專利名稱：飛機起落架落震仿升力裝置的制作方法
技術領域：
本發明涉及一種飛機模擬裝置，尤其涉及一種飛機起落架落震試驗仿升力。
背景技術：
為了保證飛機著陸安全，飛機通常以某下沉速度Vy進行漂浮著陸，此時機翼升力 一般等于飛機著陸重量。為模擬飛機著陸時機翼升力對飛機著陸載荷的影響，國際上通行 的起落架落震試驗方法有兩種美國軍標規定的基于能量等效的無仿升減輕質量法自由落 震試驗，以及俄羅斯規范執行的帶機械式仿升的落震試驗。而機械式仿升又有橡皮繩仿升 和空氣作動筒仿升兩種方式。橡皮繩仿升是利用橡皮繩的拉伸變形屈服段實現升力模擬， 雖然設備簡單、投資小，但由于其升力大小調整繁雜，升力精度難于控制，其仿升效果不能 令人滿意。空氣作動筒仿升利用大容量穩壓貯氣罐和空氣作動筒實現升力模擬，其升力調 整簡便、精度易于控制，對于非輕型飛機是比較有效的一種升力模擬方法，但也存在起落架 著陸瞬間，由于仿升筒活塞桿撞擊慣性載荷引起的升力過大和升力振蕩問題。
發明內容
發明目的設計能準確模擬飛機著陸升力的仿升力系統，能滿足起落架沖擊試驗 中不同飛機著陸仿升力的真實模擬，及解決仿升筒活塞桿慣性載荷引起的升力過大和升力 振蕩問題。本發明采用如下技術方案飛機起落架落震仿升力裝置，包括作動筒底座，磁流變體套筒，減震器上蓋，減震 套筒，減震活塞，作動筒，仿生作動筒活塞桿，作動筒上蓋，壓縮空氣腔；進氣口，儲能器，單 向閥，空氣壓縮泵；所述的作動筒底座上布置作動筒，作動筒上端布置作動筒上蓋，作動筒 內布置減震套筒，減震套筒內布置磁流變體套筒且減震套筒與磁流變體套筒安裝在作動筒 底座上，減震套筒上布置減震器上蓋，減震活塞的截面呈“工”字形，減震活塞的上板布置在 減震套筒上，下板穿過減震器上蓋延伸至磁流變體套筒內，減震活塞的上方布置仿生作動 筒活塞桿，仿生作動筒活塞桿延伸出作動筒上蓋，作動筒內作動筒上蓋與減震活塞之間形 成壓縮空氣腔，作動筒的側壁上布置進氣口，進氣口通過管道與儲能器出氣口連接，儲能器 的進氣口通過管道與單向閥，單向閥與空氣壓縮泵連接，儲能器上布置放氣孔。本發明所述的飛機起落架落震仿升力裝置，所述的減震活塞的下板上布置若干個 通孑L。本發明所述的飛機起落架落震仿升力裝置，還包括橡皮層，所述的橡皮層布置在 仿生作動筒活塞桿的上端。本發明所述的飛機起落架落震仿升力裝置，還包括補償器，磁流變流體，阻尼管， 單級線圈，彈簧線圈所述的補償器布置磁流變體套筒的下方、且筒內填充磁流變流體，磁流 變體套筒的外壁布置阻尼管，阻尼管上連接單級線圈，單級線圈連接彈簧線圈。本發明所述的飛機起落架落震仿升力裝置，還包括復位彈簧；所述的復位彈簧布置在減震器上蓋與減震活塞之間。有益效果本發明提供的仿升力作動筒活塞桿采用鋁合金材料，結構緊湊，質量輕，強度高。 仿升力系統在運行過程中結構可靠，有效地模擬了仿升力。結構簡單可靠，易于加工，易于 滿足強度和疲勞要求，經濟成本低。
圖1是本發明的結構示意圖；圖中1是作動筒底座，2是補償器，3是磁流變流體，4是磁流變體套筒，5是減振活 塞桿下板，6是減震器上蓋，7是減振套筒，8是減振活塞，9是作動筒套筒，10是作動筒上蓋 螺栓，11是橡皮層，12是仿生作動筒活塞桿，13是作動筒上蓋，14是密封圈，15是壓縮空氣 腔，16是復位彈簧，17是進氣口，18是阻尼管，19是控制單級線圈，20是彈簧線圈，21是密 封圈，22是底座螺栓，23是儲能器，24是壓力表，25是單向閥，26是空氣壓縮泵，27是放氣 孔。
具體實施例方式下面結合附圖對本發明進一步詳細說明如圖1所示飛機起落架落震仿升力裝置，圖中1是作動筒底座，2是補償器，3是 磁流變流體，4是磁流變體套筒，5是減振活塞桿下板，6是減震器上蓋，7是減振套筒，8是 減振活塞，9是作動筒套筒，10是作動筒上蓋螺栓，11是橡皮層，12是仿生作動筒活塞桿，13 是作動筒上蓋，14是密封圈，15是壓縮空氣腔，16是復位彈簧，17是進氣口，18是阻尼管，19 是控制單級線圈，20是彈簧線圈，21是密封圈，22是底座螺栓，23是儲能器，24是壓力表，25 是單向閥，26是空氣壓縮泵，27是放氣孔。所述的作動筒底座1上布置作動筒9，作動筒9上端布置作動筒上蓋13，作動筒9 內布置減震套筒7，減震套筒7內布置磁流變體套筒4且減震套筒7與磁流變體套筒4安裝 在作動筒底座1上，減震套筒7上布置減震器上蓋6，減震活塞8的截面呈“工”字形，減震 活塞8的上板布置在減震套筒7上，下板穿過減震器上蓋6延伸至磁流變體套筒4內，減震 活塞8的上方布置仿生作動筒活塞桿12，仿生作動筒活塞桿12延伸出作動筒上蓋13，作動 筒9內作動筒上蓋13與減震活塞8之間形成壓縮空氣腔15，作動筒9的側壁上布置進氣 口 17，進氣口 17通過管道與儲能器23出氣口連接，儲能器23的進氣口通過管道與單向閥 25，單向閥25與空氣壓縮泵26連接，儲能器23上布置放氣孔27。減震活塞8的下板上布置若干個通孔。橡皮層11布置在仿生作動筒活塞桿12的上端。補償器2布置磁流變體套筒4的下方、且筒內填充磁流變流體3，磁流變體套筒4 的外壁布置阻尼管18，阻尼管18上連接單級線圈19，單級線圈19連接彈簧線圈20。復位彈簧16布置在減震器上蓋6與減震活塞8之間 氣壓泵26通過單向閥25連接到儲能器23，儲能器上連接壓力表24可以讀出壓力 讀數。儲能器與空氣作動筒進氣口 17相連，能在試驗前為空氣作動筒中沖壓。空氣作動筒 有外筒9和上下筒蓋，通過密封圈14及螺栓10、22連接，保證其氣密性。空氣作動筒中活塞桿通過密封圈14與上筒蓋13接觸，可以在作動筒中上下伸縮且防止漏氣。活塞桿12上 活塞帽上裝有一層橡皮層11，與活塞帽接觸。在空氣作動筒底部裝有智能材料減振裝置，筒 中空氣下方活塞桿通過密封圈與減振活塞8接觸。活塞桿下活塞帽均勻分布直徑相同的阻 尼管18，有單級線圈繞在活塞帽上。減振裝置中裝有智能材料磁流變流體以及下方膜片和 補償2。通過作動筒下蓋和墊圈將空氣作動筒密封住。 用空氣壓縮氣壓泵向儲能器及四個空氣作動筒充氣，當壓力表示數達到所需要的 壓力后停止充氣，根據需要模擬的升力大小選取仿升力筒的工作壓力及內徑(活塞面積)， 仿升力筒的工作壓力參照常規氣缸。根據起落架著陸時的緩沖器行程、輪胎壓縮量等參數 設計仿升筒活塞的行程S。在仿升筒活塞面積D確定的情況下，要使獲得的Fy為常力，需要 保證壓縮過程中仿升筒和氣罐中的壓力P不變。把活塞桿調節到機輪能剛剛接觸平臺的位 置，減振裝置接入控制電流。落體系統提升到預定的投放高度后，機輪由帶轉機構驅動，當 輪緣切線速度達到預定航向速度時，位于吊籃上部的鉤鎖脫開，落體系統自由下落，同時撞 擊空氣作動筒活塞帽和測力平臺。撞擊時，空氣作動筒壓縮空氣便給落體系統一個阻力來 進行模擬升力。氣罐體積和作動筒體積相比足夠大時即可保證氣罐內壓力不變，從而使仿 升力為常力，且該阻力大小通過改變氣罐內氣壓來控制。當加速度傳感器達到最大時，仿升 作動筒活塞桿撞擊慣性載荷引起升力振蕩，通過瞬間控制電流將傳遞過來的振蕩消除。
權利要求
1.飛機起落架落震仿升力裝置，其特征在于包括作動筒底座(1)，磁流變體套筒 (4)，減震器上蓋(6)，減震套筒(7)，減震活塞(8)，作動筒(9)，仿生作動筒活塞桿(12)， 作動筒上蓋(13)，壓縮空氣腔(15)，進氣口(17)，儲能器(23)，單向閥(25)，空氣壓縮泵 (26)，放氣孔(27);所述的作動筒底座(1)上布置作動筒(9)，作動筒(9)上端布置作動筒上 蓋(13)，作動筒(9)內布置減震套筒(7)，減震套筒(7)內布置磁流變體套筒(4)且減震套筒 (7 )與磁流變體套筒(4 )安裝在作動筒底座(1)上，減震套筒(7 )上布置減震器上蓋(6 )，減 震活塞(8)的截面呈“工”字形，減震活塞(8)的上板布置在減震套筒(7)上，下板穿過減震 器上蓋(6)延伸至磁流變體套筒(4)內，減震活塞(8)的上方布置仿生作動筒活塞桿(12)， 仿生作動筒活塞桿(12)延伸出作動筒上蓋(13)，作動筒(9)內作動筒上蓋(13)與減震活 塞(8)之間形成壓縮空氣腔(15)，作動筒(9)的側壁上布置進氣口(17)，進氣口(17)通過 管道與儲能器(23)出氣口連接，儲能器(23)的進氣口通過管道與單向閥(25)，單向閥(25) 與空氣壓縮泵(26)連接，儲能器(23)上布置放氣孔(27)。
2.據權利要求1所述的飛機起落架落震仿升力裝置，其特征在于所述的減震活塞(8) 的下板上布置若干個通孔。
3.據權利要求1所述的飛機起落架落震仿升力裝置，其特征在于還包括橡皮層(11)， 所述的橡皮層(11)布置在仿生作動筒活塞桿(12)的上端。
4.根據權利要求1所述的飛機起落架落震仿升力裝置，其特征在于還包括補償器 (2)，磁流變流體(3)，阻尼管(18)，單級線圈(19)，彈簧線圈(20)所述的補償器(2)布置磁 流變體套筒(4)的下方、且筒內填充磁流變流體(3)，磁流變體套筒(4)的外壁布置阻尼管 (18)，阻尼管(18)上連接單級線圈(19)，單級線圈(19)連接彈簧線圈(20)。
5.根據權利要求1所述的飛機起落架落震仿升力裝置，其特征在于還包括復位彈簧 (16)；所述的復位彈簧(16)布置在減震器上蓋(6)與減震活塞(8)之間。
全文摘要
本發明涉及一種飛機模擬裝置，尤其涉及一種飛機起落架落震試驗仿升力。減震活塞安裝在減震套筒內，減震套筒安裝在作動筒內，作動筒外連接儲能器，儲能通過空氣泵充氣，儲能器向作動筒內提供上升動力，模擬升力。本發明提供的仿升力作動筒活塞桿采用鋁合金材料，結構緊湊，質量輕，強度高。仿升力系統在運行過程中結構可靠，有效地模擬了仿升力。結構簡單可靠，易于加工，易于滿足強度和疲勞要求，經濟成本低。
文檔編號G01M7/08GK102126563SQ201110023549
公開日2011年7月20日 申請日期2011年1月21日 優先權日2011年1月21日
發明者孫濱, 戚文剛, 聶宏, 蔣文濤, 薛彩軍, 譚偉 申請人:南京航空航天大學