的缩比模型设计计算：
76.基于相似定理相关理论，选取起落架几何尺寸l、速度v、密度ρ、质量m、加速度a、角速度ω、模量e、时间t、压力p以及荷载等级f等物理量，通过量纲分析法建立原型试验与模型试验的缩比关系为(几何相似性)和(力学相似性)；然后通过求解量纲矩阵，确定了8个独立的π项如下所示：
[0077][0078][0079]
最后，假设结构的材料密度基本不变，测试时间的相似常数取为1，即在满足上述力学条件的前提下，假设材料密度和时间均不进行缩尺寸，c
ρ
＝c
t
＝1；为满足v＝wl和w＝2πf条件，则速度比应满足cv＝c
l
；由此可以得到各参数的相似常数如下表：
[0080][0081]
注：式中cf、ct、cm、c
x
分别为力相似常数、时间相似常数、质量相似常数和位移相似常数。
[0082]
(2)作为本发明的实施例，以落震试验为例，对起落架简易结构的缩比模型进行落震试验工况设计和试验结果采集和分析；后期可根据相似原则将缩比模型落震试验测试结果进行原型试验的还原，并借助理论计算和仿真分析方法进行验证，最终实现足尺寸起落架原型试验的性能预测和预警等。
[0083]
工作原理
[0084]
结合图1至图4说明本发明的支柱式起落架简易结构的缩比模型装置的工作原理：为了满足飞机设计以及飞机地面动力学等领域中大量试验测试的需求，基于相似原理及模型试验的相关理论，对典型起落架结构形式——支柱式起落架结构进行简化和缩比设计，最终研制出一种支柱式起落架简易结构的缩比模型装置。在保证几何相似和力学相似的前提下，对足尺寸飞机起落架进行缩比设计，通过仿真分析和原型试验的方式验证缩比模型的外特性可靠度，以此为足尺寸飞机－地面交互作用的动态荷载、荷载响应的分析与预测提供技术支撑。
[0085]
以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，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发明各实施例技术方案的精神和范围。

技术特征：
1.一种支柱式起落架简易结构的缩比模型装置，其特征在于：它包括主缓冲支柱、连接杆件和两个轮组总成，主缓冲支柱包括上外筒壁(6)、外筒法兰(10)、下外筒壁(11)和支柱内筒(13)，上外筒壁(6)和下外筒壁(11)均为圆筒形结构，上外筒壁(6)、外筒法兰(10)和下外筒壁(11)由上至下依次同轴连接，上外筒壁(6)内部设有上气腔(25)，下外筒壁(11)内部设有下油腔(24)，下外筒壁(11)内部中心同轴设置有隔筒，隔筒顶端与外筒法兰(10)连接，下油腔(24)被隔筒分割成为内外同轴布置的中间油室和外围油室，隔筒底端设有带中心油孔的端板，端板与下外筒壁(11)内壁之间形成圆环形通槽，支柱内筒(13)顶端由下至上竖直插装在下外筒壁(11)的圆环形通槽内部，支柱内筒(13)与下外筒壁(11)内壁及端板的圆柱面之间可滑动密封配合，支柱内筒(13)内部设置有可在下外筒壁(11)的下油腔(24)的中间油室的中心油孔内上下运动的由下至上外径依次递减的变截面油针(26)，支柱内筒(13)的底端两侧分别安装有两个同轴布置的轮组总成，连接杆件包括纵梁销(2)、主横梁(3)、辅横梁(4)、主纵梁(5)和主横梁连接件(18)，外筒壁上(6)的上部侧壁上沿径向加工有横梁装配通孔，纵梁销(2)的外径与横梁装配通孔的内径一致，辅横梁(4)一端插装在横梁装配通孔内并与另一侧的主横梁连接件(18)连接，主横梁连接件(18)的耳片上加工有销孔，纵梁销(2)插装在销孔内，主纵梁(5)一端通过纵梁销(2)与主横梁连接件(18)铰接，主纵梁(5)一端耳片与纵梁销(2)一端铰接，连接杆件中的纵梁销(2)、主横梁(3)、辅横梁(4)、主纵梁(5)的另一端均与起落架夹具连接，通过起落架夹具的位置更换，可以实现起落架不同俯仰角、滚转角和偏移角的模拟。2.根据权利要求1所述的支柱式起落架简易结构的缩比模型装置，其特征在于：隔筒的侧壁上加工有用于连通中心油室与外围油室的通油孔。3.根据权利要求1或2所述的支柱式起落架简易结构的缩比模型装置，其特征在于：外筒法兰(10)上加工有用于连通上气腔(25)和外围油室的腔室通孔。4.根据权利要求3所述的支柱式起落架简易结构的缩比模型装置，其特征在于：主缓冲支柱还包括导向套法兰座(12)，导向套法兰座(12)套设在支柱内筒(13)外部，且导向套法兰座(12)同轴安装在下外筒壁(11)的底端，导向套法兰座(12)与下外筒壁(11)之间设置有密封胶垫。5.根据权利要求4所述的支柱式起落架简易结构的缩比模型装置，其特征在于：连接杆件还包括上阻力支柱(7)、下阻力支柱(8)、下阻力支柱连接件(19)和上扭力臂连接件(20)，下外筒壁(11)的中部侧壁上安装有下阻力支柱连接件(19)，导向套法兰座(12)的中部侧壁上安装有上扭力臂连接件(20)，上阻力支柱(7)两端耳片分别与主横梁(3)的吊挂孔和下阻力支柱(8)上端铰接，下阻力支柱(8)下端与上扭力臂连接件(20)铰接，下阻力支柱(8)中部侧壁上一体成型有圆柱形连接杆件，连接杆件与下阻力支柱连接件(19)铰接。6.根据权利要求5所述的支柱式起落架简易结构的缩比模型装置，其特征在于：连接杆件还包括收放侧支柱(9)，收放侧支柱(9)的两端分别与主纵梁(5)和下阻力支柱(8)的连接杆件铰接。7.根据权利要求6所述的支柱式起落架简易结构的缩比模型装置，其特征在于：连接杆件还包括上扭力臂(14)、下阻力臂(15)和下阻力臂连接件(23)，支柱内筒(13)下部侧壁上安装有下阻力臂连接件(23)，上扭力臂(14)为工字形结构，下阻力臂(15)为倒y型结构，上扭力臂(14)两端分别与上扭力臂连接件(20)和下阻力臂(15)上端铰接，下阻力臂(15)下端
与下阻力臂连接件(23)铰接。8.根据权利要求1或7所述的支柱式起落架简易结构的缩比模型装置，其特征在于：主缓冲支柱还包括外筒充气泄压件(1)，外筒充气泄压件(1)为半球形结构，外筒充气泄压件(1)安装在上外筒壁(6)的顶端，外筒充气泄压件(1)上加工有用于连通上气腔(25)与外部环境的充气泄压口。9.根据权利要求8所述的支柱式起落架简易结构的缩比模型装置，其特征在于：每个轮组总成包括轮毂(16)、橡胶轮胎(17)、轮轴(21)和轮盘(22)，下阻力臂连接件(23)的两侧分别加工有两个同轴布置的轴孔，每个轴孔内分别插装有一个轮轴(21)，轮轴(21)另一端套装有轮盘(22)，轮毂(16)内侧与轮盘(22)连接，橡胶轮胎(17)套装在轮毂(16)上，轮毂(16)通过等间距分布的螺栓与橡胶轮胎(17)连接。10.一种基于权利要求9所述支柱式起落架简易结构的缩比模型装置的试验测试方法，其特征在于：所述方法是通过以下步骤实现的，步骤一、起落架的安装：采用起落架夹具组件将支柱式起落架简易结构的缩比模型装置安装在多运动状态下飞机起落架系统综合加载试验装置的吊篮系统(30)上，分别通过阻力支柱夹具(39)、减震支柱端夹具(40)和侧支柱夹具(41)将主横梁(3)、辅横梁(4)和主纵梁(5)安装在吊篮系统(30)下表面；步骤二、起落架不同俯仰角的调整：固定减震支柱端夹具(40)不动，移动阻力支柱夹具(39)的位置，并将阻力支柱夹具(39)和减震支柱端夹具(40)更换为带有一定弯折角度的夹具结构(42)，并调整侧支柱夹具(41)向起落架前进方向移动，以此带动起落架的上阻力支柱(7)和下阻力支柱(8)运动，从而实现飞机仰角的变换；同理，固定阻力支柱夹具(39)不动，将阻力支柱夹具(39)和减震支柱端夹具(40)更换为带有一定弯折角度的夹具结构(42)，并调整侧支柱夹具(41)向起落架后退方向移动，以此带动起落架的上阻力支柱(7)和下阻力支柱(8)运动，从而实现飞机俯角的变换；步骤三、起落架不同滚转角的调整：将侧支柱夹具(41)更换为带有一定弯折角度的夹具结构(42)，调整阻力支柱夹具(39)和减震支柱端夹具(40)向垂直于起落架前进方向移动，以此带动起落架的收放侧支柱(9)的左右运动，从而实现飞机滚转角的变换；步骤四、起落架不同偏航角的调整：将阻力支柱夹具(39)、减震支柱端夹具(40)和侧支柱夹具(41)分别更换成三个旋转组合体夹具，三个旋转组合体夹具的上固定座(43)上表面均与吊篮系统(30)的下表面相连，三个旋转组合体夹具的下固定轨(44)分别与主横梁(3)、辅横梁(4)或主纵梁(5)相连，调整时，通过旋转钢珠(45)旋转上固定座(43)和下固定轨(44)之间的角度，可实现起落架水平向的转动来模拟起落架不同偏航角的调整。

技术总结
支柱式起落架简易结构的缩比模型装置及其试验测试方法，它涉及飞机地面动力学试验设计领域。本发明解决了现有的起落架性能测试方法存在测试成本高、设备规模大、试验难度大以及起落架构造复杂等不足，难以在飞机设计以及飞机地面动力学等领域实现大范围推广使用的问题。本发明的上外筒壁、外筒法兰和下外筒壁由上至下依次同轴连接，支柱内筒的底端安装有轮组总成，辅横梁一端与主横梁连接件连接，纵梁销插装在销孔内，主纵梁一端通过纵梁销与主横梁连接件铰接，主纵梁一端耳片与纵梁销一端铰接，纵梁销、主横梁、辅横梁、主纵梁的另一端均与起落架夹具连接。本发明用于满足飞机设计以及飞机地面动力学等领域中大量试验测试的需求。需求。需求。


技术研发人员：董泽蛟 王彤旭 马宪永 曹承
受保护的技术使用者：哈尔滨工业大学
技术研发日：2023.01.17
技术公布日：2023/6/28