一种飞机主起落架疲劳试验用机轮假件的制作方法-k8凯发

1.本实用新型涉及航空起落架设计领域，具体是一种飞机主起落架疲劳试验用机轮假件。


背景技术：

2.起落架是飞机上的关键液压部件，在飞机着陆和滑行中要承受很大的载荷。
飞机每次飞行都经历着从起飞到着陆的周期性交变载荷作用的过程，其性能的好坏直接影响到飞机强度以及飞行安全。
飞机起落架疲劳试验时模拟飞机着陆、地面滑行和起飞等状态下起落架的疲劳强度试验，是飞机起落装置的试验验证项目之一。
3.机轮所受的载荷可简化成空间x、y、z三个方向的力，即航向载荷、侧向载荷、垂直载荷、刹车载荷，如图1所示，且在刹车载荷工况下，刹车载荷位于x方向。
垂直载荷与航向载荷的作用点在轮毂中心，侧向载荷作用点在机轮接地点，刹车载荷伴随机轮刹车时产生。
三个方向的载荷加载下的机轮假件存在以下几个难点：
1.要求在起落架承载变形过程中，机轮假件能实现垂直载荷和航向载荷依然过轮轴中心；
2.机轮假件应具有足够的强度和刚度，不允许在疲劳试验过程中出现裂纹等失效现象；
3.三方向的载荷同时加载在一个机轮假件上，所以机轮假件必须满足多方向的加载变形要求；
4.模拟机轮的安装方式，机轮假件在轮轴上可以自由转动。
因此能验证主起落架的疲劳性能，将对飞机强度以及飞行安全产生重要影响。


技术实现要素：

4.针对新一代飞机着陆装置疲劳定寿命指标高，着陆使用要求高、载荷难于全面模拟等难题。
根据起落架结构和载荷特点可以设计飞机主起落架疲劳试验的机轮假件结构，如图2所示机轮假件结构示意图，其中起落架所受的载荷大小根据测试、标定等处理方法获得实际结果，通过试验验证可以确定起落架的疲劳危险区域，并为优化零件结构提供了依据。
5.技术方案如下：
6.一种飞机主起落架疲劳试验用机轮假件，所述机轮假件包括：假件主体、接口轴和连接片；
7.所述假件主体上半部分为柱体，柱体通过一个连接片安装槽分为左右两部分，左部分设有一个方形通孔，右部分设有一个圆形通孔；方形通孔与圆形通孔同轴；假件主体下半部分为横截面为井字形的主体，左右两侧分别设有一对航向通孔，前后两侧分别设有一对侧向通孔；
8.所述接口轴分为三段，依次为圆轴段、方轴段和限位段；
9.所述连接片为扇形，扇形的三个角分别设有一个加载孔，扇形中部设有安装孔；
10.所述接口轴的圆轴段和方轴段分别与假件主体的圆形通孔和方形通孔配合，所述连接片通过安装孔安装在接口轴上并可绕接口轴转动。
11.进一步，所述连接片其中两个加载孔的中心轴线与安装孔的中心轴线位于同一水平线上，另一加载孔的中心轴线与加载孔中心轴线的连线与所述水平线垂直。
12.进一步，所述圆形通孔直径与方形通孔边长相等。
13.进一步，所述方形通孔的四角为圆角过渡。
14.进一步，圆轴段与圆形通孔长度相等且间隙配合，方轴段与方形通孔长度相等且间隙配合。
15.进一步，连接片安装槽宽度与连接片厚度间隙配合，连接片安装槽整体平行于航向。
16.一种用于某飞机主起落架疲劳试验的机轮假件，主要由主体、连接片和接口轴组成，连接片可以绕轴转动。
其中主体、连接片和接口轴的示意图分别如
3、4、5所示。
假件结构上具有航向向前和向后、侧向向外和向内、垂向向上、刹车向后的加载点。
其中机轮假件与轮轴的安装接口尺寸、配合公差等要求与真件装机状态相同，与传统航空机轮的高强度铝合金不同，为最经济化模拟实际机轮效果，机轮假件的材料为
45号钢，能有效节省原材料的经济费用。
17.其次为了提高零件的疲劳寿命，从设计和工艺上采取一些措施，以改善零件的疲劳强度。
首先，在保证零件重量的前提下，在根部采用了更大的圆角半径尺寸来过渡，这对于缓解局部应力，提高零件寿命具有非常显著的效果。
其次，提高零件加工过程中的表面质量，避免结构内部出现缺陷，同时使用合理的表面处理工艺。
18.通过设计一套飞机起落架疲劳试验机轮假件，可通过某型飞机的起落架疲劳试验进行考核，用来确定起落架的疲劳危险区域，并为其结构及其疲劳寿命优化设计提供依据，为支柱式起落架的疲劳试验设计提供了可靠的技术参考和借鉴。
附图说明
19.为了更清晰地说明本实用新型具体实施方案，下面将对方案具体的附图加以说明。
20.图1是机轮假件加载点示意图；
21.图2是疲劳假件结构示意图；
22.图3是假件主体结构示意图；
23.图4是假件连接片结构示意图；
24.图5是假件接口轴结构示意图；
25.其中：
1-主体，
2-接口轴，
3-连接片。
具体实施方式
26.为了使本实用新型方案的技术方案及优势更加清楚明了，下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行详细、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是本实用新型一部分的实施例，而不是全部的实施例。
基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本实用新型保护的范围。
27.下面结合附图对本实用新型做进一步详细描述：
28.本实用新型装配在飞机的起落架轴上，主要由主体
1、接口轴2和连接片3组成。
在进行起落架疲劳试验时，在主体1上与方形孔和圆形孔处于同一平面内的2对通孔用来施加侧向载荷，在主体1上与方形孔和圆形孔处于垂直平面内的2对通孔用来施加刹车载荷，连接片3上的最顶部通孔用来施加垂直向上载荷，连接片3上的下放的两个通孔用来施加独立的航向载荷。
在机轮假件各部位施加载荷可用来评估起落架结构的疲劳危险区域。
29.如图3所示，主体1上半部分柱体分别由一个方形通孔和圆形通孔组成，下半部分为横截面为“井”字形的主体，前后左右的两侧分别设有一对通孔。
如图4所示，连接片3为扇形，扇形的三个角分别设有3个通孔，扇形中部设有安装孔，安装在接口轴2上并可绕接口轴转动。
如图5所示，接口轴2用来与起落架轴配合，接口轴2的正方体部位与主体1的方形孔相配合限位，圆柱体部位与主体1的圆形孔相配合。
30.在进行起落架疲劳试验时，在主体1上与方形孔和圆形孔处于同一平面内的2对通孔用来施加侧向载荷，在主体1上与方形孔和圆形孔处于垂直平面内的2对通孔用来施加刹车载荷，连接片3上的最顶部通孔用来施加垂直向上载荷，连接片3上的下放的两个通孔用来施加独立的航向载荷。
在机轮假件各部位施加载荷可用来评估起落架结构的疲劳危险区域。
31.此外，为了满足疲劳试验要求，分别评估计算了疲劳假件
2.5倍刹车载荷、最大垂直/航向载荷向后、最大垂直/航向载荷向前、侧向载荷向右、侧向载荷向左工况下的零部件的应力数值，其中各零件的许用应力为
600mpa，机轮疲劳假件各零部件的剩余强度系数(许用应力/最大应力)均大于1，能够满足疲劳试验使用要求。