一种应用振动测量技术的飞机机轮刹车振动测试方法与流程

本发明涉及一种应用振动测量技术的飞机机轮刹车振动测试方法，属于飞机测试技术领域。

技术背景

航空机轮刹车装置的检测需要通过大量的试验验证来确保刹车效率和结构可靠性，同时也需要不断调整参数和不同的控制方法来完成。如果通过实际飞机的起降来完成的话会导致成本剧增，试验周期过长。并且惯性试验台可以模拟飞机在着陆、起飞、滑跑等过程中飞机实际刹车、着陆起飞载荷等飞行状况。因此，行业内一般都通过惯性试验台来完成航空机轮刹车装置的相关试验验证工作。以此来检测机轮和防滑系统的性能，为新产品研制，已有产品的改进提供依据。

对生产效率越来越高的要求以及设计时基于经济方面的考虑，要求机器以较高的速度运转和大量使用轻质的结构材料。这些趋势使得机器在运行过程中发生共振的可能性增大，同时降低了系统的可靠性。因此，为了保证足够的安全裕度，对机械结构的振动特性进行测试是十分必要的。任何观察到的固有频率或其他振动特性的变化，往往表明机器系统已经发生了故障或需要及时维修。

在许多应用中，都需要确定结构或机器能否承受特定的振动环境。如果一个结构或机器系统经过特定环境的振动测试后仍能完成预期的目标，就可以认为它能够承受这类特殊的振动环境而不发生破坏。

通过测量振动系统输入和输出的特性，有助于识别系统的质量、刚度和阻尼。然而，到目前为止，还未见关于测量飞机机轮刹车振动情况的相关报道。

技术实现要素：

本发明技术解决问题：首次提出了通过利用测量模拟飞机刹车机轮振动过程的系统，飞机在模拟超载着陆、中止起飞、正常着陆等工况下刹车的机轮振动情况，实现机轮组件的振动加速值测量。

本发明一种应用振动测量技术的飞机机轮刹车振动测试方法，所述方法基于测量模拟飞机刹车振动过程的系统而展开；

所述测量模拟飞机刹车振动过程的系统包括：

惯性试验台，由电机、鼓轮、支架、鼓轮主轴组成，支架用于放置机轮，鼓轮用来提供刹车能量；电机用于驱动鼓轮；

测量装置，包括加速度传感器、动态信号调理器、数据采集器，加速度传感器与机轮中的组件及动态信号调理器相互连接，动态信号调理器与数据采集器相连；

测试过成中，先通过驱动电机用于驱动鼓轮模拟飞机的着陆能量；然后利用机轮对鼓轮进行制动，利用测量装置获取刹车工况下的数字信息，分析数字信息，得到测试结果；所述数字信息包括刹车过程中各机轮组件(主要是缸座、压紧盘、缸座)的位移、加速度时域曲线；所述测试结果包括机轮各组件的振动位移值和加速值。通过对比机轮动力学模型仿真得到的机轮各部件的加速度曲线和位移曲线等与实验曲线的吻合度，验证了机轮动力学模型的准确性和适用性。

本发明一种应用振动测量技术的飞机机轮刹车振动测试方法；测量系统应用范围为飞机机轮刹车。

本发明一种应用振动测量技术的飞机机轮刹车振动测试方法；所述测量系统中测量结构为机轮的组件，所属机轮的组件选自轮毂、缸座、扭力筒、碳盘(包括压紧盘、动盘、静盘和承压盘)中的至少一种。

本发明一种应用振动测量技术的飞机机轮刹车振动测试方法；所述测量系统中，飞机刹车工况选自正常着陆、中止起飞、超载着陆中的至少一种。

本发明一种应用振动测量技术的飞机机轮刹车振动测试方法；所述测量系统中，加速器传感器的工作温度在-40℃-+120℃，量程在±200g，频率范围0.7-11000hz，重量小于20g。

本发明一种应用振动测量技术的飞机机轮刹车振动测试方法；所述测量系统中，使用的刹车装置为碳刹车盘。

本发明一种应用振动测量技术的飞机机轮刹车振动测试方法；所述测量系统中，轮毂材料为ld10，扭力筒材料为zg30cr18mn12si2n。

本发明以惯性试验台为基础平台；惯性台的支架用于支撑机轮，通过电机对鼓轮施加转速，模拟飞机的着陆能量，驱动电机使机轮与鼓轮相互接触，开始模型飞机刹车过程；在不同的工况实验过程中，测量人员远离实验设备确保安全性；测量设备中的加速度传感器通过磁铁吸附或胶粘方式直接与机轮组件相连，然后输入信号到动态信号调理器再到信号采集器，最后数据传输与电脑相连；动态信号调理器具有放大测量信号和过滤杂波的功能。

附图说明

图1为振动实验系统装置简图；

图2为振动实验系统实物图；

图3为实施例1中旅缸座轴向振动加速度曲线；

图4缸座轴向2～3秒时间段振动航空机轮的的动力学响应分析加速度曲线

图5缸座径向振动加速度曲线

图6缸座径向2～3秒时间段振动加速度曲线

图7扭力筒轴向振动加速度曲线

图8扭力筒轴向2～3秒时间段振动加速度曲线

图9压紧盘轴向振动加速度曲线

图10压紧盘轴向3～4秒时间段振动加速度曲线

图11扭力筒轴向仿真振动加速度曲线

图12扭力筒轴向2～3秒时间段仿真振动加速度曲线

图1中，1为驱动电机、2为支架、3为航空机轮、4为鼓轮、5为交流或直流电机、6为鼓轮主轴；

从图2中可以看出，本发明所设计的方案以及通过实际实验。

图3-6给出了缸座的轴向和径向振动加速度曲线，当刹车压力处于一个上升状态时，轴向振动加速度幅值就稳定在0.5g，径向振动加速度幅值则稳定在1.2g。

图7、8图给出的是机轮扭力筒的轴向振动加速度曲线，可以看出扭力筒的振动加速度幅值稳定在0.4g附近，相比于静盘、缸座的轴向振动都小。在刹车过程刚开始的瞬间，最大的加速度值也只有3.6g。对比刹车压力曲线可以看出，当刹车压力在8秒后趋于稳定时，扭力筒的振动幅值有了小幅度减小。

由图9、10可以看出在刹车力矩逐渐增大这一过程中，静盘的轴向振动加速度幅值处于稳定状态，并有小幅度的减小。

图11、12位仿真中扭力筒振动加速度曲线，对比实验曲线，在加速度振动最大幅值、力矩稳定区域幅值、曲线变化等情况，实验和仿真结果接近，误差基本不超过0.1g。表明系统动力学方程的仿真结果是准确可靠的，适用于该机轮振动特性分析的。

具体实施方式

实施例1

振动实验系统实物如附图2所示，将所需测量的航空机轮安装在惯性台支架上，然后通过交流或直流电机带动鼓轮转动，施加刹车能量，驱动电机则控制机轮与鼓轮相互接触完成飞机刹车模型过程；安装加速度传感器与机轮结构表面，刹车过程中，加速度传感器将测量的电信号传递到信号调理设备中，进行放大和滤波，然后再传递到信号采集设备，最后通过电脑端予以显示，完成结构的振动加速度测量过程。

(1)惯性轮转速：0～2500rpm

(2)输出能量：最小：2.0mj；最大：80mj；能量(示值)精度：±1.0％

(3)机轮重量：70kg

(4)缸座测试结果见图3、4、5、6

图3-6给出了缸座的轴向和径向振动加速度曲线，当刹车压力处于一个上升状态时，轴向振动加速度幅值就稳定在0.5g，径向振动加速度幅值则稳定在1.2g。

(5)扭力筒测试结果，见图7、8

图7、8图给出的是机轮扭力筒的轴向振动加速度曲线，可以看出扭力筒的振动加速度幅值稳定在0.4g附近，相比于静盘、缸座的轴向振动都小。在刹车过程刚开始的瞬间，最大的加速度值也只有3.6g。对比刹车压力曲线可以看出，当刹车压力在8秒后趋于稳定时，扭力筒的振动幅值有了小幅度减小。

(6)压紧盘测试结果，见图9、10

由图9、10可以看出在刹车力矩逐渐增大这一过程中，静盘的轴向振动加速度幅值处于稳定状态，并有小幅度的减小。

(7)仿真结果与实验结果对比，见图11、12；

图11、12位仿真中扭力筒振动加速度曲线，对比实验曲线，在加速度振动最大幅值、力矩稳定区域幅值、曲线变化等情况，实验和仿真结果接近，误差基本不超过0.1g。表明系统动力学方程的仿真结果是准确可靠的，适用于该机轮振动特性分析的。