本实用新型专利技术公开了一种起落架试验载荷加载装置，涉及飞机起落架的载荷试验。所述起落架试验载荷加载装置包括：加载装置主体(3)、设置在所述加载装置主体(3)上的拉压载荷连接件以及设置在所述加载装置主体(3)上的扭转载荷连接件，其中，在加载装置主体(3)上机轮连接处设置有三个拉压载荷连接件，远离机轮连接处的一端也设置有三个拉压载荷连接件，对起落架施加拉伸载荷；同时，在加载装置主体(3)上机轮连接处与加载装置主体(3)上远离机轮连接处之间设置有扭转载荷连接件，对起落架施加扭转载荷。本实用新型专利技术能够在起落架试验中代替机轮，满足试验的加载要求，避免了因安装真实机轮造成的载荷加载困难的问题。
【技术实现步骤摘要】
本技术属于飞机试验领域，具体涉及一种起落架试验载荷加载装置。
技术介绍
在飞机设计
，起落架是关系飞机起飞和着陆安全的重要结构，它的载荷主要来自地面对机轮的作用。而在起落架的静力和疲劳试验中，不能安装机轮，因为机轮会绕轮轴转动，而且机轮轮胎的表面也不利于加载夹具的安装。若不安装机轮，在轮轴上加载载荷，由于结构的原因会导致部分方向的载荷无法施加。所以，需要设计一个可加载的装置，在起落架试验中用于代替机轮，并且不影响试验的准确性。现有技术一般采用的加载装置比较简单，且只注重轮轴中心的三向载荷加载，对于机轮的扭转载荷无法施加。
技术实现思路
为了解决上述问题，本技术提供了一种起落架试验载荷加载装置，用于代替机轮，对起落架进行载荷的加载试验，使得通过该载荷加载装置既能对起落架轮轴中心的三向施加载荷，又能够对机轮的扭转施加载荷，同时还可以对远离轮轴中心的一端施加三向载荷。本技术起落架试验载荷加载装置，安装在起落架的机轮连接处，用以代替机轮对起落架的机轮连接处施加试验载荷，所述机轮连接处是指所述起落架上其与机轮连接的位置，所述起落架试验载荷加载装置包括:加载装置主体、设置在所述加载装置主体上的拉压载荷连接件以及设置在所述加载装置主体上的扭转载荷连接件，其中，加载装置主体，一端通过轮轴安装在所述机轮连接处，所述起落架的轴线与所述轮轴的轴线相互垂直；在加载装置主体上机轮连接处设置有第一拉压载荷连接件、第二拉压载荷连接件以及第三拉压载荷连接件，其中，第一拉压载荷连接件的受力方向与所述起落架的轴向方向平行，且指向飞机底部，第二拉压载荷连接件与第三拉压载荷连接件的受力方向相反，且位于同一直线A上，该直线A与起落架的轴线以及与轮轴的轴线均垂直；在加载装置主体上远离机轮连接处的一端设置有第四拉压载荷连接件、第五拉压载荷连接件以及第六拉压载荷连接件，其中，第四拉压载荷连接件的受力方向与飞机滑行方向相反，第五拉压载荷连接件与第六拉压载荷连接件的受力方向相反，且位于同一直线B上，该直线B与起落架的轴线垂直，且平行于轮轴的轴线；在加载装置主体上机轮连接处与加载装置主体上远离机轮连接处之间设置有扭转载荷连接件，所述扭转载荷连接件通过关节轴承连接在所述加载装置主体上；所述拉压载荷连接件的受力方向是指由其与加载装置主体连接的一端指向其另一端的方向。优选的是，所述第一拉压载荷连接件、第二拉压载荷连接件、第三拉压载荷连接件以及第四拉压载荷连接件均为耳片，耳片一端开销孔，通过螺栓连接在所述加载装置主体上，另一端开通孔，用以加载载荷施加装置。在上述方案中优选的是，所述第五拉压载荷连接件与第六拉压载荷连接件为两端开孔的载荷板，所述载荷板的中部固定在所述加载装置主体上，所述载荷板的两端伸出所述加载装置主体。在上述方案中优选的是，所述轮轴为法兰盘，所述法兰盘穿过设置在加载装置主体的通孔固定在起落架上，并将所述法兰盘固定在加载装置主体上。在上述方案中优选的是，所述法兰盘通过螺栓固定在加载装置主体上。在上述方案中优选的是，所述扭转载荷连接件包括两条拉板，两条拉板对称设置在加载装置主体上的中轴两侧，所述加载装置主体上的中轴平分所述加载装置主体，且其与起落架的轴线平行。在上述方案中优选的是，任一拉板上三个孔，两端的孔分别连接扭矩载荷施加装置，中间的通孔通过关节轴承连接所述加载装置主体。在上述方案中优选的是，所述起落架试验载荷加载装置由30CrMnS iA材料制成。本技术第二拉压载荷连接件以及第三拉压载荷连接件对应的耳片上的通孔用于加载航向向前和向后的载荷；第一拉压载荷连接件对应的耳片上的通孔用于加载向上的载荷，第四拉压载荷连接件对应的耳片上的通孔用于加载接地点航向向后的载荷；第五拉压载荷连接件以及第六拉压载荷连接件对应的耳片上的通孔用于加载侧向向里和向外的载荷。拉板上的通孔用于加载对起落架的扭矩载荷。本技术能够在起落架试验中代替机轮，满足试验的加载要求，避免了因安装真实机轮造成的加载困难。与起落架的连接与真实的机轮一致，使得载荷的传递路线不变，不会影响试验结果的准确性；可以不用拆卸和加装其它零件就能够满足不同试验情况的各个方向的加载要求。【附图说明】图1为本技术起落架试验载荷加载装置的一优选实施例的结构安装示意图。图2为图1所示实施例的起落架试验载荷加载装置的主视图。图3为图1所示实施例的起落架试验载荷加载装置的左视图。图4为图1所示实施例的起落架试验载荷加载装置的俯视图。图5为图1所示实施例的起落架试验载荷加载装置的仰视图。图6为加载装置主体结构的主视图。图7为加载装置主体结构的左视图。图8为第一拉压载荷连接件-耳片的结构示意图。图9为套管的结构示意图。图10为加载装置主体的外板I的结构示意图。图11为加载装置主体的外板II的结构示意图。图12为载荷板的结构示意图。图13为法兰盘的结构示意图。图14为第二拉压载荷连接件-耳片的结构示意图。图15为第三拉压载荷连接件-耳片的结构示意图。图16为第四拉压载荷连接件-耳片的结构示意图。图17为拉板的结构示意图。其中，1-为套管，la-通孔，lb-通孔5，lc-螺纹孔，2为耳片I，2a_通孔，2b_通孔，2c-通孔，3-加载装置主体，4-法兰盘，4a-通孔，4b-通孔，4c-通孔，4d-通孔，4e-孔，4f-通孔，5-外板I，5a-通孔，5b-通孔，5c-通孔，5d_通孔，5e_凹槽I，5f-凹槽II，5g-凹槽III，5h-螺纹孔，6-外板II,6a-通孔，6b_通孔，6c_通孔，6d_通孔，6e_凹槽IV，6f-凹槽V，6g-凹槽VI，7~耳片IV，7a~通孔，7b_通孔，8_载荷板，8a-通孔，8b_通孔，9-耳片II，9a-通孔，9b-通孔，10-耳片III，10a-通孔，10b-通孔，11-方板I ,12-方板II，13-长板III，14-中型板I，15-中型板II，17-长板I，18-长板II，19-方板III，20-方板IV，21-方板V，31-螺栓I，32-螺栓II，33-螺栓III，34-螺栓IV，35-螺栓V，36-螺母I，37-螺母II，38-螺母III，39-垫片，40-螺母IV，41-拉板I，42-拉板II，41a-通孔，41b-通孔，42a-通孔，42b-通孔，43-关节轴承，45-衬套I，46-衬套II，47-螺栓VI，48-垫片II，49-螺母V，50-起落架。【具体实施方式】为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本技术，而不能理解为对本技术的限制。基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。下面结合附图对本技术的实施例进行详细说明。在本技术的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种起落架试验载荷加载装置，安装在起落架的机轮连接处，用以代替机轮对起落架的机轮连接处施加试验载荷，所述机轮连接处是指所述起落架上其与机轮连接的位置，其特征在于,所述起落架试验载荷加载装置包括：加载装置主体(3)、设置在所述加载装置主体(3)上的拉压载荷连接件以及设置在所述加载装置主体(3)上的扭转载荷连接件，其中，加载装置主体(3)，一端通过轮轴安装在所述机轮连接处，所述起落架的轴线与所述轮轴的轴线相互垂直；在加载装置主体(3)上机轮连接处设置有第一拉压载荷连接件、第二拉压载荷连接件以及第三拉压载荷连接件，其中，第一拉压载荷连接件的受力方向与所述起落架的轴向方向平行，且指向飞机底部，第二拉压载荷连接件与第三拉压载荷连接件的受力方向相反，且位于同一直线A上，该直线A与起落架的轴线以及与轮轴的轴线均垂直；在加载装置主体(3)上远离机轮连接处的一端设置有第四拉压载荷连接件、第五拉压载荷连接件以及第六拉压载荷连接件，其中，第四拉压载荷连接件的受力方向与飞机滑行方向相反，第五拉压载荷连接件与第六拉压载荷连接件的受力方向相反，且位于同一直线B上，该直线B与起落架的轴线垂直，且平行于轮轴的轴线；在加载装置主体(3)上机轮连接处与加载装置主体(3)上远离机轮连接处之间设置有扭转载荷连接件，所述扭转载荷连接件通过关节轴承连接在所述加载装置主体(3)上；所述拉压载荷连接件的受力方向是指由其与加载装置主体(3)连接的一端指向其另一端的方向。...
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：卢学峰，王石磊，王成波，曲林锋，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所，
类型：新型
国别省市：辽宁;21
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