飛機機輪軸承負荷沖擊載荷的試驗方法
【專利摘要】一種飛機機輪軸承負荷沖擊載荷的試驗方法，所使用的試驗機包括拖動系統(tǒng)和加載系統(tǒng)組成，通過拖動系統(tǒng)使試驗軸承按規(guī)定的轉(zhuǎn)速旋轉(zhuǎn)，加載系統(tǒng)為試驗軸承提供試驗載荷，用于模擬飛機著陸瞬間機輪軸承的使用工況，能夠有效、可靠的激發(fā)出故障。為研究更高轉(zhuǎn)速、更重負荷的航空機輪軸承提供可信的試驗依據(jù)，縮短了研制周期。
【專利說明】飛機機輪軸承負荷沖擊載荷的試驗方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種飛機機輪軸承負荷沖擊試驗機，具體是一種模擬飛機機輪軸承在 飛機著陸瞬間承受負荷沖擊工況的試驗方法。

【背景技術(shù)】
[0002] 隨著飛機的發(fā)展，飛機起飛與著陸時速度及重量逐漸增加，起飛與著陸過程中的 安全問題日益突出，對機輪軸承的性能與可靠性要求也越來越高，它關(guān)系到飛機的安全返 航、持續(xù)作戰(zhàn)能力和適應(yīng)機場的能力。
[0003] 機輪軸承不僅用來支撐機輪，引導(dǎo)機輪的旋轉(zhuǎn)方向，減小轉(zhuǎn)動過程中的摩擦，并承 受對機輪和輪軸之間的各種載荷。而且，軸承對飛機的工作性能、壽命、各項經(jīng)濟指標(biāo)及可 靠性都有很大影響，甚至在某些情況下也會造成飛行安全事故。
[0004] 作為易損件的機輪軸承，因為機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著陸時的安全性，提高飛機對各種載荷狀況、跑道狀況、氣候條件的適 應(yīng)能力，成為飛機機輪軸承的主要研究目標(biāo)。
[0005] 大部分軸承的運動方式是外圈固定、內(nèi)圈旋轉(zhuǎn)。飛機機輪軸承有它獨特之處，區(qū)別 于其他軸承最大的特點是外圈旋轉(zhuǎn)、內(nèi)圈固定的運動方式，W及它在使用過程中的工況。
[0006] 由于飛機采用的圓錐軸承的幾何特點及設(shè)計特點，它可W承受徑向和軸向的綜合 載荷。外滾道與軸承中也線夾角越大，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，那么承受載荷的能力越強。飛機處于不同的工作狀態(tài)，軸承的受力情況不 同。
[0007] 1、飛機處于靜止?fàn)顟B(tài)，軸承主要承受靜止載荷。飛機的重力產(chǎn)生的停機載荷P通 過軸承的滾棒傳遞給外滾道，即輪毅。P可沿軸向分解為軸向力N和垂直于外滾道的力F。
[0008] 2、飛機在地面滑行時，主要也承受垂直載荷。由于地面的不絕對平整，飛機的上下 震動的幅度大于飛機的重力。
[0009] 3、著陸時，機輪接地的瞬間首先主要受到巨大的靜止垂直沖擊載荷，繼而機輪W 很高的加速度加速達到與飛機同樣的速度在地面滑跑。如果飛機產(chǎn)生了重著陸，軸承在未 運轉(zhuǎn)的狀態(tài)下承受該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)較大的時候，機 輪還要收到較大的側(cè)向載荷，機輪受到側(cè)向摩擦力時，由于慣性作用，飛機有向一側(cè)傾斜的 趨勢。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，對飛機機輪軸承威脅最大的為機輪軸承在承受較大 的沖擊載荷后，由于過載包括局部過載而使接觸面發(fā)生塑性屈服，稱為塑性變形失效。
[0011] 隨著目前世界各國對大型運輸機的需求越來越大，研制高轉(zhuǎn)速重負荷的機輪軸承 也越來越迫切，人們也越來越認識到機輪軸承試驗的重要性。軸承試驗是軸承設(shè)計和制造 過程中一個不可或缺的重要驗證過程，在軸承試驗機上按照軸承的實際安裝工況、實際運 行狀態(tài)，即軸承的轉(zhuǎn)速、軸向載荷、徑向載荷W及環(huán)境溫度、潤滑狀態(tài)等按照實際工況給定 進行運轉(zhuǎn)，達到預(yù)定壽命或到軸承失效。
[0012] 根據(jù)機輪軸承在飛機著陸瞬間的受力工況，在飛機著陸時，飛機機輪觸地到機輪 旋轉(zhuǎn)至與飛機速度同等的線速度，該一速度上升沿歷時小于200ms。如果軸承試驗機需模擬 飛機著陸時機輪軸承的工況，該要求軸承試驗機在200msW內(nèi)將機輪軸承速度驅(qū)動至飛機 著陸轉(zhuǎn)速，同時載荷加載至額定載荷，并能模擬飛機著陸時對機輪軸承的沖擊加速度。巨大 載荷的加載沖擊，使得由機輪軸承的摩擦阻力帶來的阻力矩非常大，如此苛刻的條件，目前 的科學(xué)技術(shù)不大可能利用電機或電主軸直接將機輪軸承在200msW內(nèi)驅(qū)動至如此高的轉(zhuǎn) 速。
[0013] 國內(nèi)外現(xiàn)有軸承試驗機種類繁多，均未涉及沖擊載荷的試驗。目前國內(nèi)探索飛機 著陸沖擊工況的試驗方法為起落架的落震試驗，W整套起落架為代價，使用吊車息掛至一 定高度進行自由落體的落震試驗，得到相關(guān)沖擊加速度等試驗數(shù)據(jù)。此方法成本高，試驗實 施難度大，只能勉強模擬沖擊時的加速度且試驗過程中機輪并未能轉(zhuǎn)動，與飛機實際著陸 工況相差甚大，試驗數(shù)據(jù)不可靠。
[0014] 隨著現(xiàn)代飛機性能要求的不斷提高，對飛機機輪的性能提出了更高的要求，機輪 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，對機輪的選用軸承也提 出更高的要求。機輪軸承通過重載、沖擊載荷和壽命試驗結(jié)果，W供機輪選用已是必然趨 勢。
[0015] 綜上所述，國內(nèi)?？卺槍︼w機機輪軸承的模擬試驗方法可W說仍是片薄弱區(qū)域， 尤其是在模擬飛機高速重負荷的沖擊試驗領(lǐng)域上，仍是片空白。此時對機輪軸承在飛機著 陸瞬間的工況數(shù)據(jù)的探索迫在眉睫，推出針對航空機輪軸承工況相符的模擬試驗方法勢在 必行。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0016] 為克服現(xiàn)有技術(shù)中存在的成本高、試驗實施難度大和試驗數(shù)據(jù)不可靠的不足，本 發(fā)明提出了一種飛機機輪軸承負荷沖擊載荷的試驗方法。
[0017] 本發(fā)明通過軸承試驗機的加載裝置進行所述的飛機機輪軸承靜態(tài)載荷模擬試驗； 所述的軸承試驗機的加載裝置包括液壓缸、固定板、載荷傳感器、立柱、活動板、橡膠輪、力口 載頭、加載軸、制動器和制動盤；加載裝置通過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也，并使該液壓缸的伸縮桿穿 過固定板后位于該固定板的下表面與活動板上表面之間；所述活動板水平安裝在所述立柱 的中部，并W立柱為導(dǎo)軌上下移動；所述活動板上表面幾何中也安裝有載荷傳感器；所述 活動板下表面有導(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加載臂上；試 驗軸承安裝在加載軸的中部；橡膠輪套裝在所述試驗軸承的外圈上；制動盤套裝在加載軸 上，并且該制動盤上的法蘭與橡膠輪的一個端面固定連接；所述制動盤的制動碟片位于制 動器的制動夾片中；所述制動器的上端固定在加載頭內(nèi)加載基板的下表面；
[0018] 所述飛機機輪軸承負荷沖擊載荷的試驗的步驟是：
[0019] 步驟1 ;測量并記錄試驗前軸承游隙，安裝試驗軸承。試驗軸承一組兩套對稱安裝 在橡膠輪內(nèi)，試驗軸承的外圈固定在鋼圈內(nèi)，內(nèi)圈固定安裝在加載軸上。加載軸兩端通過軸 套安裝在加載頭的加載臂上。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)采集器通過導(dǎo)線連接。
[0020] 步驟2 ;載荷傳感器調(diào)零。啟動加載系統(tǒng)，提升加載裝置中活動板的高度，使安裝 在該活動板下方的橡膠輪處于息空狀態(tài)。因活動板及加載頭的自重，垂直加載時所述自重 的重力將作為垂直載荷的一部分施加于試驗軸承上，因此在橡膠輪處于息空狀態(tài)下，調(diào)整 載荷傳感器至零位。
[0021] 步驟3 ;調(diào)整試驗機至沖擊加載的狀態(tài)。加載活動板沿立柱12WImm/s的速度向 下移動；通過加載活動板調(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有0?20mm的間隙，通過該間隙量調(diào)整試驗軸承沖擊加速度值和沖 擊載荷峰值。
[0022] 步驟4 ;負荷沖擊載荷試驗。
[0023] 第一步；確定加載試驗的參數(shù)。所述的加載試驗參數(shù)包括：油缸輸出的工作壓力、 試驗軸承的試驗載荷。其中：
[0024] 油缸輸出的工作壓力通過公式（1)確定：

【權(quán)利要求】
1. 一種飛機機輪軸承負荷沖擊載荷的試驗方法，通過軸承試驗機的加載裝置進行所 述的飛機機輪軸承靜態(tài)載荷模擬試驗；所述的軸承試驗機的加載裝置包括液壓缸、固定板、 載荷傳感器、立柱、活動板、橡膠輪、加載頭、加載軸、制動器和制動盤；加載裝置通過立柱固 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固定板后位于該固定板的下表面與活動板上表面之 間；所述活動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；所述活動板上表 面幾何中心安裝有載荷傳感器；所述活動板下表面有導(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加載臂上；試驗軸承安裝在加載軸的中部；橡膠輪套裝在所述試驗 軸承的外圈上；制動盤套裝在加載軸上，并且該制動盤上的法蘭與橡膠輪的一個端面固定 連接；所述制動盤的制動碟片位于制動器的制動夾片中；所述制動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，所述飛機機輪軸承負荷沖擊載荷的試驗的步驟是： 步驟1:測量并記錄試驗前軸承游隙，安裝試驗軸承：試驗軸承一組兩套對稱安裝在橡 膠輪內(nèi)，試驗軸承的外圈固定在鋼圈內(nèi)，內(nèi)圈固定安裝在加載軸上；加載軸兩端通過軸套安 裝在加載頭的加載臂上；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)采集器通過導(dǎo)線連接； 步驟2 :載荷傳感器調(diào)零：啟動加載系統(tǒng)，提升加載裝置中活動板的高度，使安裝在該 活動板下方的橡膠輪處于懸空狀態(tài)；因活動板及加載頭的自重，垂直加載時所述自重的重 力將作為垂直載荷的一部分施加于試驗軸承上，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； 步驟3 :調(diào)整試驗機至沖擊加載的狀態(tài)：加載活動板沿立柱12以lmm/s的速度向下移 動；通過加載活動板調(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 的鼓輪的圓周表面有〇?20_的間隙，通過該間隙量調(diào)整試驗軸承沖擊加速度值和沖擊載 荷峰值； 步驟4 :負荷沖擊載荷試驗： 第一步：確定加載試驗的參數(shù)；所述的加載試驗參數(shù)包括：油缸輸出的工作壓力和試 驗軸承的試驗載荷； 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)速異步電機的轉(zhuǎn)速與鼓輪的轉(zhuǎn)速相 同； 第二步：當(dāng)所述各試驗參數(shù)確定后，對試驗軸承進行沖擊載荷和轉(zhuǎn)速譜加載試驗； 試驗中： 啟動三相交流變頻調(diào)速異步電機，通過離合器、聯(lián)軸器帶動鼓輪旋轉(zhuǎn)；通過數(shù)據(jù)采集器 采集熱電偶的數(shù)據(jù)；通過載荷傳感器監(jiān)測所施加在試驗軸承上的載荷； 通過控制三相交流變頻調(diào)速異步電機帶動鼓輪的轉(zhuǎn)速在O?6s內(nèi)線性加速至 1468rpm，并保持； 在鼓輪轉(zhuǎn)速達到1468rpm平穩(wěn)1秒后，通過瞬間加大加載油缸進口處的油壓，使油缸輸 出的工作壓力在O?0. 3s內(nèi)增加至8. 18MPa，油缸的活塞桿通過載荷傳感器帶動加載活動 板進行沖擊加載，當(dāng)加載活動板帶動安裝在加載頭上的橡膠輪向鼓輪施加沖擊載荷，繼而 將該沖擊載荷傳遞給位于鼓輪內(nèi)的軸承；軸承受到的沖擊載荷為徑向沖擊載荷； 在進行負荷沖擊加載的同時，零轉(zhuǎn)速橡膠輪壓向高速旋轉(zhuǎn)的鼓輪，形成摩擦力帶動橡 膠輪被動加速旋轉(zhuǎn)，橡膠輪將帶動試驗軸承被動旋轉(zhuǎn)，在200mS內(nèi)從零轉(zhuǎn)速加速至與鼓輪 相等的線速度，即7100rpm ; 在試驗軸承載荷和轉(zhuǎn)速平穩(wěn)后保持2. 5秒，進行快速卸載，載荷在0. 3秒內(nèi)卸載至OKN ; 控制電機減速至停止轉(zhuǎn)動；通過控制制動器夾緊制動盤20,6秒內(nèi)使試驗軸承停止轉(zhuǎn)動； 步驟5 :檢測試驗結(jié)果：試驗軸承卸載并止轉(zhuǎn)后，向上移動加載頭使得橡膠輪離開鼓 輪；拆卸試驗軸承并采用常規(guī)方法檢測該軸承的有無裂紋、變形、點蝕，有無疲勞剝落或剝 落深度、面積大小，測量和記錄實驗后游隙；采用常規(guī)方法對數(shù)據(jù)采集器采集到的熱電偶的 數(shù)據(jù)進行分析；至此完成對軸承的負荷沖擊載荷試驗。
2.如權(quán)利要求1所述一種飛機機輪軸承負荷沖擊載荷的試驗方法，其特征在于，確定 加載試驗的參數(shù)時， 油缸輸出的工作壓力通過公式（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 ； 試驗軸承的試驗載荷與該試驗軸承的額定載荷相同。
【文檔編號】G01M13/04GK104359675SQ201410597656
【公開日】2015年2月18日 申請日期: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, 習(xí)鶴 申請人:西安航空制動科技有限公司