【技术实现步骤摘要】
本申请属于飞机结构强度试验领域，特别涉及一种可调节缓冲支柱压缩量的前起落架疲劳试验装置。
技术介绍
1、前起落架是飞机结构中的重要部件，其疲劳寿命是飞机机体性能的关键指标，前起落架疲劳试验是获得其疲劳寿命的最重要途径。飞机在起飞和着陆的不同时刻，承受不同工况的载荷，前起落架缓冲支柱也对应不同的压缩量。在前起落架疲劳试验时，需要在适时调节缓冲支柱的压缩量的情况下，向前起落架施加垂向、航向和侧向载荷。目前的前起落架疲劳试验是将前起落架与机身连接的一端向下、轮胎着地一端向上装配在支持底座上，再将支持底座固定在试验场地的承力地坪上，在前起落架的机轮位置采用立柱、作动器的方式施加垂向、航向和侧向载荷。这种试验方法不仅占用承力地坪地面积较大，并且加载精度较差，疲劳试验的频率较低，不能适时调节前起落架缓冲支柱的压缩量。
技术实现思路
1、本申请的目的是提供了一种可调节缓冲支柱压缩量的前起落架疲劳试验装置，以解决或减轻
技术介绍
中的至少一个问题。
2、本申请的技术方案是：一种可调节缓冲支柱压缩量的前起落架疲劳试验装置，包括：
3、支撑框架，所述支撑框架设置在试验场地上，用于支撑模拟试验件；
4、随动装置，所述随动装置安装在支撑框架上，用于吊装模拟试验件且将加载组件中位控作动器的位移力传递至模拟试验件上；
5、模拟试验件，所述模拟试验件吊装在所述随动装置上；
6、加载组件，所述加载组件用于对模拟试验件的缓冲支柱施加预定压缩量的载荷，同时对模拟
7、优选地，所述支撑框架包括支撑底座和顶部框架，所述支撑底座包括长横梁、短横梁、短立柱和长立柱，所述长横梁、短横梁、短立柱固定连接形成底部框架结构，所述底部框架结构固定在试验场地的地面上，所述长立柱的底部设置在底部框架结构上且竖向设置，所述顶部框架的中部设有供位控作动器穿过的主通孔，所述顶部框架固定在长立柱的顶部，从而与长立柱连接形成整体。
8、优选地，所述长横梁、短横梁、短立柱、长立柱和/或顶部框采用q345钢制成。
9、优选地，所述随动装置包括随动框架、支持底座、支持接头、随动横梁及导轨滑块组件，所述随动框架的上侧面具有连接位控作动器的双耳结构，所述双耳结构的两侧设有供加载组件穿过的通孔，所述支持底座固定连接在随动框架的下侧面，所述支持接头固定安装在支持底座的下方，用于悬挂模拟试验件，所述随动横梁固定安装在随动框架的边缘，所述导轨滑块组件可滑动的安装在支撑框架的长立柱上，所述随动横梁与导轨滑块组件连接，从而使随动框架能够沿着长立柱高度方向移动。
10、优选地，所述导轨滑块组件包括导轨和滑块，所述导轨固定安装在长立柱上，所述滑块与随动横梁固定连接且可滑动的安装在导轨上。
11、优选地，所述导轨与滑块的配合截面为矩形或梯形。
12、优选地，所述模拟试验件包括外筒、缓冲支柱、横梁、轮轴及模拟机轮，所述外筒套在缓冲支柱上，所述横梁设置在外筒的上端，所述轮轴设置在缓冲支柱的下端，所述模拟机伦设置轮轴的两端；
13、其中，所述模拟机轮35上设有用于垂向载荷和航向载荷施加的施加孔，以及在所述模拟机轮上设有沿着轮轴轴线方向延伸的侧向载荷施加接头。
14、优选地，所述加载组件包括：位控作动器、垂向作动器、侧向作动器和航向作动器，所述位控作动器连接试验厂房的顶部横梁与支撑框架中的顶部框架，用于向模拟试验件提供缓冲支柱预定压缩量的压缩载荷；
15、所述垂向作动器、侧向作动器和航向作动器连接模拟试验件的模拟机轮，用于向模拟试验件提供航向、侧向和垂向的疲劳载荷。
16、优选地，所述垂向作动器包括左轮轮轴垂向作动器和右轮轮轴垂向作动器，所述左轮轮轴垂向作动器和右轮轮轴垂向作动器连接在所述模拟试验件模拟机轮的施加孔上，通过所述左轮轮轴垂向作动器和右轮轮轴垂向作动器向模拟试验件的左机轮和右机轮施加垂向载荷；
17、所述侧向作动器包括左轮轮轴侧向作动器、左轮轮胎着地点侧向作动器、右轮轮轴侧向作动器和右轮轮胎着地点侧向作动器，所述左轮轮轴侧向作动器和左轮轮胎着地点侧向作动器连接于左侧的模拟机轮上，分别用于施加左侧向的轮轴载荷和机轮轮胎着陆点载荷；所述右轮轮轴侧向作动器和右轮轮胎着地点侧向作动器连接于右侧的模拟机轮上，用于施加右侧向的轮轴载荷和机轮轮胎着陆点载荷；
18、所述航向作动器包括左轮轮轴向前作动器、左轮轮轴向后作动器、左轮轮胎着地点向后作动器和右轮轮轴向前作动器、右轮轮轴向后作动器、右轮轮胎着地点向后作动器，所述左轮轮轴向前作动器和右轮轮轴向前作动器分别连接于左侧的模拟机轮和右侧的模拟机轮，分别用于施加前向的左侧机轮轮轴载荷和右侧机轮轮轴载荷；所述左轮轮轴向后作动器及右轮轮轴向后作动器分别连接于左侧和右侧的模拟机轮，分别用于施加后向的左侧机轮轮轴载荷和右侧机轮轮轴载荷；所述左轮轮胎着地点向后作动器及右轮轮胎着地点向后作动器分别连接于左侧的模拟机轮和右侧的模拟机轮，分别用于施加后向的左侧机轮轮胎着陆点载荷和右侧机轮轮胎着陆点载荷。
19、优选地，所述侧向作动器通过硬式连接方式与模拟试验件连接，所述垂向作动器和航向作动器通过软连接方式与模拟试验件连接。
20、本申请提供的起落架疲劳试验装置通过采用型钢焊接加工，制造方便，成本低廉；自平衡一体化随动框架，装配安全可靠；前起落架轮胎着地点一端安装在下方，前起落架悬挂一端安装在上方，前起落架支持真实可靠，力学状态清晰，即可完成静力试验，又可完成疲劳试验；疲劳试验时方便扣除机轮和加载设备的重量，加载精度更高，疲劳试验频率也更高，可完成前起落架可变缓冲支柱压缩量疲劳试验。
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1.一种可调节缓冲支柱压缩量的前起落架疲劳试验装置，其特征在于，包括：
2.如权利要求1所述的可调节缓冲支柱压缩量的前起落架疲劳试验装置，其特征在于，所述支撑框架包括支撑底座和顶部框架，所述支撑底座包括长横梁、短横梁、短立柱和长立柱，所述长横梁、短横梁、短立柱固定连接形成底部框架结构，所述底部框架结构固定在试验场地的地面上，所述长立柱的底部设置在底部框架结构上且竖向设置，所述顶部框架的中部设有供位控作动器穿过的主通孔，所述顶部框架固定在长立柱的顶部，从而与长立柱连接形成整体。
3.如权利要求2所述的可调节缓冲支柱压缩量的前起落架疲劳试验装置，其特征在于，所述长横梁、短横梁、短立柱、长立柱和/或顶部框采用Q345钢制成。
4.如权利要求2或3所述的可调节缓冲支柱压缩量的前起落架疲劳试验装置，其特征在于，所述随动装置包括随动框架、支持底座、支持接头、随动横梁及导轨滑块组件，所述随动框架的上侧面具有连接位控作动器的双耳结构，所述双耳结构的两侧设有供加载组件穿过的通孔，所述支持底座固定连接在随动框架的下侧面，所述支持接头固定安装在支持底座的下方，用于悬
5.如权利要求4所述的可调节缓冲支柱压缩量的前起落架疲劳试验装置，其特征在于，所述导轨滑块组件包括导轨和滑块，所述导轨固定安装在长立柱上，所述滑块与随动横梁固定连接且可滑动的安装在导轨上。
6.如权利要求5所述的可调节缓冲支柱压缩量的前起落架疲劳试验装置，其特征在于，所述导轨与滑块的配合截面为矩形或梯形。
7.如权利要求4所述的可调节缓冲支柱压缩量的前起落架疲劳试验装置，其特征在于，所述模拟试验件包括外筒、缓冲支柱、横梁、轮轴及模拟机轮，所述外筒套在缓冲支柱上，所述横梁设置在外筒的上端，所述轮轴设置在缓冲支柱的下端，所述模拟机伦设置轮轴的两端；
8.如权利要求7所述的可调节缓冲支柱压缩量的前起落架疲劳试验装置，其特征在于，所述加载组件包括：位控作动器、垂向作动器、侧向作动器和航向作动器，所述位控作动器连接试验厂房的顶部横梁与支撑框架中的顶部框架，用于向模拟试验件提供缓冲支柱预定压缩量的压缩载荷；
9.如权利要求8所述的可调节缓冲支柱压缩量的前起落架疲劳试验装置，其特征在于，所述垂向作动器包括左轮轮轴垂向作动器和右轮轮轴垂向作动器，所述左轮轮轴垂向作动器和右轮轮轴垂向作动器连接在所述模拟试验件模拟机轮的施加孔上，通过所述左轮轮轴垂向作动器和右轮轮轴垂向作动器向模拟试验件的左机轮和右机轮施加垂向载荷；
10.如权利要求8所述的可调节缓冲支柱压缩量的前起落架疲劳试验装置，其特征在于，所述侧向作动器通过硬式连接方式与模拟试验件连接，所述垂向作动器和航向作动器通过软连接方式与模拟试验件连接。
...【技术特征摘要】
1.一种可调节缓冲支柱压缩量的前起落架疲劳试验装置，其特征在于，包括：
2.如权利要求1所述的可调节缓冲支柱压缩量的前起落架疲劳试验装置，其特征在于，所述支撑框架包括支撑底座和顶部框架，所述支撑底座包括长横梁、短横梁、短立柱和长立柱，所述长横梁、短横梁、短立柱固定连接形成底部框架结构，所述底部框架结构固定在试验场地的地面上，所述长立柱的底部设置在底部框架结构上且竖向设置，所述顶部框架的中部设有供位控作动器穿过的主通孔，所述顶部框架固定在长立柱的顶部，从而与长立柱连接形成整体。
3.如权利要求2所述的可调节缓冲支柱压缩量的前起落架疲劳试验装置，其特征在于，所述长横梁、短横梁、短立柱、长立柱和/或顶部框采用q345钢制成。
4.如权利要求2或3所述的可调节缓冲支柱压缩量的前起落架疲劳试验装置，其特征在于，所述随动装置包括随动框架、支持底座、支持接头、随动横梁及导轨滑块组件，所述随动框架的上侧面具有连接位控作动器的双耳结构，所述双耳结构的两侧设有供加载组件穿过的通孔，所述支持底座固定连接在随动框架的下侧面，所述支持接头固定安装在支持底座的下方，用于悬挂模拟试验件，所述随动横梁固定安装在随动框架的边缘，所述导轨滑块组件可滑动的安装在支撑框架的长立柱上，所述随动横梁与导轨滑块组件连接，从而使随动框架能够沿着长立柱高度方向移动。
5.如权利要求4所述的可调节缓冲支柱压缩量的前起落架疲劳试验装置，其特征在于，所述导轨滑块...
【专利技术属性】
技术研发人员：陈先民，臧伟锋，卓轶，马利娜，王昌林，
申请(专利权)人：中国飞机强度研究所，
类型：发明
国别省市：
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