飛機滑行剎車試驗中剎車力矩測量裝置制造方法
【專利摘要】一種飛機滑行剎車試驗中剎車力矩測量裝置，第一應變片R1與第二應變片R2一組，第三應變片R3與第四應變片R4一組。將兩組應變片對稱粘貼在輪轂和起落架支柱之間的輪軸表面，并處于輪軸軸線所處的水平面上。每組中的兩個應變片長度方向的中心線之間的夾角為90°，并且所述兩個應變片長度方向的中心線與軸線夾角均為45°。本實用新型用于飛機剎車裝置處于裝機狀態(tài)時剎車力矩的測量，可作為飛機的機載設備使用，具有巨大的使用價值，具有結構簡單、安裝方便、通用性和安全性好的優(yōu)點，可廣泛用于各型軍機、民機起落架剎車試驗和汽車等其他車輪動力試驗測試，具有重要的社會意義和應用前景。
【專利說明】飛機滑行剎車試驗中剎車力矩測量裝置

【技術領域】
[0001]本發(fā)明于飛機剎車試驗技術，具體涉及一種用于飛機機輪裝機狀態(tài)和其他帶起落架剎車動力試驗中的剎車力矩測量的方法。

【背景技術】
[0002]剎車力矩，又稱制動力矩，是機輪剎車時由剎車裝置產生的阻止機輪滾轉的力矩，與結合力矩方向相反。它是剎車機輪設計的關鍵參數之一，不僅是確定剎車裝置結構參數的依據，而且直接影響起落架、輪胎、輪轂的結構強度，也是計算飛機滑跑性能、減速性能、滑跑距離、滑跑時間、吸收能量等的主要參數。使用中可按機輪的運動狀態(tài)分為靜剎車力矩和動剎車力矩兩種。靜剎車力矩:機輪與地面間無相對運動時剎車裝置提供的剎車力矩。動剎車力矩:滑跑時機輪剎車裝置提供的剎車力矩。
[0003]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，對剎車系統(tǒng)的性能與可靠性要求也越來越高，它關系到飛機的安全返航、持續(xù)作戰(zhàn)能力和適應機場的能力。因此，機輪剎車試驗是保證飛機滑跑、著陸安全的重要動力試驗項目之一，其目的是要考核機輪剎車系統(tǒng)能否滿足飛機在不同載荷下剎車距離的要求，確保飛機滑跑與著陸安全。
[0004]目前國內對于飛機剎車裝置的剎車力矩測量均是出廠前在大型剎車慣性試驗臺上進行，而對于安裝在起落架上的剎車裝置卻并沒有可行的測量方法，一度成為起落架機輪剎車試驗的一個技術難點。
[0005]中國專利201310652766五自由度隨動剎車力矩測量裝置稱述了一種用于帶起落架機輪剎車試驗的剎車力矩測量裝置，其原理為利用扭矩傳感器直接測量剎車力矩，其扭矩傳感器一端通過連接盤與剎車裝置同軸相連，另一端連接承力伸縮桿，承力伸縮桿通過固定支座固定與試驗臺架上。經分析此裝置無法實現剎車力矩的測量。按此專利所述，連接盤與剎車裝置安裝在一起，卻沒有稱述連接盤具體與剎車裝置的什么部分相連。剎車裝置的剎車盤分動盤與靜盤兩種，動盤隨機輪轉動，如連接盤與剎車裝置的動盤相連，則使得機輪不可旋轉；靜盤與輪軸相對靜止，如果連接盤與剎車裝置的靜盤相連，而靜盤是與貫穿機輪的輪軸相固定的，輪軸與機輪的另一側起落架相連，起落架本身就是機輪的一個承力機構，與此裝置所述的承力桿所受的力為同向力而不是反作用力，因此安裝的扭矩傳感器測量出的剎車力矩是實際剎車力矩相對于承力桿的一個分力矩。
[0006]另外，由于飛機的制動原理是依靠剎車裝置的摩擦來吸收飛機的動能，因此剎車盤形成高溫熱庫，在熱庫附近如對信號進行測量，高溫引起的信號溫度漂移是必須解決的技術難點。
[0007]因此，對于帶起落架的機輪剎車力矩測量仍然為機輪剎車試驗的一個技術難點。


【發(fā)明內容】

[0008]為克服息影現有技術這中存在的不能滿足帶起落架的機輪剎車力矩測量的不足，本發(fā)明提出了一種飛機滑行剎車試驗中剎車力矩測量裝置。
[0009]本發(fā)明包括4個應變片和數據采集系統(tǒng)；所述數據采集系統(tǒng)為常規(guī)應變采集系統(tǒng)，4個應變片之間通過全橋式電路連接，并且該橋式電路中的各輸出端分別與數據采集系統(tǒng)的各接口連通；其特征在于，所述4個應變片分別為第一應變片R1、第二應變片R2、第三應變片R3和第四應變片R4;第一應變片R1與第二應變片R2—組，第三應變片R3與第四應變片R4—組；將兩組應變片對稱粘貼在輪轂和起落架支柱之間的輪軸表面，并處于輪軸軸線所處的水平面上；所述每組中的兩個應變片長度方向的中心線之間的夾角為90°，并且所述兩個應變片長度方向的中心線與軸線夾角均為45°
[0010]填補這項【技術領域】的空白，本發(fā)明提出了一種飛機機輪剎車動力矩測量裝置。
[0011]飛機在靜止狀態(tài)下，機輪輪軸所受力為飛機載荷施加在輪軸上的垂直向下的徑向力，應力為彎應力。飛機在滑行中進行剎車時，機輪輪軸除受飛機載荷施加的彎應力外，還承受了剎車裝置施加的扭力，為剪應力。所述的剎車裝置對機輪輪軸所產生的扭力力矩，即為剎車力矩。
[0012]對于彎應力，采用軸對稱的應變片粘貼法，抵消因飛機載荷的施加而疊加的彎應力。
[0013]通過對稱貼法的兩片應變片求平均值，可以抵消豎直向上的由輪胎載荷引起的彎應力作用，從而得到轉軸表面所受的純剪切應力下的應變。
[0014]本發(fā)明中，四片應變片為全橋式電路接法，互為溫度補償，可消除應剎車裝置吸收飛機動能而產生的溫度變化的影響。
[0015]施加在輪軸上的各應力中，對測量準確度影響最大的應變?yōu)檩嗇S垂直方向的彎應力而引起的形變，主要為飛機載荷的施加，或因地面不平整引起的顛簸而產生；為進一步提高測量的準確度，需進一步消除彎應力的影響，使測量數據可信。因輪軸上的水平方向拉/壓力的影響相對于彎應力甚微，由彎應力而引起的應變最大的部位為輪軸的上、下表面，壓應變在輪軸的上表面最大，拉應變?yōu)檩嗇S下表面最大，依輪軸表面圓弧徑線與垂直方向夾角從O?90°線性減小，因此影響最小的部位為輪軸軸線水平方向的兩側面。四個應變片分兩組，一組兩片，每組應變片粘貼方向相互垂直，并與軸線夾角為45°，分別對稱粘貼于輪軸兩側面的軸線水平面與輪軸圓柱體表面相交的直線表面處。
[0016]進行剎車試驗中，數據采集系統(tǒng)測量得到應變數據后，再根據材料力學的知識可以由應變計算出剪切應力大小，從而計算出剎車扭轉力矩?；蛘咄ㄟ^標定的方法求出剎車力矩。
[0017]本發(fā)明所述的飛機機輪軸剎車動力矩的測量裝置，在對于處于裝機狀態(tài)下，或者大型慣性動力試驗臺帶起落架的剎車試驗中機輪，所進行的剎車動力矩測量，解決了由于在起落架上無法安裝扭矩/力傳感器而無法對剎車裝置的動態(tài)剎車力矩進行直接測量的冋題。
[0018]本發(fā)明用簡單的結構滿足了不同結構大小起落架剎車試驗的動力矩測量要求，解決了起落架動力試驗剎車力矩測量的難題，并創(chuàng)造性地用于飛機剎車裝置處于裝機狀態(tài)時剎車力矩的測量，可作為飛機的機載設備使用，具有巨大的使用價值。本發(fā)明具有結構簡單、安裝方便、省力省時、通用性好、安全性好等優(yōu)點，可廣泛用于各型軍機、民機起落架剎車試驗和汽車等其他車輪動力試驗測試，具有重要的社會意義和應用前景。
[0019]由于本發(fā)明使用，改變了目前剎車力矩的測量只在機輪在慣性試驗臺上做試驗的時候測量的現狀，能夠得到對剎車裝置實際使用時的工況狀態(tài)數據，提供了準確的剎車裝置強度和壽命評估，為研宄性能更佳的剎車裝置提供了試驗依據。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0020]圖1是本發(fā)明的結構示意圖。
[0021 ] 圖2是應變片的連接示意圖。
[0022]圖3是粘貼位置示意圖。圖中:
[0023]1.機輪；2.輪轂及剎車裝置；3.輪軸；4.起落架支柱；5.應變片；6.數據采集系統(tǒng)。

【具體實施方式】
[0024]本實施例是某型飛機滑行剎車試驗中剎車力矩測量系統(tǒng)，包括應變片和數據采集系統(tǒng)6。
[0025]本實施例中，所述應變片5有4片，分別為第一應變片R1、第二應變片R2、第三應變片&和第四應變片R4。數據采集系統(tǒng)6為常規(guī)應變采集系統(tǒng)。所述四個應變片5均分為兩組，第一應變片R1與第二應變片R2—組，第三應變片R3與第四應變片R4—組；將兩組應變片對稱粘貼在輪轂和起落架支柱4之間的輪軸表面，并處于輪軸軸線所處的水平面上。所述每組中的兩個應變片長度方向的中心線之間的夾角為90度，并且所述兩個應變片長度方向的中心線與軸線夾角均為45°。
[0026]所述四個應變片之間通過全橋式電路連接，并且該橋式電路中的各輸出端分別與數據采集系統(tǒng)6的各接口連通。所述各應變片之間通過全橋式電路連接，互為溫度補償，以消除應剎車裝置吸收飛機動能而產生的溫度變化的影響。
[0027]本實施例中，當飛機剎車滑行時，由剎車裝置產生剎車力矩，以此消耗飛機動能。剎車時，機輪I在輪轂及剎車裝置2處產生剎車力矩，表現為在輪軸3上的圓柱體產生由扭力力矩帶來的應變，本實施例利用應變片5測量輪軸3表面的應變來間接測量剎車力矩。
[0028]測量時，選取輪軸3上輪轂及剎車裝置2和起落架支柱4之間的一段輪軸的表面來進行應變測量。分析飛機機輪輪軸3的受力情況，包括:剎車裝置提供的扭力力矩、由垂直向下的飛機載荷產生的彎應力，以及當飛機受側風影響時，由該側風引起的軸向拉/壓力。
[0029]對于所述彎應力和軸向的拉/壓力，采用軸對稱的應變片粘貼法，以抵消因飛機載荷的施加而疊加的彎應力。
[0030]施加在輪軸上的各應力中，對測量準確度影響最大的應變?yōu)檩嗇S垂直方向的彎應力而引起的形變，主要為飛機載荷的施加，或因地面不平整引起的顛簸而產生；為進一步提高測量的準確度，需進一步消除彎應力的影響，使測量數據可信。因輪軸上的水平方向拉/壓力的影響相對于彎應力甚微，由彎應力而引起的應變最大的部位為輪軸的上、下表面，壓應變在輪軸的上表面最大，拉應變?yōu)檩嗇S下表面最大，依輪軸表面圓弧徑線與垂直方向夾角從O?90°線性減小，因此影響最小的部位為輪軸軸線水平方向的兩側面。
[0031]本實施例中，為提高測量的靈敏度和精度，在沿軸線成45°方向貼應變片R1，在沿軸線成-45°方向貼應變片R2，兩應變片相互垂直，并通過對稱貼法的兩片應變片R3、&求平均值，以抵消豎直向上的由輪胎載荷引起的彎應力作用，從而得到轉軸表面所受的純剪切應力下的應變。
[0032] 進行剎車試驗中，根據數據采集系統(tǒng)測量得到應變數據得到剪切應力，從而計算出剎車扭轉力矩。
【權利要求】
1.一種飛機滑行剎車試驗中剎車力矩測量裝置，包括4個應變片和數據采集系統(tǒng)；所述數據采集系統(tǒng)為常規(guī)應變采集系統(tǒng)，4個應變片之間通過全橋式電路連接，并且該橋式電路中的各輸出端分別與數據采集系統(tǒng)的各接口連通；其特征在于，所述4個應變片分別為第一應變片R1、第二應變片R2、第三應變片R3和第四應變片R4;第一應變片R工與第二應變片R2—組，第三應變片R3與第四應變片R4—組；將兩組應變片對稱粘貼在輪轂和起落架支柱之間的輪軸表面，并處于輪軸軸線所處的水平面上；所述每組中的兩個應變片長度方向的中心線之間的夾角為90°，并且所述兩個應變片長度方向的中心線與軸線夾角均為45°。
【文檔編號】G01L5/28GK204214583SQ201420724944
【公開日】2015年3月18日 申請日期:2014年11月27日 優(yōu)先權日:2014年11月27日
【發(fā)明者】鄧偉林, 張煒, 李嬋擘 申請人:西安航空制動科技有限公司