[發(fā)明專利]一種試驗支持系統(tǒng)

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201811293253.7
• 申請日: 2018-10-31
• 公開（公告）號: CN109606731B
• 公開（公告）日: 2022-05-17
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 王鑫濤;杜星
• 申請（專利權(quán)）人: 中國飛機強度研究所
• 主分類號: B64F5/60
• 分類號: B64F5/60
• 代理公司: 中國航空專利中心 11008
• 代理人: 杜永保

本發(fā)明公開了一種試驗支持系統(tǒng)，包括兩個結(jié)構(gòu)相同的筒體，筒體內(nèi)部設(shè)置有活塞，活塞將筒體分為上腔體和下腔體，上腔體與大氣連通，下腔體內(nèi)填充有油液，兩個筒體的下腔體上均置有連接口，兩個連接口通過連接管連通，活塞頂部固定連接有活塞桿，活塞桿可以帶動活塞沿筒體長度方向移動，活塞桿內(nèi)部設(shè)置有位移傳感器，本發(fā)明系統(tǒng)結(jié)構(gòu)緊湊，對實施空間要求較低；能夠方便實現(xiàn)兩個及兩個以上的起落架聯(lián)合；能夠保證在試驗過程中每個支持點起落架受載完全相同達到多起落架靜定支持狀態(tài)；主承載體為液壓油，承載能力較大，方便擴展。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及飛機結(jié)構(gòu)試驗技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種試驗支持系統(tǒng)。

背景技術(shù)

在飛機結(jié)構(gòu)試驗中，選擇合理的飛機支持方式是試驗高質(zhì)量完成的前提和保證，多主起落架形式的飛機，其左右兩邊主起落架數(shù)量均為兩個或兩個以上，試驗過程中，一般考核起落架作為主要考核點用于試驗加載，采用非考核起落架作為飛機支持點，對于多主起落架飛機試驗，考核起落架一般為主起落架當中的一個或者一部分(兩邊對稱)，則剩余主起落架以及前起落架將作為飛機試驗支持點，飛機結(jié)構(gòu)試驗中，一般在垂向通過起落架形成三點支持，但如果剩余主起落架為兩個或者兩個以上，加上前起落架將在垂向形成超靜定支持，此不符合飛機試驗過程中的支持狀態(tài)。

通常在此種情況下，采用杠桿將單邊非考核起落架進行聯(lián)合，再通過撬杠將多個起落架形成一個支持點，繼而實現(xiàn)飛機的三點支持，但是此種方式并不能夠完全保證所聯(lián)合的非考核起落架受載均等，且結(jié)構(gòu)相對比較龐大，在設(shè)計上存在多方面限制，同時如果剩余起落架為兩個以上，采用杠桿聯(lián)合形式實現(xiàn)多起落架單點支持將比較困難，非考核起落架受載將更加無法保證。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的：提出一種試驗支持系統(tǒng)，可以模擬等臂杠桿，能夠在小空間內(nèi)形成多起落架單點支持狀態(tài)，保證試驗過程中在垂向形成靜定支持，而且所聯(lián)合的支持點起落架受載均等，整個試驗階段支持點狀態(tài)正常，方便安裝以及后期的維護檢查，保證試驗的順利進行。

本發(fā)明的技術(shù)方案：

一種試驗支持系統(tǒng)，包括兩個結(jié)構(gòu)相同的筒體，所述的筒體內(nèi)部設(shè)置有活塞，所述的活塞將筒體分為上腔體和下腔體，所述的上腔體與大氣連通，所述的下腔體內(nèi)填充有油液，所述兩個筒體的下腔體上均置有連接口，所述的兩個連接口通過連接管連通，所述的活塞頂部固定連接有活塞桿，所述的活塞桿可以帶動活塞沿筒體長度方向移動，所述的活塞桿內(nèi)部設(shè)置有位移傳感器。

所述的活塞桿上還設(shè)置有力傳感器。

所述筒體的下腔體一側(cè)設(shè)置有排氣口，與排氣口相對的另一側(cè)設(shè)置有注油口。

所述筒體的下腔體上還設(shè)置有開關(guān)閥。

所述筒體的下腔體外部設(shè)置有壓力表，所述的壓力表與下腔體連通。

所述的活塞桿頂部通過夾具與機身支持點上的起落架假件連接。

本發(fā)明的有益效果：

本發(fā)明所述的試驗支持系統(tǒng)具有以下優(yōu)點：

1)本發(fā)明系統(tǒng)結(jié)構(gòu)緊湊，對實施空間要求較低；

2)本發(fā)明系統(tǒng)能夠方便實現(xiàn)兩個及兩個以上的起落架聯(lián)合；

3)本發(fā)明系統(tǒng)能夠保證在試驗過程中每個支持點起落架載荷完全相同；

4)本發(fā)明系統(tǒng)主承載體為液壓油，承載能力較大。

附圖說明

圖1為本發(fā)明原理示意圖；

圖2為本發(fā)明結(jié)構(gòu)示意圖；

圖3為本發(fā)明安裝示意圖；