飞机主起落架模拟测试装置、测试负载车及控制方法

技术领域

本发明涉及飞行测试装置技术领域，尤其是涉及一种飞机主起落架模拟测试装置、测试负载车及控制方法。

背景技术

目前，现有的抱轮式飞机牵引车用测试负载车一般只能模拟单一飞机型号，如果为了测试不同飞机就需要多个测试负载车，不但使用麻烦，而且成本也很高；同时现有测试负载车后轴即主起落架模拟装置一般为固定式，不能模拟出真实飞机主起落架的随负载变化而升降的特性，因此，在采用现有的测试负载车进行测试时，测试结果会存在误差，不够精确。

本申请人发现现有技术至少存在以下技术问题：现有的测试负载车主起落架不能随负载变化而升降，导致测试结果存在误差，精度低。

发明内容

本发明的目的在于提供一种飞机主起落架模拟测试装置、测试负载车及控制方法，以解决现有技术中存在的测试负载车主起落架不能随负载变化而升降，导致测试结果存在误差，精度低的技术问题

为实现上述目的，本发明提供了以下技术方案：

本发明提供的飞机主起落架模拟测试装置，包括主起落架主体、左轮总成和右轮总成，其中：

所述左轮总成与所述主起落架主体之间、所述右轮总成与所述主起落架主体之间均设置有轮架上关节、轮架下关节以及液压驱动机构，所述轮架上关节转动连接在所述主起落架主体的两端，所述轮架下关节的一端与所述轮架上关节转动连接，所述轮架下关节的另一端与所述左轮总成或所述右轮总成连接，所述液压驱动机构连接在所述轮架上关节与所述轮架下关节之间。

作为本发明的进一步改进，所述液压驱动机构为液压缸，在所述液压缸内设有压力传感器。

作为本发明的进一步改进，在所述主起落架主体的两端均设置有位移传感器。

作为本发明的进一步改进，所述主起落架主体包括左轮架、右轮架及设置在所述左轮架与所述右轮架之间的车架，所述车架呈梯形结构，所述左轮总成与所述右轮总成分别连接在所述左轮架与所述右轮架上。

作为本发明的进一步改进，在所述左轮架与所述右轮架之间设置有加强梁，所述加强梁与所述车架组成封闭的梯形筐体。

作为本发明的进一步改进，所述左轮总成和所述右轮总成均设置有液压制动机构。

一种测试负载车，包含如上所述的飞机主起落架模拟测试装置。

作为本发明的进一步改进，所述飞机主起落架模拟测试装置设置有两组或多组。

一种控制方法，包括以下步骤：

A、获取液压缸内的油压数值P；

B、通过公式F＝P*A计算出主起落架主体所受压力F，A为液压缸无杆腔受力面积；

C、通过公式m＝F/g计算出主起落架主体所承受的测试负载车质量m；

D、根据m值大小判断出主起落架主体高度h值，通过液压缸进行升降，调节主起落架主体的高度。

作为本发明的进一步改进，主起落架主体高度值h与质量值m的对应关系为通过真实飞机实验测试获得。

作为本发明的进一步改进，将质量值m从最小值m

经步骤C获得质量值m后，先判断m值属于哪一段区间内，然后通过公式h＝f*m计算出主起落架高度值h。

本发明的有益效果是：本发明提供的飞机主起落架模拟测试装置，通过设置轮架上关节、轮架下关节以及液压驱动机构，左轮总成和右轮总成分别与主起落架主体的两端转动连接，实现左轮总成和右轮总成的转动，液压驱动机构连接在轮架上关节、轮架下关节之间，能够驱动主起落架主体两端的升降，从而调节主起落架主体两端的高度。因飞机前起落架与主起落架载荷分布一般为固定比例，所以可通过飞机主起落架模拟装置所承受的部分整车重量推算出整车重量，即所模拟飞机的总重，相应的飞机主起落架模拟装置会根据真实飞机主起落架的数据将飞机主起落架模拟装置升降高度调节至相应的高度，保证测试负载车整体姿态与真实飞机相同，从而实现了跟随测试负载车的重量变化，对应升降使其更加准确的模拟真实飞机，以提高测试结果的准确性。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明的立体图；

图2是本发明的正视图；

图3是本发明的侧视图；

图4是本发明的控制流程图。

图中1、主起落架主体；2、左轮总成；3、右轮总成；11、左轮架；12、右轮架；13、车架；14、加强梁；15、位移传感器；21、制动弹簧液压缸；41、轮架上关节；42、轮架下关节；43、液压驱动机构。

具体实施方式

下面可以参照附图图1～图4以及文字内容理解本发明的内容以及本发明与现有技术之间的区别点。下文通过附图以及列举本发明的一些可选实施例的方式，对本发明的技术方案(包括优选技术方案)做进一步的详细描述。需要说明的是：本实施例中的任何技术特征、任何技术方案均是多种可选的技术特征或可选的技术方案中的一种或几种，为了描述简洁的需要本文件中无法穷举本发明的所有可替代的技术特征以及可替代的技术方案，也不便于每个技术特征的实施方式均强调其为可选的多种实施方式之一，所以本领域技术人员应该知晓：可以将本发明提供的任一技术手段进行替换或将本发明提供的任意两个或更多个技术手段或技术特征互相进行组合而得到新的技术方案。本实施例内的任何技术特征以及任何技术方案均不限制本发明的保护范围，本发明的保护范围应该包括本领域技术人员不付出创造性劳动所能想到的任何替代技术方案以及本领域技术人员将本发明提供的任意两个或更多个技术手段或技术特征互相进行组合而得到的新的技术方案。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有说明，″多个″的含义是两个或两个以上；术语″上″、″下″、″左″、″右″、″内″、″外″、″前端″、″后端″、″头部″、″尾部″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发明和简化描述，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发明的限制。此外，术语″第一″、″第二″、″第三″等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语″安装″、″相连″、″连接″应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可视具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

本发明提供了一种提高测试结果准确性的飞机主起落架模拟测试装置、测试负载车及控制方法。

下面结合图1～图4对本发明提供的技术方案进行更为详细的阐述。

本发明提供了一种飞机主起落架模拟测试装置，包括主起落架主体、左轮总成和右轮总成，其中：

所述左轮总成与所述主起落架主体之间、所述右轮总成与所述主起落架主5体之间均设置有轮架上关节、轮架下关节以及液压驱动机构，所述轮架上关节转动连接在所述主起落架主体的两端，所述轮架下关节的一端与所述轮架上关节转动连接，所述轮架下关节的另一端与所述左轮总成或所述右轮总成连接，所述液压驱动机构连接在所述轮架上关节与所述轮架下关节之间。

本发明提供的飞机主起落架模拟测试装置，通过设置轮架上关节、轮架下0关节以及液压驱动机构，左轮总成和右轮总成分别与主起落架主体的两端转动连接，实现左轮总成和右轮总成的转动，液压驱动机构连接在轮架上关节、轮架下关节之间，能够驱动主起落架主体两端的升降，从而调节主起落架主体两端的高度。因飞机前起落架与主起落架载荷分布一般为固定比例，所以可通过

飞机主起落架模拟装置所承受的部分整车重量推算出整车重量，即所模拟飞机5的总重，相应的飞机主起落架模拟装置会根据真实飞机主起落架的数据将飞机主起落架模拟装置升降高度调节至相应的高度，保证测试负载车整体姿态与真实飞机相同，从而实现了跟随测试负载车的重量变化，对应升降使其更加准确的模拟真实飞机，以提高测试结果的准确性。

作为本发明的进一步改进，所述液压驱动机构为液压缸，在所述液压缸内0设有压力传感器。压力传感器检测液压缸内部压力，通过计算即可获得飞机主起落架模拟装置所承受的整车重量。

作为本发明的进一步改进，在所述主起落架主体的两端均设置有位移传感器。位移传感器能够实时检测及调节主起落架主体左右高度一致，从而保证测试负载车左右平衡，不会因左右倾斜而导致实验数据不准。

5作为本发明的进一步改进，所述主起落架主体包括左轮架、右轮架及设置在所述左轮架与所述右轮架之间的车架，所述车架呈梯形结构，所述左轮总成与所述右轮总成分别连接在所述左轮架与所述右轮架上。

作为本发明的进一步改进，在所述左轮架与所述右轮架之间设置有加强梁，所述加强梁与所述车架组成封闭的梯形筐体。

在上述进一步改进中，加强梁与主起落架本体的车架组成梯形筐体，结构强度高，可通过更改尺寸实现模拟多种机型。

作为本发明的进一步改进，所述左轮总成和所述右轮总成均设置有液压制动机构。液压制动机构具有强大的制动能力，抱轮式飞机牵引车可使用测试负载车测试整车最大牵引力。

一种测试负载车，包含如上所述的飞机主起落架模拟测试装置。

作为本发明的进一步改进，所述飞机主起落架模拟测试装置设置有两组或多组。

本发明提供的测试负载车，同一个测试负载车能够根据测试需求，选择对应的飞机主起落架模拟测试装置以完成指定机型的测试，利用液压驱动机构驱动，使对应飞机主起落架模拟装置升起，即可完成测试，非常方便，大大降低测试成本。

一种控制方法，包括以下步骤：

A、获取液压缸内的油压数值P；

B、通过公式F＝P*A计算出主起落架主体所受压力F，A为液压缸无杆腔受力面积；

C、通过公式m＝F/g计算出主起落架主体所承受的测试负载车质量m；

D、根据m值大小判断出主起落架主体高度h值，通过液压缸进行升降，调节主起落架主体的高度。

作为本发明的进一步改进，主起落架主体高度值h与质量值m的对应关系为通过真实飞机实验测试获得。

作为本发明的进一步改进，将质量值m从最小值m

经步骤C获得质量值m后，先判断m值属于哪一段区间内，然后通过公式h＝f*m计算出主起落架高度值h。

本发明提供的控制方法，能够根据液压缸的油压数值，计算出主起落架主体所受压力，进而获得飞机整体重量，根据飞机整体重量值获取主起落架主体高度值，以确保测试负载车在不同工况下的姿态与真实飞机相同，从而确保测试时的试验数据更加准确。

实施例1:

本实用新型提供的飞机主起落架模拟测试装置，包括主起落架主体1、左轮总成2和右轮总成3，其中：

所述主起落架主体1包括左轮架11、右轮架12及设置在所述左轮架11与所述右轮架12之间的车架13，所述车架13呈梯形结构，在所述左轮架11与所述右轮架12之间还设置有加强梁14，加强梁14与车架13形成封闭的梯形结构，所述左轮总成2与所述右轮总成3分别连接在所述左轮架11与所述右轮架12上。

需要强调的是，飞机主起落架模拟测试装置依据真实飞机参数，采用相同的轮胎型号，安装尺寸同样与真实飞机相同。

所述左轮总成2与所述左轮架11之间、所述右轮总成3与所述右轮架12之间均设置有轮架上关节41、轮架下关节42以及液压驱动机构43，所述轮架上关节41转动连接在左轮架11或右轮架12上，所述轮架下关节42的一端与所述轮架上关节41转动连接，所述轮架下关节42的另一端与所述左轮总成2或所述右轮总成3连接，所述液压驱动机构43连接在所述轮架上关节41与所述轮架下关节42之间。

通过设置轮架上关节41、轮架下关节42以及液压驱动机构43，左轮总成2和右轮总成3分别与左轮架11和右轮架12转动连接，实现左轮总成2和右轮总成3的转动，液压驱动机构43连接在轮架上关节41、轮架下关节42之间，能够驱动左轮架11和右轮架12的升降，从而调节左轮架11和右轮架12的高度。

进一步地，液压驱动机构43为液压缸，在所述液压缸内设有压力传感器。压力传感器检测液压缸内部压力，通过计算即可获得飞机主起落架模拟装置所承受的整车重量，因飞机前起落架与主起落架载荷分布一般为固定比例，所以可通过飞机主起落架模拟装置所承受的部分整车重量推算出整车重量，即所模拟飞机的总重，相应的飞机主起落架模拟装置会根据真实飞机主起落架的数据将飞机主起落架模拟装置升降高度调节至相应的高度，保证测试负载车整体姿态与真实飞机相同。

在所述主起落架主体1的两端均设置有位移传感器15。位移传感器15能够实时检测及调节主起落架主体1左右高度一致，从而保证测试负载车左右平衡，不会因左右倾斜而导致实验数据不准。

更进一步地，所述左轮总成2和所述右轮总成3均设置有液压制动机构。液压制动机构采用制动弹簧液压缸21驱动，液压制动机构具有强大的制动能力，抱轮式飞机牵引车可使用测试负载车测试整车最大牵引力。

实施例2：

本实用新型提供的测试负载车，包括负载车本体及设置在负载车本体底部的飞机主起落架模拟测试装置，所述飞机主起落架模拟测试装置设置有两组，两组所述飞机主起落架模拟测试装置按照两种不同机型的真实数据设置在负载车本体底部。

具体地，结合波音B737-800和空客A320-200两种机型的真实数据来说明具体模拟过程。

B737-800主起落架数据:左右主起落架安装距离5710mm,轮胎型号为H44.5x16.5-21,单个主起落架安装有两个轮胎，两轮胎安装距离为860mm。

A320-200主起落架数据：左右主起落架安装距离7590mm,轮胎型号为1270x455R22，单个主起落架安装有两个轮胎，两轮胎安装距离为927mm。

按照上述两种机型的真实数据，将两组飞机主起落架模拟测试装置设置在负载车本体底部，以使飞机主起落架模拟测试装置所承受的整体重量与真实飞机相同，能够最大程度的模拟真实飞机，获得更加准确的测试数据。

实施例3：

一种控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

A、获取液压缸内的油压数值P；

B、通过公式F＝P*A计算出主起落架所受压力F，A为液压缸无杆腔受力面积；

C、通过公式m＝F/g计算出主起落架主体所承受的测试负载车质量m；

D、根据m值大小判断出主起落架主体高度h值，通过液压缸进行升降，调节主起落架主体的高度。

主起落架主体高度值h与质量值m的对应关系为通过真实飞机实验测试获得。

将质量值m从最小值m

经步骤C获得质量值m后，先判断m值属于哪一段区间内，然后通过公式h＝f*m计算出主起落架高度值h。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。