一种使飞机机轮轴承外圈旋转内圈固定的驱动装置

摘要

一种使飞机机轮轴承外圈旋转内圈固定的驱动装置，包括电机、离合器、轴承座、鼓轮、轮轴和联轴器。轮轴安装在2个轴承座上，并使该轮轴的一端通过联轴器与离合器一端的法兰连接。鼓轮通过键安装在所述轮轴上并位于所述2个轴承座之间。鼓轮的外圆周表面与安装在加载装置上的橡胶轮的圆周表面摩擦配合。所述橡胶轮套装在试验轴承的外圈上。制动盘通过法兰固定在橡胶轮的一个端面上，并使该制动盘的制动碟片位于制动器的制动夹片中。所述制动器的上端固定在加载装置中的加载基板下表面。本发明能够实现模拟飞机在滑行状态时机轮轴承的工况状态，并承受载荷大，转速高，可作为众多轴承试验机的驱动装置。

说明书

技术领域

本发明涉及一种飞机机轮轴承外圈旋转内圈固定的驱动装置，具体是一种飞机机 轮轴承外圈旋转内圈固定的驱动装置。

背景技术

随着飞机的发展，飞机起飞与着陆时速度及重量逐渐增加，起飞与着陆过程中的 安全问题日益突出，对机轮轴承的性能与可靠性要求也越来越高，它关系到飞机的安 全返航、持续作战能力和适应机场的能力。

机轮轴承不仅用来支撑机轮，引导机轮的旋转方向，减小转动过程中的摩擦，并 承受对机轮和轮轴之间的各种载荷。而且，轴承对飞机的工作性能、寿命、各项经济 指标及可靠性都有很大影响，甚至在某些情况下也会造成飞行安全事故。

作为易损件的机轮轴承，因为机轮轴承未能正常工作的事故占一定的比例，因此 如何有效的提高飞机着陆时的安全性，提高飞机对各种载荷状况、跑道状况、气候条 件的适应能力，成为飞机机轮轴承的主要研究目标。

大部分轴承的运动方式是外圈固定、内圈旋转。飞机机轮轴承有它独特之处，区 别于其他轴承最大的特点是外圈旋转、内圈固定的运动方式，以及它在使用过程中的 工况。

随着目前世界各国对大型运输机的需求越来越大，研制更高转速更重负荷的机轮 轴承也越来越迫切，人们也越来越认识到机轮轴承试验的重要性。轴承试验是轴承设 计和制造过程中一个不可或缺的重要验证过程，在轴承试验机上按照轴承的实际安装 工况、实际运行状态，即轴承的转速、轴向载荷、径向载荷以及环境温度、润滑状态 等按照实际工况给定进行运转，达到预定寿命或到轴承失效。

目前国内外轴承试验机种类繁多，可均为铁路用轴承、风电轴承和机床轴承等轴 承试验机，典型的例子如中国专利CN201210103079，大部分在结构上大体为使用电主 轴带动安装在轴承座内的试验轴承的内圈旋转。以驱动试验轴承外圈旋转的轴承试验 机非常少。

中国专利CN201010254885中公开了一种外圈旋转内圈固定的滚动轴承模拟试验 方法。此类方法实施时，将电机转子通过联轴节与试验轴承的外圈连接，轴承内圈固 定于内圈轴，内圈轴固定于加载套上。试验时，电机通过联轴节直接带动试验轴承外 圈同步旋转，径向加载时，径向力通过内圈轴施加于试验轴承的内圈上。

这一利用驱动电机直接带动试验轴承外圈同步旋转的方法，缺陷很多。

一方面，在进行径向加载时，径向力从加载套通过内圈轴施加于试验轴承的内圈 上，但此径向的加载载荷，是为了消除滚动轴承的径向游隙，达到减小轴承旋转时的 振动的目的，因此此类轴承试验机所能承受的径向加载力很小。当径向载荷大于额定 的载荷值时必然导致旋转的不平衡，导致此类试验机只能适合于试验如航空发动机等 个别工况的轴承。

另一方面，如需进行轴向加载，轴向施加力通过试验轴承外圈直接作用在电机转 子，而电机转子不可能承受上百千牛的轴向推力，因此不能实现轴向加载，使得此类 方法不能模拟航空机轮的侧偏加载。

因此，上述方法只能简单地实现对滚动轴承外圈旋转的驱动，而不具备对轴承的 试验能力，尤其是对高转速高负荷工况的航空机轮轴承的试验更是望尘莫及。

飞机在着陆瞬间，飞机机轮触地到机轮旋转至与飞机速度同等的线速度，这一速 度上升沿历时小于200ms。如果轴承试验机需模拟飞机着陆瞬间机轮轴承的加速旋转 工况，这要求轴承试验机在200ms以内将机轮轴承速度驱动至飞机起飞时的额定转速， 同时载荷加载至额定载荷，并能模拟飞机着陆时对机轮轴承的冲击加速度。巨大载荷 的加载冲击，使得由机轮轴承的摩擦阻力带来的阻力矩非常大，如此苛刻的条件，利 用电机或电主轴直接将机轮轴承在200ms以内驱动至如此高的转速不能得以实现。

因此，需要寻求其他方法来实现对轴承外圈的驱动，以达到对航空机轮轴承进行 试验的目的。

随着现代飞机性能要求的不断提高，对飞机机轮的性能提出了更高的要求，机轮 应具有重量轻、承载能力大、寿命高，并能承受大的冲击载荷，因此，对机轮的选用 轴承也提出更高的要求。机轮轴承通过重载、冲击载荷和寿命试验结果，以供机轮选 用已是必然趋势。

以往国内对飞机机轮轴承的试验，是机轮轴承随机轮进行承载和滚动寿命试验， 选用风险大，试验周期长，对机轮的研制增加了风险。并且，在对滚式的试验机中， 以大直径大惯量的鼓轮代替跑道与机轮对滚，鼓轮与机轮外圈的线速度一样，因此其 转速比为机轮与鼓轮的直径比值。机轮的直径比机轮轴承的直径大了好几倍，如果用 此类试验机来试验机轮轴承，需驱动整个机轮，则需要一套庞大的驱动设备，如需将 机轮驱动到3000rpm以上转速，相应的鼓轮转速的也高，从而对大直径大惯量的鼓轮 的动平衡要求非常高，否在带来的振动不可小觑。由上叙述可推断，无论从安全、能 耗或造价上考虑，此方法都不那么具有可实施性，尤其是在机轮轴承往高速高负荷方 向发展的现况中。

因此，国内专门针对飞机机轮轴承的试验机仍是片薄弱区域。此时对机轮轴承在 起飞尤其是在着陆时的高转速重负荷冲击条件下的工作状态数据的探索迫在眉睫。

发明内容

为解决现有技术中存在的只能简单地实现对滚动轴承外圈旋转的驱动，而不能满 足航空机轮轴承试验要求的不足，本发明提出了一种使飞机机轮轴承外圈旋转内圈固 定的驱动装置。

本发明包括电机、离合器、轴承座、鼓轮、轮轴和联轴器。其中：离合器安装在 电机的输出轴上。轮轴安装在2个轴承座上，并使该轮轴的一端通过联轴器与离合器 一端的法兰连接。鼓轮通过键安装在所述轮轴上并位于所述2个轴承座之间。鼓轮的 外圆周表面与安装在加载装置上的橡胶轮的圆周表面摩擦配合。所述橡胶轮套装在试 验轴承的外圈上。制动盘通过法兰固定在橡胶轮的一个端面上，并使该制动盘的制动 碟片位于制动器的制动夹片中。所述制动器的上端固定在加载装置中的加载基板下表 面。

所述试验轴承与橡胶轮的最高转速相同。橡胶轮的直径为248mm；鼓轮的直径为 1200mm。橡胶轮与鼓轮对滚，故橡胶轮的线速度与鼓轮的线速度相同。

本发明的工作原理如下：

试验时，试验轴承为一组两套的机轮轴承，对称安装于橡胶轮内。

试验机在进行飞机机轮轴承动态载荷试验时，能够实现模拟飞机在滑行状态时机 轮轴承的工况状态。将装有试验轴承的橡胶轮安装在加载系统的加载头上，启动电动 机带动鼓轮旋转，启动加载系统，推动加载头向前移动，使橡胶轮压向旋转的鼓轮。 橡胶轮压在鼓轮上后，在摩擦力的作用下被动旋转，提升电机转速，使机轮轴承旋转 达到额定转速。此时利用液压加载系统对轴承实施冲击加载，瞬间提升液压缸输入压 力，使橡胶轮压向高速旋转的鼓轮；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0.2s左右从零值上升至额定载荷值。同时，橡胶轮压在鼓轮上 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。

本发明所述的对滚式被动驱动机轮轴承外圈旋转的方式，传动转速比为鼓轮外径 和橡胶轮外径之比，本发明所述的用于安装机轮轴承的小型橡胶轮的外径远小于实际 机轮外径，这使得在鼓轮同等尺寸同等转速情况下，机轮轴承能获得更高旋转速度， 为研制更高转速的机轮轴承成为可能。

本驱动装置无需为试验轴承配备陪试轴承，打破了常规轴承驱动装置受陪试轴承 最高转速限制的局限性。剔除了陪试轴承，使得对试验轴承温度的测量不再受陪试轴 承的干扰，为轴承试验提供了准确可靠的试验数据。

本发明的飞机机轮轴承外圈旋转内圈固定的驱动装置，不仅能为轴承试验机提供 动力，使试验轴承按规定的转速旋转，并且能承受轴承的动、静载荷和冲击载荷试验 的载荷，承受载荷大，转速高，可应用于国内众多轴承试验机的驱动装置部分，如飞 机发动机轴承试验机等。

本发明是一种可模拟飞机机轮轴承实际使用工况的试验设备，航空机轮轴承类试 验机可在本发明的基础上达到模拟飞机在起飞、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、试验条件等使用工况状态，可全面地反映机轮 轴承的工况，以对其强度、寿命进行准确的评估，为研究高转速、重负荷的航空机轮 轴承提供可信的试验依据，可有效缩短其研制周期。

附图说明

图1：本发明结构示意图。

图2：鼓轮的结构示意图，其中，2a是正视图，2b是侧视图。

图3：橡胶轮的结构示意图，其中，3a是侧视图，3b是正视图。

图4：本发明与试验轴承的配合示意图。

图中：

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.轮轴；6.橡胶 轮；7.U形加载头；8.加载轴；9.制动器；10.轴套；11.制动盘；12.试验轴承；13. 圆螺母；14.联轴器；15.橡胶层；16.钢圈。

具体实施方式

本实施例是一种用于某飞机机轮轴承负荷冲击试验机的驱动装置，所述驱动装置 通过对滚式转动方式被动驱动机轮轴承。本实施例包括电机1、离合器2、轴承座3、 鼓轮4、轮轴5橡胶轮6、制动器9和联轴器14。所述电机1采用三相交流变频调速 异步电机。

本实施例中，离合器2安装在电机1的输出轴上。轮轴5安装在2个轴承座上， 并使该轮轴的一端通过联轴器14与离合器2一端的法兰连接。鼓轮4通过键安装在所 述轮轴5上并位于所述2个轴承座之间。鼓轮4的外圆周表面与安装在加载装置上的 橡胶轮6的圆周表面摩擦配合。所述橡胶轮6套装在试验轴承的外圈上。制动盘11 通过法兰固定在橡胶轮6的一个端面上，并使该制动盘11的制动碟片位于制动器9 的制动夹片中。所述制动器9的上端固定在加载装置中的加载基板下表面。

所述的鼓轮4由42CrMo锻造制成，单腹板结构，直径为1200mm，宽340mm，自重 9KN，沿中心线转动惯量198Kg.m²。

所述的离合器2采用电磁失电离合器DLM2-400，响应时间0.5s，额定动力矩 4000Nm，允许最高转速1600rpm。

所述的轮轴5材料采用34CrMo1A，自重3.5KN，沿中心线转动惯量62Kg.m²。轮 轴需进行超声波探伤检查，确认其完整度。

调制处理后轮轴纵向：抗拉强度σb≥700MPa，屈服强度σs≥600MPa

                  冲击吸收功ak≥60N/cm²，断后伸长率δ≥15％

                  断面收缩率ψ≥40％

加载头7的加载基板固定安装在加载装置的活动板下表面。加载轴8的两端分别 固定在U形加载头7的两个加载臂16上。试验轴承21安装在加载轴8的中部。橡胶 轮6套装在所述试验轴承的外圈上。制动盘20套装在加载轴上，并且该制动盘上的法 兰与橡胶轮6的一个端面固定连接。所述制动盘的制动碟片位于制动器9的制动夹片 中。所述制动器9的上端位于加载头内并固定在加载基板15的下表面。

所述加载头7的外形为矩形，由加载基板15和两个加载臂16组成。两个加载臂 16对称地位于所述加载基板15下表面长度方向的两侧，在所述加载头下表面形成“U” 形。各加载臂16的下端有与轴套19的安装孔，加载轴的两端分别固定安装在所述的 轴套19内。

所述的橡胶轮6为套筒状，由钢圈18和橡胶层17组成。所述钢圈18两端的孔径 与试验轴承21的外径相同，并在钢圈18的内孔两端有试验轴承21的定位轴肩。钢圈 18壳体一端的端面匀布有四个制动盘安装孔。钢圈18的外表面包覆有橡胶层17。

所述的钢圈18，材料采用40Cr。所述橡胶层17材料为氢化丁腈橡胶，其硬度为 90±2，扯断强度≥20MPa，扯断伸长率≥200％，橡胶与金属粘合强度≥15MPa。

所述的橡胶轮需做动平衡试验，消除高速跳动。

所述的制动盘20为套筒状。该制动盘的内径大于加载轴的外径。制动盘的一端有 与橡胶轮上的钢圈配合的法兰，制动盘的另一端有径向凸出的制动碟片。该制动碟片 的外径需能够与制动器9的两个制动夹片配合。所述制动碟片的厚度小于所述两个制 动夹片之间的间距。

所述制动器9采用常规的碟式制动器。

实施中，试验轴承12一组两套安装于橡胶轮6内，并通过圆螺母13紧固安装在 加载轴8上。加载轴8通过两端的轴套18安装于U型加载头7上。

本实施例中，试验轴承最高转速为7100r/min，橡胶轮直径为248mm，鼓轮直径为 1200mm，橡胶轮与鼓轮对滚旋转时的线速度相同：248×7100＝1200×V，得出鼓轮转速 V＝1468r/min，即电机转速1468r/min。三相交流变频调速异步电机1选用功率630KW、 转速1490rpm四极电动机。

本实施例中，模拟此机型机轮轴承的重载荷冲击，动态加载时轴承转速为 7100rpm，径向载荷为275KN。

西安航空制动科技有限公司在申请号为2014102708950的发明创造中公开了一种 轴承试验机的加载装置。本实施例与所述轴承试验机的加载装置配合使用。

所述的加载装置包括液压缸、固定板、载荷传感器、立柱、活动板、橡胶轮、加 载头、加载轴、制动器和制动盘。其中：

所述活动板下表面有导轨槽，加载头7的加载基板安装在该导轨槽内。加载头7 位于所述活动板下表面的导轨槽的几何中心与活动板的几何中心重合，并且该导轨槽 的长度方向与加载头7的长度方向一致。所述导轨槽的长度方向的槽底表面为弧形。 该弧形面的曲率半径为1800mm。在该导轨槽的两侧壁上对称均布有用于固定加载头的 螺纹孔。

所述加载头7的上表面为弧面，并且该弧面与所述导轨槽的弧形槽底面配合。两 个加载臂对称地位于所述加载基板下表面长度方向的两侧。

试验时，模拟飞机滑行状态。启动三相交流变频调速异步电机1通过离合器2、 联轴器14带动鼓轮4低速旋转，加载装置推动安装了试验轴承12的橡胶轮6压向低 速旋转的鼓轮4，橡胶轮6在与鼓轮4之间摩擦力的作用下被动旋转，垂直加载实现 轴承的径向加载，此时再提升三相交流变频调速异步电机1转速带动鼓轮4旋转速度， 即提升试验轴承12旋转速度至额定旋转速度。