[发明专利]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

说明书

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。

技术领域

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

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。

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。

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。

发明内容

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。

本发明的技术方案是：

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。

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。