一种起落架减震支柱静摩擦力测试方法

摘要

一种起落架减震支柱静摩擦力测试方法，利用目前的落架减震支柱压力机试验测试设备，改进起落架减震支柱载荷施加方式，以更接近起落架实际经常承受的载荷方式施加载荷，依据减震支柱压力机测试得到的压缩试验数据，计算出起落架设计参数压缩比K，减震支柱摩擦力参数Pt，依此对飞机起落架减震支柱的性能和静摩擦力特性进行比较、评判。

说明书

技术领域

本发明涉及飞机起落架减震支柱设计、制造领域，具体是一种飞机起落架减震支柱静摩擦力测试方法。

背景技术

现代飞机的起落架减震支柱缓冲装置多数采用最广泛使用的、较高效率形式的油-气减震缓冲器设计。其设计原理等价于一个由液体阻尼器和空气弹簧组成的能量转换和耗散系统，经过轮胎传递，将飞机机体和地面之间的相对运动动能转换为压缩气体内能、轮胎弹性体内能和摩擦热能，从而实现飞机机体的减震目标，减小设计载荷并改善舒适性。

减震支柱结构设计具有特殊性。在载荷作用下，减震支柱外筒和支柱(即内筒)会发生相对运动，它们相互接触形成轴承副，存在摩擦力；又因为有高压气体、油液的存在，需要特别设计的密封装置，这些密封装置必然会导致减震支柱结构具有随支柱载荷变化的摩擦力特性；由于减震支柱结构的弹性变形，影响轴承副接触和密封装置特性，也能引起摩擦力特性的变化。

减震支柱制造工艺过程的特殊性。减震支柱制造涉及的材料丰富(多种金属、液压油、皮革、特殊密封材料、氮气等)、零件形状和工艺复杂、加工精度高，对安装、检验设备要求高，各种工艺文件、技术条件多，这些因素直接影响减震支柱摩擦力特性。

起落架减震支柱装配完成后，需在压力机上进行压缩试验测试，并绘制减震支柱压缩、外伸行程曲线，曲线数据关系应满足相应技术条件，依此判断飞机起落架减震支柱的设计、制造是否满足标准。

发明内容

本申请的目的根据飞机起落架减震支柱的实际载荷和现有技术中存在的问题提出一种起落架减震支柱静摩擦力测试方法。

一种起落架减震支柱静摩擦力测试方法，已知该起落架减震支柱的设计参数，起落架减震支柱的上端设有第一交点，起落架减震支柱的下端设有第二交点，起落架减震支柱在外加载荷的作用下会发生压缩，其特征在于包含以下内容：1)将第一交点固定，在第二交点上逐步施加一个载荷，该载荷与起落架减震支柱轴线之间的夹角为α；2)逐步增加该载荷，使起落架减震支柱的压缩量逐步增大，形成起落架减震支柱的压缩量与载荷的第一关系曲线；3)当起落架减震支柱的压缩量到预定值时，再逐步减小施加的载荷，使起落架减震支柱的压缩量逐步恢复，形成起落架减震支柱的压缩量与载荷的第二关系曲线；4)记录第一曲线的载荷起始值为P1，载荷最大值为P2，记录第二曲线的载荷起始值为P3，载荷最小值为P4；5)在起落架减震支柱的压缩量相同时，记录第一曲线对应的载荷值为PA，第二曲线对应的载荷值为PB；5)根据些下列公式计算起落架减震支柱的压缩比K，K＝(P2+P3)/(P1+P4)；6)根据下列公式计算起落架减震支柱的摩擦力参数Pt，Pt＝(PA-PB)/2/PB/cosα；7)将压缩比K和摩擦力参数Pt与起落架减震支柱的设计参数进行比较即可。

所述的在第二交点上施加的载荷包含与起落架减震支柱轴线平行的载荷和飞机逆航向载荷。

所述的在第二交点上施加载荷包含一个与起落架减震支柱轴线平行的载荷和起落架减震支柱的侧向载荷。

本申请的有益效果在于：1)减震支柱的摩擦力特性主要由摩擦力参数表征，简而言之，摩擦力参数大，减震支柱运动功能差且磨损较严重，失效概率也大，可靠性差，性能不好，本发明提出减震支柱的测试载荷加载方式和摩擦力参数计算方法，能够以较小的成本，测试和控制减震支柱产品可靠性水平。2)通常仅用压缩比K和落架减震支柱的设计参数进行比较，现在增加了一个摩擦力参数Pt与起落架减震支柱的设计参数进行比较，且载荷加载方式更符合实际，弥补了对起落架减震支柱静摩擦力的衡量参数缺失问题。

以下结合实施例附图对本申请作进一步详细描述：

附图说明

图1是飞机落架减震支柱在压力机上加载测试示意图。

图2是压力机上加载测试得到的压缩量—载荷关系曲线示意图。

图中编号说明：1减震支柱、2第一交点、3第二交点、4起落架减震支柱轴线、5第一曲线、6第二曲线。

具体实施方式

参见附图，本申请的起落架减震支柱静摩擦力测试方法，已知该起落架减震支柱1的设计参数，起落架减震支柱1的上端设有第一交点2，该交点用于与飞机机身交联，测试时，故将第一交点固定，起落架减震支柱1的下端设有第二交点3，该交点与起落架交联，测试时，通过压力机向第二交点3施加载荷模拟飞机降落时由起落架传递给第二交点3的实际载荷，起落架减震支柱1在外加载荷的作用下会发生轴向压缩。

起落架减震支柱静摩擦力测试过程如下：

在压力机上以合适的加载支持工具，按照图1进行加载，减震支柱1的上端第一交点2固定，减震支柱1的下端第二交点3通过压力机施加载荷P，载荷P的方向与减震支柱轴线4的夹角为α。夹角α所在平面考虑纵向平面、横向平面2个方向，其数值由具体飞机的起落架设计要求确定，逐步增加该载荷，使起落架减震支柱的压缩量逐步增大，形成起落架减震支柱的压缩量与载荷的第一关系曲线5，如图2所示。

当起落架减震支柱1的压缩量到预定值时，再逐步减小施加的载荷P，使起落架减震支柱的压缩量逐步恢复，形成起落架减震支柱的压缩量与载荷的第二关系曲线6，如图2所示。

根据压力机上加载测试得到的压缩量与载荷关系曲线示意图，记录第一曲线5的载荷起始值为P1，载荷最大值为P2，记录第二曲线6的载荷起始值为P3，载荷最小值为P4，根据些公式K＝(P2+P3)/(P1+P4)计算起落架减震支柱的压缩比K。

另外任意选取起落架减震支柱的在第一曲线5与第二曲线6的一个相同压缩量时，记录该压缩量在第一曲线5对应的载荷值为PA，在第二曲线6对应的载荷值为PB，根据公式Pt＝(PA-PB)/2/PB/cosα计算起落架减震支柱的摩擦力参数Pt。

最后，将压缩比K和摩擦力参数Pt与起落架减震支柱的设计参数进行比较即可。通常仅用压缩比K和起落架减震支柱的设计参数进行比较，本申请增加了一个摩擦力参数Pt与起落架减震支柱的设计参数进行比较，且载荷加载方式更符合实际，弥补了对起落架减震支柱静摩擦力的衡量参数缺失问题。

实施中，根据上述方法，针对某飞机的左、右主起落架和前起落架的减震支柱分别进行了检测，均取载荷P方向与减震支柱轴线的夹角为α夹角为0度，按照本申请的技术方案进行测试。计算出的摩擦力参数Pt见表1。

从表1可以看出，前起Pt好于主起，主起大压缩量情况好于小压缩量情况，这些已经得到实际飞机验证。