飛機(jī)機(jī)輪軸承動(dòng)態(tài)載荷模擬試驗(yàn)方法
【專利摘要】一種飛機(jī)機(jī)輪軸承動(dòng)態(tài)載荷模擬試驗(yàn)方法,所使用的試驗(yàn)機(jī)包括拖動(dòng)系統(tǒng)和加載系統(tǒng)組成,通過(guò)拖動(dòng)系統(tǒng)使試驗(yàn)軸承按規(guī)定的轉(zhuǎn)速旋轉(zhuǎn),加載系統(tǒng)為試驗(yàn)軸承提供試驗(yàn)載荷,保證試驗(yàn)軸承按規(guī)定的載荷試驗(yàn),模擬飛機(jī)在起飛、高速滑行、著陸時(shí)沖擊瞬間、側(cè)偏著陸以及停止過(guò)程中機(jī)輪軸承受力工況、試驗(yàn)條件等使用工況狀態(tài),能夠全面地反映機(jī)輪軸承的工況,以及強(qiáng)度、壽命的準(zhǔn)確評(píng)估,為研究更高轉(zhuǎn)速、更重負(fù)荷的航空機(jī)輪軸承提供可信的試驗(yàn)依據(jù),有效縮短了研制周期。
【專利說(shuō)明】飛機(jī)機(jī)輪軸承動(dòng)態(tài)載荷模擬試驗(yàn)方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種飛機(jī)機(jī)輪軸承負(fù)荷試驗(yàn)機(jī),具體是一種模擬飛機(jī)機(jī)輪軸承在飛機(jī) 高速滑行狀態(tài)時(shí)承受負(fù)荷工況的試驗(yàn)方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 隨著飛機(jī)的發(fā)展,飛機(jī)起飛與著陸時(shí)速度及重量逐漸增加,起飛與著陸過(guò)程中的 安全問(wèn)題日益突出,對(duì)機(jī)輪軸承的性能與可靠性要求也越來(lái)越高,它關(guān)系到飛機(jī)的安全返 航、持續(xù)作戰(zhàn)能力和適應(yīng)機(jī)場(chǎng)的能力。
[0003] 機(jī)輪軸承不僅用來(lái)支撐機(jī)輪,引導(dǎo)機(jī)輪的旋轉(zhuǎn)方向,減小轉(zhuǎn)動(dòng)過(guò)程中的摩擦,并承 受對(duì)機(jī)輪和輪軸之間的各種載荷。而且,軸承對(duì)飛機(jī)的工作性能、壽命、各項(xiàng)經(jīng)濟(jì)指標(biāo)及可 靠性都有很大影響,甚至在某些情況下也會(huì)造成飛行安全事故。
[0004] 作為易損件的機(jī)輪軸承,因?yàn)闄C(jī)輪軸承未能正常工作的事故占一定的比例,因此 如何有效的提高飛機(jī)著陸時(shí)的安全性,提高飛機(jī)對(duì)各種載荷狀況、跑道狀況、氣候條件的適 應(yīng)能力,成為飛機(jī)機(jī)輪軸承的主要研究目標(biāo)。
[0005] 大部分軸承的運(yùn)動(dòng)方式是外圈固定、內(nèi)圈旋轉(zhuǎn)。飛機(jī)機(jī)輪軸承有它獨(dú)特之處,區(qū)別 于其他軸承最大的特點(diǎn)是外圈旋轉(zhuǎn)、內(nèi)圈固定的運(yùn)動(dòng)方式,以及它在使用過(guò)程中的工況。
[0006] 由于飛機(jī)采用的圓錐軸承的幾何特點(diǎn)及設(shè)計(jì)特點(diǎn),它可以承受徑向和軸向的綜合 載荷。外滾道與軸承中心線夾角越大,能承受的軸向推力和徑向推力的比值越大,滾棒和滾 道的接觸線越長(zhǎng),那么承受載荷的能力越強(qiáng)。飛機(jī)處于不同的工作狀態(tài),軸承的受力情況不 同。
[0007] 1、飛機(jī)處于靜止?fàn)顟B(tài),軸承主要承受靜止載荷。飛機(jī)的重力產(chǎn)生的停機(jī)載荷P通 過(guò)軸承的滾棒傳遞給外滾道,即輪轂。P可沿軸向分解為軸向力N和垂直于外滾道的力F。
[0008] 2、飛機(jī)在地面滑行時(shí),主要也承受垂直載荷。由于地面的不絕對(duì)平整,飛機(jī)的上下 震動(dòng)的幅度大于飛機(jī)的重力。
[0009] 3、著陸時(shí),機(jī)輪接地的瞬間首先主要受到巨大的靜止垂直沖擊載荷,繼而機(jī)輪以 很高的加速度加速達(dá)到與飛機(jī)同樣的速度在地面滑跑。如果飛機(jī)產(chǎn)生了重著陸,軸承在未 運(yùn)轉(zhuǎn)的狀態(tài)下承受這種沖擊載荷的危害是很大的。如果帶側(cè)滑接地,如側(cè)風(fēng)較大的時(shí)候,機(jī) 輪還要收到較大的側(cè)向載荷,機(jī)輪受到側(cè)向摩擦力時(shí),由于慣性作用,飛機(jī)有向一側(cè)傾斜的 趨勢(shì)。因此作用在外側(cè)軸承上的垂直載荷和側(cè)向載荷要比內(nèi)側(cè)大。
[0010] 軸承常見的幾種失效方式中,對(duì)飛機(jī)機(jī)輪軸承威脅最大的為機(jī)輪軸承在承受較大 的沖擊載荷后,由于過(guò)載包括局部過(guò)載而使接觸面發(fā)生塑性屈服,稱為塑性變形失效。
[0011] 隨著目前世界各國(guó)對(duì)大型運(yùn)輸機(jī)的需求越來(lái)越大,研制高轉(zhuǎn)速重負(fù)荷的機(jī)輪軸承 也越來(lái)越迫切,人們也越來(lái)越認(rèn)識(shí)到機(jī)輪軸承試驗(yàn)的重要性。軸承試驗(yàn)是軸承設(shè)計(jì)和制造 過(guò)程中一個(gè)不可或缺的重要驗(yàn)證過(guò)程,在軸承試驗(yàn)機(jī)上按照軸承的實(shí)際安裝工況、實(shí)際運(yùn) 行狀態(tài),即軸承的轉(zhuǎn)速、軸向載荷、徑向載荷以及環(huán)境溫度、潤(rùn)滑狀態(tài)等按照實(shí)際工況給定 進(jìn)行運(yùn)轉(zhuǎn),達(dá)到預(yù)定壽命或到軸承失效。
[0012] 中國(guó)專利CN201010254885中公開了一種外圈旋轉(zhuǎn)內(nèi)圈固定的滾動(dòng)軸承模擬試驗(yàn) 方法。此類方法實(shí)施時(shí),將電機(jī)轉(zhuǎn)子通過(guò)聯(lián)軸節(jié)與試驗(yàn)軸承的外圈連接,軸承內(nèi)圈固定于內(nèi) 圈軸,內(nèi)圈軸固定于加載套上。試驗(yàn)時(shí),電機(jī)通過(guò)聯(lián)軸節(jié)直接帶動(dòng)試驗(yàn)軸承外圈同步旋轉(zhuǎn), 徑向加載時(shí),徑向力通過(guò)內(nèi)圈軸施加于試驗(yàn)軸承的內(nèi)圈上。
[0013] 這一利用驅(qū)動(dòng)電機(jī)直接帶動(dòng)試驗(yàn)軸承外圈同步旋轉(zhuǎn)的方法,缺陷很多。
[0014] 一方面,在進(jìn)行徑向加載時(shí),徑向力從加載套通過(guò)內(nèi)圈軸施加于試驗(yàn)軸承的內(nèi)圈 上,但此徑向的加載載荷,是為了消除滾動(dòng)軸承的徑向游隙,達(dá)到減小軸承旋轉(zhuǎn)時(shí)的振動(dòng)的 目的,因此此類軸承試驗(yàn)機(jī)所能承受的徑向加載力很小。當(dāng)徑向載荷大于額定的載荷值時(shí) 必然導(dǎo)致旋轉(zhuǎn)的不平衡,導(dǎo)致此類試驗(yàn)機(jī)只能適合于試驗(yàn)如航空發(fā)動(dòng)機(jī)等個(gè)別工況的軸 承。
[0015] 另一方面,如需進(jìn)行軸向加載,軸向施加力通過(guò)試驗(yàn)軸承外圈直接作用在電機(jī)轉(zhuǎn) 子,而電機(jī)轉(zhuǎn)子不可能承受上百千牛的軸向推力,因此不能實(shí)現(xiàn)軸向加載,使得此類方法不 能模擬航空機(jī)輪的側(cè)偏加載。
[0016] 因此,上述方法只能簡(jiǎn)單地實(shí)現(xiàn)對(duì)滾動(dòng)軸承外圈旋轉(zhuǎn)的驅(qū)動(dòng),而不具備對(duì)軸承的 試驗(yàn)?zāi)芰?,尤其是?duì)高轉(zhuǎn)速高負(fù)荷工況的航空機(jī)輪軸承的試驗(yàn)更是望塵莫及。
[0017] 目前國(guó)內(nèi)外軸承試驗(yàn)機(jī)種類繁多,可均為鐵路用軸承、風(fēng)電軸承和機(jī)床軸承等軸 承試驗(yàn)機(jī),結(jié)構(gòu)上大體為使用電主軸帶動(dòng)安裝在軸承座內(nèi)的試驗(yàn)軸承的內(nèi)圈旋轉(zhuǎn),如中國(guó) 專利CN201210103079公開的高速軸承試驗(yàn)機(jī),軸承軸向的另一側(cè)利用軸向加載裝置實(shí)現(xiàn) 軸向載荷加載,軸承徑向一側(cè)利用徑向加載裝置實(shí)現(xiàn)徑向載荷加載。
[0018] 試驗(yàn)機(jī)的工作方式?jīng)Q定了被測(cè)件的試驗(yàn)方法,因此,現(xiàn)有技術(shù)中的軸承試驗(yàn)方法 均大同小異,其方法及原理如用于航空機(jī)輪軸承試驗(yàn),就顯得力不從心了。
[0019] 其一,在驅(qū)動(dòng)軸承旋轉(zhuǎn)方面,現(xiàn)有技術(shù)方法中所應(yīng)用的試驗(yàn)機(jī)使用電主軸帶動(dòng)旋 轉(zhuǎn)的是軸承的內(nèi)圈,這有悖于航空機(jī)輪軸承外圈旋轉(zhuǎn)的旋轉(zhuǎn)方式,因而此類試驗(yàn)機(jī)原理上 無(wú)法模擬航空機(jī)輪的實(shí)際使用工況。
[0020] 其二,現(xiàn)有技術(shù)試驗(yàn)機(jī)加載裝置的加載載荷值受限,遠(yuǎn)達(dá)不到目前機(jī)輪軸承的高 負(fù)荷試驗(yàn)要求?,F(xiàn)有技術(shù)典型的軸承試驗(yàn)機(jī),其驅(qū)動(dòng)軸承旋轉(zhuǎn)的方式為使用電主軸直接帶 動(dòng)安裝在軸承座內(nèi)的試驗(yàn)軸承的內(nèi)圈同步旋轉(zhuǎn),如需進(jìn)行軸向加載,軸向力最終作用在電 主軸的轉(zhuǎn)子上,而電主軸的轉(zhuǎn)子不可能承受上百千牛的軸向推力,因此限制了此類型的軸 承試驗(yàn)機(jī)的軸向加載載荷。
[0021] 其三,現(xiàn)有技術(shù)典型的試驗(yàn)機(jī)以電機(jī)驅(qū)動(dòng)主軸來(lái)直接驅(qū)動(dòng)軸承內(nèi)圈的方式,使得 對(duì)軸承內(nèi)圈的徑向、軸向的偏移量要求很高,一旦偏移量過(guò)大,高速旋轉(zhuǎn)帶來(lái)的離心不平衡 會(huì)威脅到整個(gè)試驗(yàn)機(jī),因此此類試驗(yàn)機(jī)加載能力有限,高速和重負(fù)荷不可兼得。這就導(dǎo)致了 此類試驗(yàn)機(jī)使用局限性,進(jìn)而導(dǎo)致現(xiàn)有試驗(yàn)方法只能分別完成機(jī)輪軸承的載荷試驗(yàn)或轉(zhuǎn)速 試驗(yàn),卻無(wú)法完成機(jī)輪軸承的模擬試驗(yàn)來(lái)模擬機(jī)輪軸承實(shí)際使用工況。
[0022] 其四,現(xiàn)有技術(shù)的各類軸承試驗(yàn)機(jī),在試驗(yàn)時(shí)均需要相應(yīng)的陪試軸承,陪試軸承與 試驗(yàn)軸承冋步、冋軸轉(zhuǎn)動(dòng),且承受試驗(yàn)軸承徑向、軸向載荷的反作用力。因此,試驗(yàn)機(jī)在試驗(yàn) 高速軸承時(shí),需要能承受更高轉(zhuǎn)速的陪試軸承;試驗(yàn)高負(fù)荷的軸承時(shí),需要能承受更高負(fù)荷 的陪試軸承;進(jìn)行軸承壽命試驗(yàn)時(shí),每試驗(yàn)一次,需要達(dá)上一對(duì)壽命更長(zhǎng)的陪試軸承。一方 面這使得試驗(yàn)機(jī)的極限功能受限于陪試軸承,如需研制更高性能的軸承則不可行。另一方 面,額外增加的一對(duì)陪試軸承,以及旋轉(zhuǎn)的主軸,都和試驗(yàn)軸承處于一個(gè)工裝內(nèi),在旋轉(zhuǎn)時(shí) 都是發(fā)熱體,摩擦力導(dǎo)致整體溫度急劇增高,使得試驗(yàn)對(duì)加載載荷的測(cè)量、軸承溫度的測(cè)量 誤差增大,且大大降低了試驗(yàn)機(jī)的安全系數(shù),容易因軸承的軟化導(dǎo)致安全事故。這現(xiàn)有試驗(yàn) 方法的可實(shí)施性受限,也降低其試驗(yàn)數(shù)據(jù)的可信度。
[0023] 其五,現(xiàn)有技術(shù)方法中,在進(jìn)行當(dāng)量動(dòng)載荷加載時(shí),均為軸向載荷與徑向載荷分別 進(jìn)行加載。此類理論方法如應(yīng)用在航空機(jī)輪軸承模擬試驗(yàn)中,原理上為將軸向力與徑向力 的合力來(lái)模擬機(jī)輪軸承的側(cè)偏受力工況。但對(duì)比分析飛機(jī)機(jī)輪軸承實(shí)際工況和此類試驗(yàn)方 法,發(fā)現(xiàn)在實(shí)現(xiàn)機(jī)輪軸承側(cè)偏加載力時(shí),如從軸向和徑向分別加載形成合力來(lái)模擬側(cè)偏力, 這使得兩個(gè)機(jī)輪軸承的受力是平均的,且每個(gè)機(jī)輪軸承的受力幅面大并且受力均衡,尤其 是軸向加載使得機(jī)輪軸承在承受軸向力時(shí),受力面積為其整個(gè)側(cè)幅面,軸向力也均衡地分 布于其整個(gè)側(cè)幅面,從而使得軸向力平均的施加于試驗(yàn)軸承內(nèi)的每一個(gè)滾體上;可是,實(shí)際 側(cè)偏的飛機(jī)機(jī)輪,由于機(jī)輪輪胎表面為圓弧形,負(fù)荷使機(jī)輪輪胎的側(cè)面表面形成一個(gè)受力 平面,其力傳導(dǎo)至機(jī)輪軸承,機(jī)輪內(nèi)兩套軸承受力不均,側(cè)偏力偏向于側(cè)偏方向的那套機(jī)輪 軸承,且每套軸承的受力幅面小而且并不均衡,軸承內(nèi)每一個(gè)滾體的受力都不一樣。
[0024] 隨著現(xiàn)代飛機(jī)性能要求的不斷提高,對(duì)飛機(jī)機(jī)輪的性能提出了更高的要求,機(jī)輪 應(yīng)具有重量輕、承載能力大、壽命高,并能承受大的沖擊載荷,因此,對(duì)機(jī)輪的選用軸承也提 出更高的要求。機(jī)輪軸承通過(guò)重載、沖擊載荷和壽命試驗(yàn)結(jié)果,以供機(jī)輪選用已是必然趨 勢(shì)。
[0025] 綜上所述,國(guó)內(nèi)專門針對(duì)飛機(jī)機(jī)輪軸承的模擬試驗(yàn)方法可以說(shuō)仍是片薄弱區(qū)域, 此時(shí)對(duì)機(jī)輪軸承在飛機(jī)高速滑行時(shí)工作狀態(tài)數(shù)據(jù)的探索迫在眉睫,推出針對(duì)航空機(jī)輪軸承 工況相符的模擬試驗(yàn)方法勢(shì)在必行。
【發(fā)明內(nèi)容】
[0026] 為克服現(xiàn)有技術(shù)中存在的不能模擬飛機(jī)高速滑行時(shí)機(jī)輪軸承轉(zhuǎn)動(dòng)及受力工況,不 能有效、可靠的激發(fā)出故障的不足,本發(fā)明提出了一種飛機(jī)機(jī)輪軸承動(dòng)態(tài)載荷模擬試驗(yàn)方 法。
[0027] 本發(fā)明通過(guò)軸承試驗(yàn)機(jī)的加載裝置進(jìn)行所述的飛機(jī)機(jī)輪軸承靜態(tài)載荷模擬試驗(yàn); 所述的軸承試驗(yàn)機(jī)的加載裝置包括液壓缸、固定板、載荷傳感器、立柱、活動(dòng)板、橡膠輪、力口 載頭、加載軸、制動(dòng)器和制動(dòng)盤;加載裝置通過(guò)立柱固定在地基板的上表面;固定板固定在 立柱頂端端面上;液壓缸安裝在所述固定板上表面的幾何中心,并使該液壓缸的伸縮桿穿 過(guò)固定板后位于該固定板的下表面與活動(dòng)板上表面之間;所述活動(dòng)板水平安裝在所述立柱 的中部,并以立柱為導(dǎo)軌上下移動(dòng);所述活動(dòng)板上表面幾何中心安裝有載荷傳感器;所述 活動(dòng)板下表面有導(dǎo)軌槽,加載頭的加載基板安裝在該導(dǎo)軌槽內(nèi);在液壓缸的伸縮桿的端面 與活動(dòng)板之間固定安裝載荷傳感器;加載軸的兩端分別固定在加載頭的兩個(gè)加載臂上;試 驗(yàn)軸承安裝在加載軸的中部;橡膠輪套裝在所述試驗(yàn)軸承的外圈上;制動(dòng)盤套裝在加載軸 上,并且該制動(dòng)盤上的法蘭與橡膠輪的一個(gè)端面固定連接;所述制動(dòng)盤的制動(dòng)碟片位于制 動(dòng)器的制動(dòng)夾片中;所述制動(dòng)器的上端固定在加載頭內(nèi)加載基板的下表面;
[0028] 其特征在于,所述飛機(jī)機(jī)輪軸承負(fù)荷沖擊載荷的試驗(yàn)的步驟是:
[0029] 步驟1 :負(fù)荷滑行試驗(yàn),模擬飛機(jī)重負(fù)荷高速滑行狀態(tài)。所述負(fù)荷滑行試驗(yàn)內(nèi)容包 括試驗(yàn)軸承在試驗(yàn)載荷及轉(zhuǎn)速下有無(wú)裂紋、變形,有無(wú)疲勞剝落或剝落深度、面積大小,以 及在載荷及轉(zhuǎn)速的作用下試驗(yàn)軸承內(nèi)圈的溫度變化曲線,試驗(yàn)前后游隙變化。
[0030] 第一步:測(cè)量并記錄試驗(yàn)前軸承游隙,安裝試驗(yàn)軸承。試驗(yàn)軸承一組兩套對(duì)稱固定 安裝在橡膠輪內(nèi),試驗(yàn)軸承的外圈固定在鋼圈內(nèi),內(nèi)圈安裝在加載軸上。加載軸兩端通過(guò)軸 套安裝在加載頭的加載臂上。在各軸承內(nèi)圈表面粘貼熱電偶,并將該熱電偶與數(shù)據(jù)采集器 通過(guò)導(dǎo)線連接。
[0031] 第二步:載荷傳感器調(diào)零。啟動(dòng)加載系統(tǒng),提升加載裝置活動(dòng)板的高度,使安裝在 該活動(dòng)板下方的橡膠輪處于懸空狀態(tài)。因活動(dòng)板及加載頭的自重,垂直加載時(shí)所述自重的 重力將作為垂直載荷的一部分施加于試驗(yàn)軸承上,因此在橡膠輪處于懸空狀態(tài)下,調(diào)整載 荷傳感器至零位。
[0032] 第三步:調(diào)整試驗(yàn)機(jī)至加載的臨界狀態(tài)。加載活動(dòng)板沿立柱以lmm/s的速度向下 移動(dòng);通過(guò)加載活動(dòng)板調(diào)整安裝在加載頭上的橡膠輪的位置,使該橡膠輪的圓周表面與靜 止的鼓輪的圓周表面接觸。
[0033] 第四步:負(fù)荷滑行試驗(yàn)。
[0034] I確定加載試驗(yàn)的參數(shù)。所述的加載試驗(yàn)參數(shù)包括:油缸輸出的工作壓力、試驗(yàn)軸 承的試驗(yàn)載荷。其中:
[0035] 油缸輸出的工作壓力通過(guò)公式(1)確定:
【權(quán)利要求】
1. 一種飛機(jī)機(jī)輪軸承動(dòng)態(tài)載荷模擬試驗(yàn)方法,通過(guò)軸承試驗(yàn)機(jī)的加載裝置進(jìn)行所述的 飛機(jī)機(jī)輪軸承靜態(tài)載荷模擬試驗(yàn);所述的軸承試驗(yàn)機(jī)的加載裝置包括液壓缸、固定板、載荷 傳感器、立柱、活動(dòng)板、橡膠輪、加載頭、加載軸、制動(dòng)器和制動(dòng)盤;加載裝置通過(guò)立柱固定在 地基板的上表面;固定板固定在立柱頂端端面上;液壓缸安裝在所述固定板上表面的幾何 中心,并使該液壓缸的伸縮桿穿過(guò)固定板后位于該固定板的下表面與活動(dòng)板上表面之間; 所述活動(dòng)板水平安裝在所述立柱的中部,并以立柱為導(dǎo)軌上下移動(dòng);所述活動(dòng)板上表面幾 何中心安裝有載荷傳感器;所述活動(dòng)板下表面有導(dǎo)軌槽,加載頭的加載基板安裝在該導(dǎo)軌 槽內(nèi);在液壓缸的伸縮桿的端面與活動(dòng)板之間固定安裝載荷傳感器;加載軸的兩端分別固 定在加載頭的兩個(gè)加載臂上;試驗(yàn)軸承安裝在加載軸的中部;橡膠輪套裝在所述試驗(yàn)軸承 的外圈上;制動(dòng)盤套裝在加載軸上,并且該制動(dòng)盤上的法蘭與橡膠輪的一個(gè)端面固定連接; 所述制動(dòng)盤的制動(dòng)碟片位于制動(dòng)器的制動(dòng)夾片中;所述制動(dòng)器的上端固定在加載頭內(nèi)加載 基板的下表面; 其特征在于,所述飛機(jī)機(jī)輪軸承負(fù)荷沖擊載荷的試驗(yàn)的步驟是: 步驟1:負(fù)荷滑行試驗(yàn),模擬飛機(jī)重負(fù)荷高速滑行狀態(tài);所述的負(fù)荷滑行試驗(yàn)內(nèi)容包括 試驗(yàn)軸承在試驗(yàn)載荷及轉(zhuǎn)速下有無(wú)裂紋、變形,有無(wú)疲勞剝落或剝落深度、面積大小,以及 在載荷及轉(zhuǎn)速的作用下試驗(yàn)軸承內(nèi)圈的溫度變化曲線,試驗(yàn)前后游隙變化; 第一步:測(cè)量并記錄試驗(yàn)前軸承游隙,安裝試驗(yàn)軸承;試驗(yàn)軸承一組兩套對(duì)稱固定安 裝在橡膠輪內(nèi),試驗(yàn)軸承的外圈固定在鋼圈內(nèi),內(nèi)圈安裝在加載軸上;加載軸兩端通過(guò)軸套 安裝在加載頭的加載臂上;在各軸承內(nèi)圈表面粘貼熱電偶,并將該熱電偶與數(shù)據(jù)采集器通 過(guò)導(dǎo)線連接; 第二步:載荷傳感器調(diào)零;啟動(dòng)加載系統(tǒng),提升加載裝置活動(dòng)板的高度,使安裝在該活 動(dòng)板下方的橡膠輪處于懸空狀態(tài);因活動(dòng)板及加載頭的自重,垂直加載時(shí)所述自重的重力 將作為垂直載荷的一部分施加于試驗(yàn)軸承上,因此在橡膠輪處于懸空狀態(tài)下,調(diào)整載荷傳 感器至零位; 第三步:調(diào)整試驗(yàn)機(jī)至加載的臨界狀態(tài);加載活動(dòng)板沿立柱以lmm/s的速度向下移動(dòng); 通過(guò)加載活動(dòng)板調(diào)整安裝在加載頭上的橡膠輪的位置,使該橡膠輪的圓周表面與靜止的鼓 輪的圓周表面接觸; 第四步:負(fù)荷滑行試驗(yàn); I確定加載試驗(yàn)的參數(shù);所述的加載試驗(yàn)參數(shù)包括:油缸輸出的工作壓力、試驗(yàn)軸承 的試驗(yàn)載荷;其中: 油缸輸出的工作壓力通過(guò)公式(1)確定:
式中:D是液壓缸內(nèi)徑,單位為m ;F是液壓缸推力,單位為N ;P是工作壓力,單位為 MPa ; 根據(jù)橡膠輪的線速度與鼓輪的線速度相同的原理,得到公式 膠輪直徑X 31 X軸承的最高工作轉(zhuǎn)速=鼓輪直徑X 31 X鼓輪轉(zhuǎn)速度 通過(guò)所述公式確定鼓輪的轉(zhuǎn)速; 橡膠輪的轉(zhuǎn)速與軸承的轉(zhuǎn)速相同;電機(jī)的轉(zhuǎn)速與鼓輪的轉(zhuǎn)速相同; II對(duì)試驗(yàn)軸承進(jìn)行轉(zhuǎn)速和載荷譜加載試驗(yàn);試驗(yàn)中: 啟動(dòng)三相交流變頻調(diào)速異步電機(jī),通過(guò)離合器、聯(lián)軸器帶動(dòng)鼓輪旋轉(zhuǎn);通過(guò)數(shù)據(jù)采集器 采集熱電偶的數(shù)據(jù);通過(guò)載荷傳感器監(jiān)測(cè)所施加在試驗(yàn)軸承上的載荷; 驅(qū)動(dòng)及加載階段:鼓輪在O?6秒內(nèi)線性加速,并在第6秒時(shí)達(dá)到1468rpm,同時(shí)使試驗(yàn) 軸承轉(zhuǎn)速為額定試驗(yàn)轉(zhuǎn)速7100rmp ;在鼓輪線性加速的同時(shí),使油缸輸出的工作壓力在O? 6s內(nèi)線性增加至4. 47MPa,向軸承施加徑向載荷;所述作用在試驗(yàn)軸承的試驗(yàn)載荷在O? 6s內(nèi)線性加載至275KN; 恒速恒載荷保持階段:當(dāng)試驗(yàn)軸承載荷達(dá)到275KN,轉(zhuǎn)速達(dá)到7100rpm時(shí),保持載荷和 轉(zhuǎn)速20s ; 減速和卸載階段:當(dāng)保持該載荷20s后,通過(guò)減小加載油缸進(jìn)口處的油壓,使油缸輸出 的工作壓力在0?6s內(nèi)線性減小至OMPa,使作用在試驗(yàn)軸承的試驗(yàn)載荷在0?6s內(nèi)線性 卸載至OKN ;在卸載的同時(shí),通過(guò)三相交流變頻調(diào)速異步電機(jī)控制鼓輪在0?6秒內(nèi)線性減 速,使試驗(yàn)軸承的轉(zhuǎn)速在〇?6s內(nèi)線性減速至停止轉(zhuǎn)動(dòng); 第五步:試驗(yàn)軸承卸載并止轉(zhuǎn)后,向上移動(dòng)加載頭使得橡膠輪離開鼓輪;拆卸試驗(yàn)軸 承并采用常規(guī)方法檢測(cè)該軸承的有無(wú)裂紋、變形,有無(wú)疲勞剝落或剝落深度、面積大小,以 及分析在載荷及轉(zhuǎn)速的作用下試驗(yàn)軸承內(nèi)圈的溫度變化曲線,測(cè)量和記錄實(shí)驗(yàn)后游隙; 按常規(guī)方法分析所測(cè)量記錄的數(shù)據(jù),若判定試驗(yàn)軸承失效則試驗(yàn)結(jié)束,反之進(jìn)行步驟 2 ; 步驟2 :側(cè)偏負(fù)荷滑行試驗(yàn):模擬飛機(jī)側(cè)偏重負(fù)荷高速滑行狀態(tài);所述側(cè)偏負(fù)荷滑行試 驗(yàn)內(nèi)容包括試驗(yàn)軸承在載荷下有無(wú)裂紋和變形,有無(wú)疲勞剝落或剝落深度、面積大小,以及 在載荷及轉(zhuǎn)速的作用下試驗(yàn)軸承內(nèi)圈溫度的變化和試驗(yàn)前后游隙變化; 試驗(yàn)過(guò)程如下: 第一步:確定U型加載頭的側(cè)偏角度a ;所述側(cè)偏角度為飛機(jī)的側(cè)偏角;所述的側(cè)偏 角a為〇?20° ;調(diào)整加載頭的偏移角度,使其與垂直方向的夾角從0°調(diào)整至0?20° 并固緊; 第二步:測(cè)量并記錄試驗(yàn)前軸承游隙,安裝試驗(yàn)軸承;試驗(yàn)軸承一組兩套對(duì)稱安裝在 橡膠輪內(nèi),試驗(yàn)軸承的外圈固定在鋼圈內(nèi),內(nèi)圈安裝在加載軸上,并通過(guò)圓螺母緊固;加載 軸兩端通過(guò)軸套安裝于加載頭的加載臂上;在完成安裝后的各軸承內(nèi)圈表面粘貼熱電偶, 并將該熱電偶與數(shù)據(jù)采集器通過(guò)導(dǎo)線連接; 第三步:載荷傳感器調(diào)零;按照步驟1第二步的方法將載荷傳感器調(diào)零; 第四步:調(diào)整試驗(yàn)機(jī)至加載的臨界狀態(tài);加載活動(dòng)板沿立柱12以lmm/s的速度向下移 動(dòng);通過(guò)加載活動(dòng)板調(diào)整安裝在加載頭上的橡膠輪的位置,使該橡膠輪的圓周表面與靜止 的鼓輪的圓周表面接觸; 第五步:側(cè)偏負(fù)荷滑行試驗(yàn); I確定加載試驗(yàn)的參數(shù);所述的加載試驗(yàn)參數(shù)包括:油缸輸出的工作壓力、試驗(yàn)軸承 的試驗(yàn)載荷; 根據(jù)橡膠輪的線速度與鼓輪的線速度相同的原理,得到公式 膠輪直徑X 31 X軸承的最高工作轉(zhuǎn)速=鼓輪直徑X 31 X鼓輪轉(zhuǎn)速度 通過(guò)所述公式確定鼓輪的轉(zhuǎn)速; 橡膠輪的轉(zhuǎn)速與軸承的轉(zhuǎn)速相同;三相交流變頻調(diào)速異步電機(jī)的轉(zhuǎn)速與鼓輪的轉(zhuǎn)速相 同; II對(duì)試驗(yàn)軸承進(jìn)行轉(zhuǎn)速和載荷譜加載試驗(yàn);試驗(yàn)中: 啟動(dòng)三相交流變頻調(diào)速異步電機(jī),通過(guò)離合器、聯(lián)軸器帶動(dòng)鼓輪旋轉(zhuǎn);通過(guò)數(shù)據(jù)采集器 采集熱電偶的數(shù)據(jù);通過(guò)載荷傳感器監(jiān)測(cè)所施加在試驗(yàn)軸承上的載荷; 驅(qū)動(dòng)及加載階段:通過(guò)三相交流變頻調(diào)速異步電機(jī)控制鼓輪在O?6秒內(nèi)線性加速, 并在第六秒時(shí)達(dá)到1468rpm,同時(shí)使試驗(yàn)軸承轉(zhuǎn)速為額定試驗(yàn)轉(zhuǎn)速7100rmp ;在鼓輪線性加 速的同時(shí),通過(guò)加大加載油缸進(jìn)口處的油壓,使油缸輸出的工作壓力在O?6s內(nèi)線性增加 至4. 47MPa,通過(guò)加載頭上的橡膠輪向鼓輪施加載荷,繼而將該載荷傳遞給位于鼓輪內(nèi)的軸 承;軸承受到的載荷為徑向載荷;所述作用在試驗(yàn)軸承的試驗(yàn)載荷在〇?6s內(nèi)線性加載至 275KN ; 恒速恒載荷保持階段:當(dāng)試驗(yàn)軸承載荷達(dá)到275KN,轉(zhuǎn)速達(dá)到7100rpm時(shí),保持載荷和 轉(zhuǎn)速20s ; 減速和卸載階段:當(dāng)保持該載荷20s后,通過(guò)減小加載油缸進(jìn)口處的油壓,使油缸輸出 的工作壓力在0?6s內(nèi)線性減小至OMPa,使作用在試驗(yàn)軸承的試驗(yàn)載荷在0?6s內(nèi)線性 卸載至OKN ;在卸載的同時(shí),通過(guò)三相交流變頻調(diào)速異步電機(jī)控制鼓輪在0?6秒內(nèi)線性減 速,使試驗(yàn)軸承的轉(zhuǎn)速在〇?6s內(nèi)線性減速至停止轉(zhuǎn)動(dòng); 第六步:試驗(yàn)軸承卸載并止轉(zhuǎn)后,向上移動(dòng)加載頭使得橡膠輪離開鼓輪;拆卸試驗(yàn)軸 承并采用常規(guī)方法檢測(cè)該軸承的有無(wú)裂紋、變形,有無(wú)疲勞剝落或剝落深度、面積大小,測(cè) 量和記錄實(shí)驗(yàn)后游隙;采用常規(guī)方法對(duì)數(shù)據(jù)采集器采集到的熱電偶的數(shù)據(jù)進(jìn)行分析;至此 完成對(duì)軸承的動(dòng)態(tài)載荷模擬試驗(yàn)。
2. 如權(quán)利要求1所述飛機(jī)機(jī)輪軸承動(dòng)態(tài)載荷模擬試驗(yàn)方法,其特征在于,確定加載試 驗(yàn)的參數(shù)時(shí),所述油缸輸出的工作壓力通過(guò)公式(1)確定:
式中:D是液壓缸內(nèi)徑,單位為m ;F是液壓缸推力,單位為N ;P是工作壓力,單位為MPa。
3. 如權(quán)利要求1所述飛機(jī)機(jī)輪軸承動(dòng)態(tài)載荷模擬試驗(yàn)方法,其特征在于,確定加載試 驗(yàn)的參數(shù)時(shí),所述試驗(yàn)軸承的試驗(yàn)載荷包括徑向載荷F1?和軸向載荷Fa,其中: 試驗(yàn)軸承的徑向載荷^通過(guò)公式(2)確定: Fr = FX cos a (2) 試驗(yàn)軸承的軸向載荷Fa通過(guò)公式(3)確定: Fa=FX sin a (3)。
【文檔編號(hào)】G01M13/04GK104344957SQ201410593898
【公開日】2015年2月11日 申請(qǐng)日期:2014年10月29日 優(yōu)先權(quán)日:2014年10月29日
【發(fā)明者】鄧偉林, 張煒 申請(qǐng)人:西安航空制動(dòng)科技有限公司