本發(fā)明涉及一種航空輪胎阻尼系數(shù)試驗(yàn)裝置及其試驗(yàn)方法，屬于航空輪胎試驗(yàn)。

背景技術(shù)：

1、航空輪胎作為飛機(jī)的主要部件之一，需要承受高速度、高載荷、高內(nèi)壓得作用，對(duì)飛機(jī)的安全起降和滑行具有極其重要的作用，使用條件較為苛刻。飛機(jī)著陸時(shí)，輪胎承擔(dān)著飛機(jī)的全部載荷和高速?zèng)_擊載荷。航空輪胎是一個(gè)由橡膠和尼龍簾線等材料組成的較強(qiáng)的彈性體，需要具有較好的變形能力，能較好的吸收這些沖擊動(dòng)能。

2、航空輪胎的阻尼特性能夠有效吸收和分散機(jī)械振動(dòng)和沖擊能量，減少振動(dòng)的傳遞，具有良好的減振和隔振效果，能減少飛機(jī)飛行過程中機(jī)械零件以及著陸時(shí)產(chǎn)生的震動(dòng)。目前，對(duì)于航空輪胎阻尼系數(shù)的研究較少。對(duì)于航空輪胎阻尼的研究多采用解析方法，解析方法通常采用剛性環(huán)模型，但其計(jì)算結(jié)果無法與輪胎的真實(shí)結(jié)構(gòu)直接關(guān)聯(lián)起來，缺乏對(duì)航空輪胎阻尼系數(shù)的試驗(yàn)對(duì)比分析。因此，研究航空輪胎的阻尼系數(shù)是至關(guān)重要的。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本發(fā)明針對(duì)以上問題，提出了一種航空輪胎阻尼系數(shù)試驗(yàn)裝置及其試驗(yàn)方法，模擬航空輪胎的真實(shí)受載情況和振動(dòng)情況，獲取航空輪胎真實(shí)的阻尼系數(shù)。

2、本發(fā)明的技術(shù)方案為：包括試驗(yàn)臺(tái)3、試驗(yàn)件、測力平臺(tái)8、法蘭15、承力框架2、承力墻10、垂直力加載機(jī)構(gòu)以及阻尼系數(shù)測試系統(tǒng)；

3、所述承力墻10固定安裝在試驗(yàn)臺(tái)3上，并且承力墻10還固定安裝有用于固定試驗(yàn)件的法蘭15；

4、所述測力平臺(tái)8水平設(shè)置在承力墻10一旁，并且處在試驗(yàn)件之下，通過垂直力加載機(jī)構(gòu)和阻尼系數(shù)測試系統(tǒng)分別向所述測力平臺(tái)8施加垂直力和三向激振。

5、具體來說：

6、還包括承力框架2，所述承力框架2固定安裝在試驗(yàn)臺(tái)3上；

7、所述垂直力加載機(jī)構(gòu)安裝在承力框架2的頂端和測力平臺(tái)8之間，包括帶動(dòng)測力平臺(tái)8直線升降的垂向動(dòng)力源；

8、所述阻尼系數(shù)測試系統(tǒng)包括安裝在試驗(yàn)臺(tái)3上的三個(gè)激振器以及通過磁性底座放置在測力平臺(tái)8上的三向加速度傳感器，三個(gè)激振器分別布置在垂直于試驗(yàn)件軸心的縱向上以及平行于試驗(yàn)件軸心的側(cè)向上，三個(gè)激振器分為扭轉(zhuǎn)激振器12、側(cè)向激振器13以及縱向激振器14，所述扭轉(zhuǎn)激振器12作用在測力平臺(tái)8縱向的邊緣處，所述側(cè)向激振器13作用在測力平臺(tái)8側(cè)向的中心，所述縱向激振器14作用在測力平臺(tái)8縱向的中心。

9、關(guān)于垂向動(dòng)力源：

10、所述垂直力加載機(jī)構(gòu)包括若干均勻布置的垂向動(dòng)力源，所述垂向動(dòng)力源包括伺服作動(dòng)器1、吊桿7、垂向力傳感器6以及吊環(huán)9；

11、所述伺服作動(dòng)器1的殼體固定安裝在承力框架2的頂端，所述伺服作動(dòng)器1的輸出桿則經(jīng)y型接頭5連接垂向力傳感器6，所述吊桿7的頂端固定連接在所述垂向力傳感器6上，并且吊桿7底端通過另一個(gè)y型接頭5固定連接測力平臺(tái)8。

12、進(jìn)一步的，位于試驗(yàn)件一側(cè)的垂向動(dòng)力源的輸出桿通過連接耳片4保持同步運(yùn)動(dòng)，所述連接耳片4與垂向動(dòng)力源的輸出桿固定相連。

13、關(guān)于阻尼系數(shù)測試系統(tǒng)：

14、所述扭轉(zhuǎn)激振器12、側(cè)向激振器13以及縱向激振器14的殼體都通過支架與試驗(yàn)臺(tái)3鉸接，并且扭轉(zhuǎn)激振器12、側(cè)向激振器13以及縱向激振器14的的輸出端都連接在所述測力平臺(tái)8上。

15、本案的試驗(yàn)方法，包括如下步驟：

16、步驟一：測量航空輪胎氣壓，保證航空輪胎氣壓符合試驗(yàn)要求；

17、步驟二：按照試驗(yàn)要求安裝試驗(yàn)裝置，航空輪胎固定，保證測力平臺(tái)水平且與航空輪胎中心對(duì)應(yīng)，不同伺服作動(dòng)器施加的垂直力保持相同；

18、步驟三：啟動(dòng)伺服作動(dòng)器，提升測力平臺(tái)，使測力平臺(tái)與航空輪胎接觸；

19、步驟四：按照試驗(yàn)要求的測點(diǎn)，安放加速度傳感器，保證加速度傳感器方向一致；

20、步驟五：啟動(dòng)數(shù)據(jù)采集分析系統(tǒng)，清零，采集；

21、步驟六：繼續(xù)提升測力平臺(tái)，航空輪胎所受垂直力達(dá)到試驗(yàn)規(guī)定載荷；

22、步驟七：保持垂直力不變，將激振器與測力平臺(tái)相連，保證激振器水平，分別向測力平臺(tái)施加側(cè)向激振、縱向激振和扭轉(zhuǎn)激振；

23、步驟八：施加側(cè)向激振、縱向激振和扭轉(zhuǎn)激振的過程中，采用正弦掃頻，使得測力平臺(tái)與航空輪胎發(fā)生振動(dòng)；

24、步驟九：觀察數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)的數(shù)據(jù)，當(dāng)航空輪胎與測力平臺(tái)發(fā)生共振時(shí)，掃頻結(jié)束，停止數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)；

25、步驟十：關(guān)閉激振器，激振器與測力平臺(tái)斷開連接；

26、步驟十一：測力平臺(tái)下降，釋放垂直載荷，直至測力平臺(tái)與航空輪胎不接觸；

27、步驟十二：試驗(yàn)完成，通過數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，整理分析數(shù)據(jù)，得到航空輪胎的固有頻率和阻尼比；

28、步驟十三：將試驗(yàn)得到的固有頻率和阻尼比帶入公式(1)計(jì)算，得出航空輪胎的阻尼系數(shù)。

29、

30、式中：f——固有頻率；ξ——阻尼比；m——測力平臺(tái)質(zhì)量；c——輪胎阻尼系數(shù)。

31、本發(fā)明將航空輪胎不同方向阻尼系數(shù)的測量集中在同一臺(tái)試驗(yàn)設(shè)備，實(shí)現(xiàn)了在實(shí)驗(yàn)室中完成航空輪胎的阻尼系數(shù)試驗(yàn)；試驗(yàn)裝置的布置和安裝可以準(zhǔn)確模擬航空輪胎受載和振動(dòng)，得出航空輪胎的阻尼比和固有頻率，通過公式計(jì)算得出阻尼系數(shù)；采用伺服作動(dòng)器加載，載荷平穩(wěn)，連續(xù)性好；試驗(yàn)裝置的結(jié)構(gòu)簡單，施工方便，降低了試驗(yàn)規(guī)模，節(jié)約試驗(yàn)成本。

技術(shù)特征：

1.一種航空輪胎阻尼系數(shù)試驗(yàn)裝置，其特征在于，包括試驗(yàn)臺(tái)(3)、試驗(yàn)件、測力平臺(tái)(8)、法蘭(15)、承力框架(2)、承力墻(10)、垂直力加載機(jī)構(gòu)以及阻尼系數(shù)測試系統(tǒng)；

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種航空輪胎阻尼系數(shù)試驗(yàn)裝置，其特征在于，還包括承力框架(2)，所述承力框架(2)固定安裝在試驗(yàn)臺(tái)(3)上；

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種航空輪胎阻尼系數(shù)試驗(yàn)裝置，其特征在于，所述垂直力加載機(jī)構(gòu)包括若干均勻布置的垂向動(dòng)力源，所述垂向動(dòng)力源包括伺服作動(dòng)器(1)、吊桿(7)、垂向力傳感器(6)以及吊環(huán)(9)；

4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種航空輪胎阻尼系數(shù)試驗(yàn)裝置，其特征在于，位于試驗(yàn)件一側(cè)的垂向動(dòng)力源的輸出桿通過連接耳片(4)保持同步運(yùn)動(dòng)，所述連接耳片(4)與垂向動(dòng)力源的輸出桿固定相連。

5.根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種航空輪胎阻尼系數(shù)試驗(yàn)裝置，其特征在于，所述扭轉(zhuǎn)激振器(12)、側(cè)向激振器(13)以及縱向激振器(14)的殼體都通過支架與試驗(yàn)臺(tái)(3)鉸接，并且扭轉(zhuǎn)激振器(12)、側(cè)向激振器(13)以及縱向激振器(14)的的輸出端都連接在所述測力平臺(tái)(8)上。

6.一種權(quán)利要求1所述的航空輪胎阻尼系數(shù)試驗(yàn)裝置的試驗(yàn)方法，其特征在于，包括如下步驟：

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明公開了一種航空輪胎阻尼系數(shù)試驗(yàn)裝置及其試驗(yàn)方法，屬于航空輪胎試驗(yàn)技術(shù)領(lǐng)域。模擬航空輪胎的真實(shí)受載情況和振動(dòng)情況，獲取航空輪胎真實(shí)的阻尼系數(shù)。包括試驗(yàn)臺(tái)、試驗(yàn)件、測力平臺(tái)、法蘭、承力框架、承力墻、垂直力加載機(jī)構(gòu)以及阻尼系數(shù)測試系統(tǒng)；所述承力墻固定安裝在試驗(yàn)臺(tái)上，并且承力墻還固定安裝有用于固定試驗(yàn)件的法蘭；所述測力平臺(tái)水平安放在承力墻一旁，并且處在試驗(yàn)件之下，通過垂直力加載機(jī)構(gòu)和阻尼系數(shù)測試系統(tǒng)分別向所述測力平臺(tái)施加垂直力和三向激振。本發(fā)明將航空輪胎不同方向阻尼系數(shù)的測量集中在同一臺(tái)試驗(yàn)設(shè)備，實(shí)現(xiàn)了在實(shí)驗(yàn)室中完成航空輪胎的阻尼系數(shù)試驗(yàn)。

技術(shù)研發(fā)人員：魏小輝,白曉輝,房興波,尹喬之,聶宏
受保護(hù)的技術(shù)使用者：南京航空航天大學(xué)
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2025/1/6