专利名称：飞机起落架落震仿升力装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种飞机模拟装置，尤其涉及一种飞机起落架落震试验仿升力。
背景技术：
为了保证飞机着陆安全，飞机通常以某下沉速度Vy进行漂浮着陆，此时机翼升力 一般等于飞机着陆重量。为模拟飞机着陆时机翼升力对飞机着陆载荷的影响，国际上通行 的起落架落震试验方法有两种美国军标规定的基于能量等效的无仿升减轻质量法自由落 震试验，以及俄罗斯规范执行的带机械式仿升的落震试验。而机械式仿升又有橡皮绳仿升 和空气作动筒仿升两种方式。橡皮绳仿升是利用橡皮绳的拉伸变形屈服段实现升力模拟， 虽然设备简单、投资小，但由于其升力大小调整繁杂，升力精度难于控制，其仿升效果不能 令人满意。空气作动筒仿升利用大容量稳压贮气罐和空气作动筒实现升力模拟，其升力调 整简便、精度易于控制，对于非轻型飞机是比较有效的一种升力模拟方法，但也存在起落架 着陆瞬间，由于仿升筒活塞杆撞击惯性载荷引起的升力过大和升力振荡问题。
发明内容
发明目的设计能准确模拟飞机着陆升力的仿升力系统，能满足起落架冲击试验 中不同飞机着陆仿升力的真实模拟，及解决仿升筒活塞杆惯性载荷引起的升力过大和升力 振荡问题。本发明采用如下技术方案飞机起落架落震仿升力装置，包括作动筒底座，磁流变体套筒，减震器上盖，减震 套筒，减震活塞，作动筒，仿生作动筒活塞杆，作动筒上盖，压缩空气腔；进气口，储能器，单 向阀，空气压缩泵；所述的作动筒底座上布置作动筒，作动筒上端布置作动筒上盖，作动筒 内布置减震套筒，减震套筒内布置磁流变体套筒且减震套筒与磁流变体套筒安装在作动筒 底座上，减震套筒上布置减震器上盖，减震活塞的截面呈“工”字形，减震活塞的上板布置在 减震套筒上，下板穿过减震器上盖延伸至磁流变体套筒内，减震活塞的上方布置仿生作动 筒活塞杆，仿生作动筒活塞杆延伸出作动筒上盖，作动筒内作动筒上盖与减震活塞之间形 成压缩空气腔，作动筒的侧壁上布置进气口，进气口通过管道与储能器出气口连接，储能器 的进气口通过管道与单向阀，单向阀与空气压缩泵连接，储能器上布置放气孔。本发明所述的飞机起落架落震仿升力装置，所述的减震活塞的下板上布置若干个 通孑L。本发明所述的飞机起落架落震仿升力装置，还包括橡皮层，所述的橡皮层布置在 仿生作动筒活塞杆的上端。本发明所述的飞机起落架落震仿升力装置，还包括补偿器，磁流变流体，阻尼管， 单级线圈，弹簧线圈所述的补偿器布置磁流变体套筒的下方、且筒内填充磁流变流体，磁流 变体套筒的外壁布置阻尼管，阻尼管上连接单级线圈，单级线圈连接弹簧线圈。本发明所述的飞机起落架落震仿升力装置，还包括复位弹簧；所述的复位弹簧布置在减震器上盖与减震活塞之间。有益效果本发明提供的仿升力作动筒活塞杆采用铝合金材料，结构紧凑，质量轻，强度高。 仿升力系统在运行过程中结构可靠，有效地模拟了仿升力。结构简单可靠，易于加工，易于 满足强度和疲劳要求，经济成本低。
图1是本发明的结构示意图；图中1是作动筒底座，2是补偿器，3是磁流变流体，4是磁流变体套筒，5是减振活 塞杆下板，6是减震器上盖，7是减振套筒，8是减振活塞，9是作动筒套筒，10是作动筒上盖 螺栓，11是橡皮层，12是仿生作动筒活塞杆，13是作动筒上盖，14是密封圈，15是压缩空气 腔，16是复位弹簧，17是进气口，18是阻尼管，19是控制单级线圈，20是弹簧线圈，21是密 封圈，22是底座螺栓，23是储能器，24是压力表，25是单向阀，26是空气压缩泵，27是放气 孔。
具体实施例方式下面结合附图对本发明进一步详细说明如图1所示飞机起落架落震仿升力装置，图中1是作动筒底座，2是补偿器，3是 磁流变流体，4是磁流变体套筒，5是减振活塞杆下板，6是减震器上盖，7是减振套筒，8是 减振活塞，9是作动筒套筒，10是作动筒上盖螺栓，11是橡皮层，12是仿生作动筒活塞杆，13 是作动筒上盖，14是密封圈，15是压缩空气腔，16是复位弹簧，17是进气口，18是阻尼管，19 是控制单级线圈，20是弹簧线圈，21是密封圈，22是底座螺栓，23是储能器，24是压力表，25 是单向阀，26是空气压缩泵，27是放气孔。所述的作动筒底座1上布置作动筒9，作动筒9上端布置作动筒上盖13，作动筒9 内布置减震套筒7，减震套筒7内布置磁流变体套筒4且减震套筒7与磁流变体套筒4安装 在作动筒底座1上，减震套筒7上布置减震器上盖6，减震活塞8的截面呈“工”字形，减震 活塞8的上板布置在减震套筒7上，下板穿过减震器上盖6延伸至磁流变体套筒4内，减震 活塞8的上方布置仿生作动筒活塞杆12，仿生作动筒活塞杆12延伸出作动筒上盖13，作动 筒9内作动筒上盖13与减震活塞8之间形成压缩空气腔15，作动筒9的侧壁上布置进气 口 17，进气口 17通过管道与储能器23出气口连接，储能器23的进气口通过管道与单向阀 25，单向阀25与空气压缩泵26连接，储能器23上布置放气孔27。减震活塞8的下板上布置若干个通孔。橡皮层11布置在仿生作动筒活塞杆12的上端。补偿器2布置磁流变体套筒4的下方、且筒内填充磁流变流体3，磁流变体套筒4 的外壁布置阻尼管18，阻尼管18上连接单级线圈19，单级线圈19连接弹簧线圈20。复位弹簧16布置在减震器上盖6与减震活塞8之间 气压泵26通过单向阀25连接到储能器23，储能器上连接压力表24可以读出压力 读数。储能器与空气作动筒进气口 17相连，能在试验前为空气作动筒中冲压。空气作动筒 有外筒9和上下筒盖，通过密封圈14及螺栓10、22连接，保证其气密性。空气作动筒中活塞杆通过密封圈14与上筒盖13接触，可以在作动筒中上下伸缩且防止漏气。活塞杆12上 活塞帽上装有一层橡皮层11，与活塞帽接触。在空气作动筒底部装有智能材料减振装置，筒 中空气下方活塞杆通过密封圈与减振活塞8接触。活塞杆下活塞帽均勻分布直径相同的阻 尼管18，有单级线圈绕在活塞帽上。减振装置中装有智能材料磁流变流体以及下方膜片和 补偿2。通过作动筒下盖和垫圈将空气作动筒密封住。 用空气压缩气压泵向储能器及四个空气作动筒充气，当压力表示数达到所需要的 压力后停止充气，根据需要模拟的升力大小选取仿升力筒的工作压力及内径(活塞面积)， 仿升力筒的工作压力参照常规气缸。根据起落架着陆时的缓冲器行程、轮胎压缩量等参数 设计仿升筒活塞的行程S。在仿升筒活塞面积D确定的情况下，要使获得的Fy为常力，需要 保证压缩过程中仿升筒和气罐中的压力P不变。把活塞杆调节到机轮能刚刚接触平台的位 置，减振装置接入控制电流。落体系统提升到预定的投放高度后，机轮由带转机构驱动，当 轮缘切线速度达到预定航向速度时，位于吊篮上部的钩锁脱开，落体系统自由下落，同时撞 击空气作动筒活塞帽和测力平台。撞击时，空气作动筒压缩空气便给落体系统一个阻力来 进行模拟升力。气罐体积和作动筒体积相比足够大时即可保证气罐内压力不变，从而使仿 升力为常力，且该阻力大小通过改变气罐内气压来控制。当加速度传感器达到最大时，仿升 作动筒活塞杆撞击惯性载荷引起升力振荡，通过瞬间控制电流将传递过来的振荡消除。
权利要求
1.飞机起落架落震仿升力装置，其特征在于包括作动筒底座(1)，磁流变体套筒 (4)，减震器上盖(6)，减震套筒(7)，减震活塞(8)，作动筒(9)，仿生作动筒活塞杆(12)， 作动筒上盖(13)，压缩空气腔(15)，进气口(17)，储能器(23)，单向阀(25)，空气压缩泵 (26)，放气孔(27);所述的作动筒底座(1)上布置作动筒(9)，作动筒(9)上端布置作动筒上 盖(13)，作动筒(9)内布置减震套筒(7)，减震套筒(7)内布置磁流变体套筒(4)且减震套筒 (7 )与磁流变体套筒(4 )安装在作动筒底座(1)上，减震套筒(7 )上布置减震器上盖(6 )，减 震活塞(8)的截面呈“工”字形，减震活塞(8)的上板布置在减震套筒(7)上，下板穿过减震 器上盖(6)延伸至磁流变体套筒(4)内，减震活塞(8)的上方布置仿生作动筒活塞杆(12)， 仿生作动筒活塞杆(12)延伸出作动筒上盖(13)，作动筒(9)内作动筒上盖(13)与减震活 塞(8)之间形成压缩空气腔(15)，作动筒(9)的侧壁上布置进气口(17)，进气口(17)通过 管道与储能器(23)出气口连接，储能器(23)的进气口通过管道与单向阀(25)，单向阀(25) 与空气压缩泵(26)连接，储能器(23)上布置放气孔(27)。
2.据权利要求1所述的飞机起落架落震仿升力装置，其特征在于所述的减震活塞(8) 的下板上布置若干个通孔。
3.据权利要求1所述的飞机起落架落震仿升力装置，其特征在于还包括橡皮层(11)， 所述的橡皮层(11)布置在仿生作动筒活塞杆(12)的上端。
4.根据权利要求1所述的飞机起落架落震仿升力装置，其特征在于还包括补偿器 (2)，磁流变流体(3)，阻尼管(18)，单级线圈(19)，弹簧线圈(20)所述的补偿器(2)布置磁 流变体套筒(4)的下方、且筒内填充磁流变流体(3)，磁流变体套筒(4)的外壁布置阻尼管 (18)，阻尼管(18)上连接单级线圈(19)，单级线圈(19)连接弹簧线圈(20)。
5.根据权利要求1所述的飞机起落架落震仿升力装置，其特征在于还包括复位弹簧 (16)；所述的复位弹簧(16)布置在减震器上盖(6)与减震活塞(8)之间。
全文摘要
本发明涉及一种飞机模拟装置，尤其涉及一种飞机起落架落震试验仿升力。减震活塞安装在减震套筒内，减震套筒安装在作动筒内，作动筒外连接储能器，储能通过空气泵充气，储能器向作动筒内提供上升动力，模拟升力。本发明提供的仿升力作动筒活塞杆采用铝合金材料，结构紧凑，质量轻，强度高。仿升力系统在运行过程中结构可靠，有效地模拟了仿升力。结构简单可靠，易于加工，易于满足强度和疲劳要求，经济成本低。
文档编号G01M7/08GK102126563SQ201110023549
公开日2011年7月20日 申请日期2011年1月21日 优先权日2011年1月21日
发明者孙滨, 戚文刚, 聂宏, 蒋文涛, 薛彩军, 谭伟 申请人:南京航空航天大学