调速异步电机，通过离合器、联轴器带动鼓轮旋转。通过数据采 集器采集热电偶的数据。通过载荷传感器监测所施加在试验轴承上的载荷。
[0043] 通过控制三相交流变频调速异步电机带动鼓轮0~6s内转速线性加速至 1468rpm，并保持。
[0044] 在鼓轮转速达到1468rpm平稳Is后，通过瞬间加大加载油缸进口处的油压，使油 缸输出的工作压力在0~0. 3s内增加至4. 47MPa，油缸的活塞杆通过载荷传感器带动加载 活动板进行冲击加载；因模拟飞机载荷的冲击载荷加载方向为垂直向下，而轴承的轴向与 加载面存在8°的夹角α，因此轴承受到的冲击载荷为径向冲击载荷和轴向冲击载荷。
[0045] 在进行侧偏负荷冲击加载的同时，零转速压轮压向高速旋转的鼓轮，形成巨大的 摩擦力带动压轮被动加速旋转，压轮将带动试验轴承被动旋转，在200ms内从零转速加速 至与鼓轮相等的线速度。
[0046] 在试验轴承载荷和转速平稳后保持2. 5s，进行快速卸载，载荷在0. 3s内卸载至 0ΚΝ。控制电机减速至停止转动。通过控制制动器夹紧制动盘，6s内使试验轴承停止转动。
[0047] 步骤6,检测试验轴承、数据进行分析：试验轴承卸载并止转后，向上移动加载头 使得压轮离开鼓轮。拆卸试验轴承并采用常规方法检测该轴承的有无裂纹、变形、点蚀，有 无疲劳剥落或剥落深度、面积大小，测量和记录实验后游隙。采用常规方法对数据采集器采 集到的热电偶的数据进行分析。至此完成对轴承的侧偏负荷冲击试验。
[0048] 本发明旨在实现飞机机轮在着陆瞬间机轮轴承转动与受力工况的模拟。
[0049] 本发明建立在一种对滚式飞机机轮轴承负荷冲击试验机的基础上，试验机主要由 拖动系统和加载系统组成，拖动系统提供动力，使试验轴承按规定的转速旋转；加载系统为 试验轴承提供试验载荷，保证试验轴承按规定的载荷试验。
[0050] 试验机工作原理如下：
[0051] 试验时，试验轴承为一组两套的机轮轴承，对称安装于压轮内。
[0052] 试验机在进行高转速重负荷冲击试验时，可实现对飞机着陆瞬间机轮轴承使用工 况的模拟。试验前，根据此型号机轮轴承所承受的额定载荷及额定转速，计算出鼓轮相应的 额定转速及液压缸加载时的额定试验压力。将装有试验轴承的压轮安装在加载系统的加载 头上，启动油栗，液压系统达到额定工作压力。控制液压缸推动移动加载部分向前移动，使 压轮与鼓轮之间的距离达到临界接触状态，启动电动机带动鼓轮旋转至额定转速。此时利 用加载液压缸对轴承实施冲击加载，瞬间提升液压缸输入压力，使压轮压向高速旋转的鼓 轮；侧偏冲击加载时，通过载荷传感器记录冲击时载荷上升状况，载荷值速将在〇. 2s内从 零值上升至额定载荷值。同时，压轮压在鼓轮上后，在摩擦力的作用下被动旋转，试验轴承 转速将在200ms以内达到额定转速。
[0053] 现有技术并无模拟飞机着陆时机轮轴承侧偏冲击工况的试验方法，只在试验机轮 轴承的动/静态试验时加以评估，而机轮轴承失效归咎其原因，大部分为轴承受到过载的 冲击载荷后产生的裂纹、剥落、塑性变形等引起故障，因此很大一部分故障激发不出来；本 发明能基本模拟飞机侧风着陆时机轮轴承瞬时冲击受力工况，能够有效、可靠的激发出故 障。
[0054] 本发明模拟飞机在起飞、高速滑行、着陆时冲击瞬间、侧偏着陆以及停止过程中机 轮轴承受力工况、试验条件使用工况状态，能够全面地反映机轮轴承的工况，以对其强度、 寿命进行准确的评估，为研究更高转速、更重负荷的航空机轮轴承提供可信的试验依据，有 效缩短了研制周期，填补了国内该技术领域的空白。
【附图说明】
[0055] 图1是本发明的试验机结构示意图。
[0056] 图2是试验轴承安装结构剖视图。
[0057]图3是侧偏负荷冲击载荷试验转速和载荷谱。
[0058] 图4是侧偏负荷冲击试验机轮轴承受力图。
[0059] 图5是本发明的流程图。图中：
[0060] 1.三相交流变频调速异步电机；2.离合器；3.轴承座；4.鼓轮；5.基板；6.压轮； 7.U形加载头；8.加载轴；9.制动器；10.活动板；11.载荷传感器；12.立柱；13.固定板； 14.液压缸；15.轮轴；16.联轴器；17.圆螺母；18.轴套；19.试验轴承；20.制动盘；21.冲 击载荷；22.鼓轮转速；23.试验轴承转速。
【具体实施方式】
[0061] 本实施例是某型飞机机轮轴承的侧偏负荷冲击试验，采用的试验机为飞机机轮轴 承负荷冲击试验机。所述侧偏负荷冲击试验的内容包括试验轴承在额定载荷冲击、侧偏角 度和额定速度下有无裂纹、变形、点蚀，有无疲劳剥落或剥落深度、面积，以及在载荷及转速 的作用下试验轴承内圈的温度变化曲线，试验前后游隙变化。
[0062] 所述的飞机机轮轴承负荷冲击试验机包括加载系统和驱动系统。
[0063] 所述加载系统为立式液压加载方式，被公开在2014102708950的发明创造中。该 加载系统包括基板5、压轮6、U型加载头7、加载轴8、制动器9、活动板10、载荷传感器11、 立柱12、固定板13、液压缸14、联轴器16、圆螺母17、轴套18、试验轴承19、制动盘20。其 中拖动系统位于基坑内，基板5位于基坑上表面，加载系统安装在所述基板5上表面。拖动 系统中的鼓轮安装在轮轴15上，并使该鼓轮的圆周表面穿过位于基板5上的鼓轮槽，与加 载系统中的压轮6配合。所述压轮套装在加载系统
[0064] 所述的压轮6包括钢圈和包胶。钢圈的一个端面上匀布四个螺纹孔，用于安装制 动盘20。钢圈的两个个端面的内径尺寸按试验轴承19的外径执行。包胶为硫化橡胶包胶 于钢圈的外圈上。
[0065] 立柱12共四个分布于基板5的四个角，并作为活动板10上下移动的导轨，承受加 载时的轴向和径向力。固定板13水平安装，固定于四个立柱12上方，其几何中心安装固定 加载油缸14,并承受垂直冲击加载载荷的反作用力。加载油缸14与活动板10之间安装拉 压式载荷传感器11，用于测量冲击加载载荷值。
[0066] 所述的活动板10包括凸台、基板和圆弧形凹槽导轨。基板为四方体钢板，其四个 角各有一个圆形通孔，通孔尺寸为立柱12的外径尺寸执行。凸台位于基板上端面的几何中 心处，用于安装载荷传感器11。圆弧形凹槽导轨纵向位于基板的下端面几何中心处，其两侧 的幅面上各匀布五个螺纹孔。活动板10水平安装，其基板的四个角的圆形通孔，分别套于 四个立柱12上，可利用立柱12为导轨上下移动。
[0067] 所述的U型加载头包括圆弧板和两个加载臂。圆弧板的上端面为凸形圆弧面。两 个加载臂对称地位于圆弧板的下端面。每个加载臂的下端有圆形通孔，其通孔尺寸按加载 轴8端面外径执行。
[0068] 驱动系统为对滚式被动驱动机轮轴承，该驱动系统的结构特征被公开在申请号为 201410293088.0的发明创造中，包括三相交流变频调速异步电机1、离合器2、轴承座3、轮 轴15和鼓轮4。该驱动系统中，三相交流变频调速异步电机1的转子与离合器2的一个端 面相连，离合器2的另一个端面通过联轴器16与轮轴15相连。轮轴15安装与两个轴承座 3上。鼓轮4安装于轮轴3上。三相交流变频调速异步电机1可通过离合器2、联轴器16、 轮轴15带动鼓轮4转动。
[0069] 实施中，试验轴承19 一组两套安装于压轮6内，试验轴承的外圈固定于钢圈内，内 圈安装于加载轴上，并通过圆螺母17紧固。加载轴8两端通过轴套18安装于U型加载头 7的加载臂上。U型加载头7的上端面的圆弧板安装于活动板10下端面的圆弧形凹槽导轨 内，并通过导轨两端面的螺栓压紧。
[0070] 所使用的加载装置为垂直加载装置，通过加载装置的垂直加载实现模拟飞机载荷 对机轮轴承的负荷加载。负荷冲击载荷试验时，额定载荷为275KN。
[0071] 本实施例中，压轮Φ= 248mm，鼓轮直径Φ= 1200mm。选用加载液压缸活塞直 径为280mm，活塞杆直径为160mm。
[0072] 本实施例的具体步骤包括：
[0073]步骤1 :确定U型加载头7的侧偏角度α。所述侧偏角度为飞机的侧偏角。所述 的侧偏角α为0~20°，本实施例中，选择侧偏角α为8°。将U型加载头7在活动板下 端导轨内调整偏移角度，使其与垂直方向的夹角从〇°调整至8°，并利用导轨两端面的螺 栓压紧。
[0074] 步骤2:测量并记录试验前轴承游隙，安装试验轴承。试验轴承19 一组两套对称 安装在压轮6内，试验轴承的外圈固定在钢圈内，内圈安装在加载轴8上，并通过圆螺母17 紧固。加载轴8两端通过轴套18安装于U型加载头7的加载臂上。在完成安装后的各轴 承内圈表面粘贴热电偶，并将该热电偶与数据采集器通过导线连接。
[0075] 步骤3 :载荷传感器调零。启动加载系统，控制加载油缸伸缩杆的伸出长度，提升 活动板的高度，使安装在该活动板下方的压轮处于悬空状态。因活动板及加载头的自重，垂 直加载时所述自重的重力将作为垂直载荷的一部分施加于试验轴承上，因此在压轮处于悬 空状态下，调整载荷传感器至零位。
[0076] 步骤4 :调整试验机至冲击加载的状