适用于飞机单轮双叉式起落架落震试验的带转装置及方法与流程

1.本发明涉及航空飞机试验技术领域，具体是涉及适用于飞机单轮双叉式起落架落震试验的带转装置及方法。


背景技术：

2.在航空飞机起落架的落震试验中，对于起落架轮胎转速的模拟通常根据起落架的结构形式采用摩擦式和随动式带转方法。摩擦式带转方法存在带转速度不够、轮胎磨损大等问题，同时对轮胎的速度控制也不够精确。
3.随着舰载机的增多，起落架的落震试验中起落架的触台速度也越来越高，摩擦式带转方法存在带转速度不够、轮胎磨损大的缺点，已经不能满足更高的试验要求。
4.在目前的航空飞机起落架的落震试验研究中，有很多学者曾针对起落架的疲劳测试对试验装置和方法进行了优化调整，例如专利cn216718059u公开了一种起落架疲劳试验加载装置，其试验台上竖直设置两个承力面，起落架倒装在试验台上，起落架上安装假轮，且起落架的注油口连接起落架压缩量调整装置；专利cn112340061b公开了一种用于起落架机轮静力试验加载方法以及加载装置，包括型架、装夹组件、垂载组件、侧载组件和航载组件。但是，经过调研发现目前还尚未有人针对轮胎的转动方式对起落架落震试验载荷影响关系做出优化改进。


技术实现要素：

5.针对上述存在的问题，本发明提供了适用于飞机单轮双叉式起落架落震试验的带转装置及方法。
6.本发明的技术方案是：适用于飞机单轮双叉式起落架落震试验的带转装置，包括飞机轮胎，用于固定所述飞机轮胎的起落架，用于带动飞机轮胎转动的驱动电机，以及位于飞机轮胎下方的测力平台；所述飞机轮胎的内部固定设有机轮轮毂，所述机轮轮毂的两侧外部均转动连接有连接轴，机轮轮毂的外部固定连接有凸环，所述凸环的外侧壁上设有一圈环形槽；所述起落架包括相互固定连接的升降杆和位于所述升降杆下方的倒u型杆，升降杆顶部通过吊篮固定夹持，所述吊篮顶部连接有升降电机，所述倒u型杆底部两侧分别一一对应与两个所述连接轴固定连接；所述驱动电机的输出端设有转轮，所述转轮外部设有与所述环形槽卡接用于带动飞机轮胎转动的传动皮带；所述飞机轮胎内侧对应的地面上设有一个固定板，所述固定板的前侧壁上设有第一限位槽，位于飞机轮胎内侧的一个所述连接轴末端设有延长杆，所述延长杆与所述第一限位槽滑动卡接，第一限位槽上段为弧形段，且所述弧形段以所述驱动电机的转轮中心为圆心，第一限位槽下段为垂直段，且所述垂直段内底部设有第一弹簧，所述第一弹簧的顶部
设有第一挡板，所述驱动电机底部设有固定块，所述固定块后端设有第二挡板，所述第二挡板与所述固定板的前侧壁上设有的第二限位槽滑动连接，第二挡板底部设有第二弹簧，所述第二弹簧底部与所述第二限位槽底部固定连接，第一挡板和第二挡板同步移动。
7.进一步地，所述起落架和测力平台上均设有三向力传感器，所述机轮轮毂中心处设有位移传感器，所述倒u型杆顶部设有位移传感器，所述升降杆内部设有压力传感器，所述飞机轮胎外侧设有高速摄像机。
8.说明：通过各个传感器能够收集实验所需的数据。
9.进一步地，所述吊篮顶部设有导向锁架，所述导向锁架顶部通过电控锁与所述升降电机的输出端连接，升降电机与固定设置在地面上的固定架固定连接。
10.说明：通过导向锁架以及固定架可以实现对起落架的控制，同时保证试验过程中整体装置结构的稳定性。
11.进一步地，所述第一挡板和第二挡板之间设有连杆。
12.说明：通过固定板以及第一限位槽的设置能够使飞机轮胎以驱动电机的转轮为圆心做弧线式下降，从而保持下降过程中传动皮带的始终紧绷，避免传动皮带发生松弛脱落，同时第一限位槽设有的垂直段能够使飞机轮胎与驱动电机一起下降，同样避免传动皮带发生松弛脱落，可以根据需要在弧形段或垂直段完成落地接触试验。
13.更进一步地，所述连杆中部设有滑块，所述滑块与所述固定板的前侧壁上设有的第三限位槽滑动连接，滑块的两侧各设有一个限位块，所述限位块与所述第三限位槽内侧壁设有的滑轨滑动连接。
14.说明：通过第三限位槽配合滑块与滑轨的设置使两个挡板始终保持稳定，在整个试验过程中保持飞机轮胎和驱动电机的相对稳定。
15.更进一步地，所述弧形段的弧度为45~90
°
，所述第一挡板位于所述第一限位槽的弧形段与垂直段的连接处。
16.本发明还提供了适用于飞机单轮双叉式起落架落震试验的方法，基于上述的适用于飞机单轮双叉式起落架落震试验的带转装置，包括以下步骤：s1、定位：通过升降电机控制吊篮抬升，从而带动起落架以及飞机轮胎抬升，使延长杆在第一限位槽内部向上滑动，直至延长杆接触到第一限位槽的弧形段的最上端，完成定位；s2、提转速：开启驱动电机使其带动转轮转动，通过转轮带动传动皮带转动从而使凸环与转轮同步转动，进而实现飞机轮胎的转动；s3、下降接触，包括两种试验工况：试验工况一：计算定位结束后飞机轮胎与测力平台之间的高度，使飞机轮胎与测力平台接触时延长杆位于第一限位槽的垂直段内，具体方法为：保持飞机轮胎的转速不变，通过升降电机控制吊篮下降，从而带动起落架以及飞机轮胎下降，使延长杆在第一限位槽的弧形段内部斜向下滑动，使飞机轮胎的圆心绕转轮的圆心等距离转动，从而使传动皮带始终保持一个紧绷的状态，直至延长杆接触到第一挡板并继续下压第一挡板，此时飞机轮胎继续垂直下降，同时驱动电机同步垂直下降避免传动皮带发生松弛，直至飞机轮胎与测力平台接触；试验工况二：计算定位结束后飞机轮胎与测力平台之间的高度，使飞机轮胎与测
力平台接触时延长杆仍位于第一限位槽的弧形段内，具体方法为：保持飞机轮胎的转速不变，通过升降电机控制吊篮下降，从而带动起落架以及飞机轮胎下降，使延长杆在第一限位槽的弧形段内部斜向下滑动，使飞机轮胎的圆心绕转轮的圆心等距离转动从而使传动皮带始终保持一个紧绷的状态，在延长杆触碰到第一挡板之前使飞机轮胎与测力平台接触；s4、数据监测：对飞机轮胎的受力情况、起落架的受力情况以及测力平台的受力情况进行数据监测统计。
17.更进一步地，所述步骤s2中飞机轮胎的转速为20~40m/s，所述步骤s3中飞机轮胎的下降速度为1~5m/s。
18.说明：通过优化飞机轮胎转速和飞机轮胎下降速度使其更加接近真实飞机航行情况，通过对s3下降接触进行优化使其可以实现选择在弧形段或垂直段完成落地接触试验，满足两种试验需求。
19.本发明的有益效果是：本发明的适用于飞机单轮双叉式起落架落震试验的带转装置利用传动皮带驱动飞机轮胎转动，可以实现较高且更加精确的触台速度，使得落震试验加载更加真实准确，同时相对于摩擦轮带转的方式大大减少了对轮胎的磨损，避免磨损的轮胎高速触台时容易爆胎，提高了试验的安全性，改进了原有技术中摩擦轮离开轮胎到起落架投放中间的机轮速度的损耗，极大地提高了飞机起落架落震试验的准确度，结构合理精简，便于后期的拆卸和检查；本发明的适用于飞机单轮双叉式起落架落震试验的带转装置通过固定板以及第一限位槽的设置能够使飞机轮胎以驱动电机的转轮为圆心做弧线式下降，从而保持下降过程中传动皮带的始终紧绷，避免传动皮带发生松弛脱落，同时第一限位槽设有的垂直段能够使飞机轮胎与驱动电机一同下降，同样避免传动皮带发生松弛脱落，可以根据需要在弧形段或垂直段完成落地接触试验，通过第三限位槽配合滑块与滑轨的设置使两个挡板始终保持稳定，在整个试验过程中保持飞机轮胎和驱动电机的相对稳定；本发明的适用于飞机单轮双叉式起落架落震试验的方法能够最大程度还原模拟出飞机轮胎落地时起落架的受力情况，可以选择在弧形段或垂直段完成落地接触，从而进行不同研究侧重点的试验；
附图说明
20.图1是本发明的适用于飞机单轮双叉式起落架落震试验的带转装置整体结构侧视图；图2是本发明的适用于飞机单轮双叉式起落架落震试验的带转装置中省略了升降杆上方部分结构后的正面结构示意图；图3是本发明的适用于飞机单轮双叉式起落架落震试验的带转装置中省略了固定板的部分结构后的背面结构示意图；图4是本发明的适用于飞机单轮双叉式起落架落震试验的带转装置中固定板的结构示意图；图5是本发明的适用于飞机单轮双叉式起落架落震试验的带转装置中延长杆在第
一限位槽内运动的结构示意图；图6是本发明的适用于飞机单轮双叉式起落架落震试验的带转装置中滑块与第三限位槽连接处的结构示意图；图7是本发明的适用于飞机单轮双叉式起落架落震试验方法流程图。
21.其中，1-飞机轮胎，11-机轮轮毂，12-连接轴，13-凸环，14-环形槽，15-延长杆，2-起落架，21-升降杆，22-倒u型杆，23-吊篮，24-升降电机，25-导向锁架，26-电控锁，27-固定架，3-驱动电机，31-转轮，32-传动皮带，33-固定块，4-测力平台，5-固定板，51-第一限位槽，52-第二限位槽，53-第三限位槽，54-第一弹簧，55-第二弹簧，56-第一挡板，57-第二挡板，58-滑轨，6-连杆，61-滑块，62-限位块。
具体实施方式
22.实施例1：如图1所示，适用于飞机单轮双叉式起落架落震试验的带转装置，包括飞机轮胎1，用于固定飞机轮胎1的起落架2，用于带动飞机轮胎1转动的驱动电机3，以及位于飞机轮胎1下方的测力平台4；如图2所示，飞机轮胎1的内部固定设有机轮轮毂11，机轮轮毂11的两侧外部均转动连接有连接轴12，机轮轮毂11的外部固定连接有凸环13，凸环13的外侧壁上设有一圈环形槽14；如图1所示，起落架2包括相互固定连接的升降杆21和位于升降杆21下方的倒u型杆22，升降杆21顶部通过吊篮23固定夹持，吊篮23顶部连接有升降电机24，倒u型杆22底部两侧分别一一对应与两个连接轴12固定连接，吊篮23顶部设有导向锁架25，导向锁架25顶部通过电控锁26与升降电机24的输出端连接，升降电机24与固定设置在地面上的固定架27固定连接；如图1、2所示，驱动电机3的输出端设有转轮31，转轮31外部设有与所述环形槽14卡接用于带动飞机轮胎1转动的传动皮带32；如图3~6所示，飞机轮胎1内侧对应的地面上设有一个固定板5，固定板5的前侧壁上设有第一限位槽51，位于飞机轮胎1内侧的一个连接轴12末端设有延长杆15，延长杆15与第一限位槽51滑动卡接，第一限位槽51上段为弧形段，且弧形段以驱动电机3的转轮31中心为圆心，第一限位槽51下段为垂直段，且垂直段内底部设有第一弹簧54，第一弹簧54的顶部设有第一挡板56，弧形段的弧度为60
°
，第一挡板56位于第一限位槽51的弧形段与垂直段的连接处，驱动电机3底部设有固定块33，固定块33后端设有第二挡板57，第二挡板57与固定板5的前侧壁上设有的第二限位槽52滑动连接，第二挡板57底部设有第二弹簧55，第二弹簧55底部与第二限位槽52底部固定连接，第一挡板56和第二挡板57之间通过设有的连杆6同步移动，连杆6中部设有滑块61，滑块61与固定板5的前侧壁上设有的第三限位槽53滑动连接，滑块61的两侧各设有一个限位块62，限位块62与第三限位槽53内侧壁设有的滑轨58滑动连接；起落架2和测力平台4上均设有三向力传感器，三向力传感器的型号规格为9377c，允许误差/精度等级为≤1%fs，机轮轮毂11中心处设有lxu-3000iii型位移传感器，倒u型杆22顶部设有lxu-500iii型位移传感器，升降杆21内部设有pa-23sy型压力传感器，飞机轮胎1外侧设有miro3型号的高速摄像机，此外还需要用到siruse通用数据采集器，pro3600倾角
仪，leo2数字压力表。
23.实施例2：本实施例与实施例1不同之处在于：第一限位槽51弧形段的弧度为45
°
。
24.实施例3：本实施例与实施例1不同之处在于：第一限位槽51弧形段的弧度为90
°
。
25.说明：根据需要调整第一限位槽51弧形段的弧度，弧度越长则延长杆15运动距离越长，适合在弧形段完成飞机轮胎1触台情况下的试验，弧度越短则延长杆15运动距离越短，适合在垂直段完成飞机轮胎1触台情况下的试验。
26.实施例4：本实施例记载的是适用于飞机单轮双叉式起落架落震试验的方法，基于实施例1中的适用于飞机单轮双叉式起落架落震试验的带转装置，如图7所示，包括以下步骤：s1、定位：通过升降电机24控制吊篮23抬升，从而带动起落架2以及飞机轮胎1抬升，使延长杆15在第一限位槽51内部向上滑动，直至延长杆15接触到第一限位槽51的弧形段的最上端，完成定位；s2、提转速：开启驱动电机3使其带动转轮31转动，通过转轮31带动传动皮带32转动从而使凸环13与转轮31同步转动，进而实现飞机轮胎1的转动，飞机轮胎1的转速为30m/s；s3、下降接触：计算定位结束后飞机轮胎1与测力平台4之间的高度，使飞机轮胎1与测力平台4接触时延长杆15位于第一限位槽51的垂直段内，具体方法为：保持飞机轮胎1的转速不变，通过升降电机24控制吊篮23下降，从而带动起落架2以及飞机轮胎1下降，飞机轮胎1的下降速度为3m/s，使延长杆15在第一限位槽51的弧形段内部斜向下滑动，使飞机轮胎1的圆心绕转轮31的圆心等距离转动，从而使传动皮带32始终保持一个紧绷的状态，直至延长杆15接触到第一挡板56并继续下压第一挡板56，此时飞机轮胎1继续垂直下降，同时驱动电机3同步垂直下降避免传动皮带32发生松弛，直至飞机轮胎1与测力平台4接触；s4、数据监测：对飞机轮胎1的受力情况、起落架2的受力情况以及测力平台4的受力情况进行数据监测统计。
27.实施例5：本实施例与实施例4不同之处在于：步骤s3中计算定位结束后飞机轮胎1与测力平台4之间的高度，使飞机轮胎1与测力平台4接触时延长杆15仍位于第一限位槽51的弧形段内，具体方法为：s3、下降接触：保持飞机轮胎1的转速不变，通过升降电机24控制吊篮23下降，从而带动起落架2以及飞机轮胎1下降，使延长杆15在第一限位槽51的弧形段内部斜向下滑动，使飞机轮胎1的圆心绕转轮31的圆心等距离转动从而使传动皮带32始终保持一个紧绷的状态，在延长杆15触碰到第一挡板56之前使飞机轮胎1与测力平台4接触。
28.实施例6：本实施例与实施例4不同之处在于：步骤s2中飞机轮胎1的转速为20m/s，步骤s3中飞机轮胎1的下降速度为1m/s。
29.实施例7：本实施例与实施例4不同之处在于：步骤s2中飞机轮胎1的转速为40m/s，步骤s3中飞机轮胎1的下降速度为5m/s。
30.说明：可以根据飞机轮胎1的大小以及实际使用情况合理调整飞机轮胎1的转速和下降速度。
31.工作原理：下面结合本发明的方法对本发明的装置结构进行进一步地说明，若选择实施例4中的方法进行试验，飞机轮胎1与测力平台4接触时延长杆15位于第一限位槽51的垂直段中，则在进行步骤s3时，通过升降电机24控制吊篮23下降，通过导向锁架25使吊篮23左右滑动抵消由第一限位槽51发生的左右滑动，延长杆15接触到第一挡板56并继续下压第一挡板56，压缩第一弹簧54，同时第一挡板56带动连杆6以及第二挡板57同步向下移动，滑块61在第三限位槽53内滑动，使限位块62与滑轨58发生相对滑动，从而保持整个结构的稳定，直至飞机轮胎1与测力平台4发生接触，此时主要模拟飞机轮胎1垂直下降与测力平台4接触时的受力情况。
32.需要说明的是：由于滑块61和滑轨58的设置，在延长杆15接触到第一挡板56之前，也就是第一挡板56、第二挡板57和连杆6位于初始最上方位置时，在两个弹簧的作用力以及限位块62与滑轨58的摩擦力作用下，保持第一挡板56、第二挡板57以及连杆6的整体稳定。
33.若选择实施例5中的方法进行试验，飞机轮胎1与测力平台4接触时延长杆15位于第一限位槽51的弧形段中，弧形段的弧度为60
°
，飞机轮胎1与测力平台4接触时延长杆15滑动过的弧形段弧度为50
°
，此时主要模拟飞机轮胎1斜向下下降与测力平台4接触时的受力情况。
34.实验例：下面根据具体试验对本发明的装置及方法进行验证，飞机轮胎1适用的飞机型号为某型飞机，起落架2的升降杆21也采用的是某型飞机的起落架上的升降杆，各测量项目测试方法如下：（1）飞机轮胎1上的垂直载荷、航向载荷用三向力传感器进行测量；（2）吊篮23的重心位移（即上部质量垂直位移）用安装在吊篮23与地面之间的拉线式位移传感器进行测量，拉线式位移传感器安装在固定架27上的安装座上，保证拉线与地面垂直；（3）吊篮23的垂直加速度用安装在吊篮23底板中心的加速度传感器进行测量；（4）轮胎压缩量用高速摄像机进行测量，高速摄像机安装在飞机轮胎1中心正侧面，高度为高速摄像机的镜头正对飞机轮胎1触台瞬间的机轮轮毂11中心。
35.数据处理方法：缓冲系统吸收功量：，式中：a—缓冲系统吸收功量，kj；py—地面垂直载荷，kn；y
cmax
—重心位移的最大值，m。
36.缓冲系统效率系数：，式中：η—缓冲系统效率系数；a—缓冲系统吸收功量，kj；p
ycmax
—地面垂直载荷的最大值，kn；y
cmax
—重心位移的最大值，m。
37.摩擦系数：
，式中：—摩擦系数；—航向载荷最大值，kn；—起转载荷，即航向载荷最大值时对应的垂向载荷，kn。
38.试验结论：某型飞机的飞机轮胎1及起落架2落震适航验证试验所用计量设备和传感器需经过计量技术机构检定合格，在有效使用期内，测试精度优于1%f.s，其它试验设备完好，试验所得数据完整有效。可以得出以下结论：a)某型飞机的起落架2缓冲系统在满足吸收能量的同时其撞击载荷、结构与设计要求的符合性；b)为缓冲系统确定适用的充填参数、设计更改提供依据，保证飞机的着陆冲击安全；c)落震试验中，前、主起落架限制落震试验缓冲支柱行程最大行程约178mm，小于180mm；d)限制落震试验中，前、主起落架限制落震试验最大地面反力系数为3.37g，小于3.6g；e)所有落震试验（包括储备功试验）完成后，支柱零件经目视检查无可见损伤；f)各工况落震试验中，缓冲支柱一次正反行程的时间最大耗时0.528s，小于1.2s；g)所有落震试验结束后起落架2不漏气、漏油。
39.垂直段着陆的具体试验参数见表1：表1 起落架2在垂直段着陆限制落震试验数据
40.弧形段着陆的具体试验参数见表2：表2 起落架2在弧形段着陆限制落震试验数据
。

技术特征：
1.适用于飞机单轮双叉式起落架落震试验的带转装置，其特征在于，包括飞机轮胎（1），用于固定所述飞机轮胎（1）的起落架（2），用于带动飞机轮胎（1）转动的驱动电机（3），以及位于飞机轮胎（1）下方的测力平台（4）；所述飞机轮胎（1）的内部固定设有机轮轮毂（11），所述机轮轮毂（11）的两侧外部均转动连接有连接轴（12），机轮轮毂（11）的外部固定连接有凸环（13），所述凸环（13）的外侧壁上设有一圈环形槽（14）；所述起落架（2）包括相互固定连接的升降杆（21）和位于所述升降杆（21）下方的倒u型杆（22），升降杆（21）顶部通过吊篮（23）固定夹持，所述吊篮（23）顶部连接有升降电机（24），所述倒u型杆（22）底部两侧分别一一对应与两个所述连接轴（12）固定连接；所述驱动电机（3）的输出端设有转轮（31），所述转轮（31）外部设有与所述环形槽（14）卡接用于带动飞机轮胎（1）转动的传动皮带（32）；所述飞机轮胎（1）内侧对应的地面上设有一个固定板（5），所述固定板（5）的前侧壁上设有第一限位槽（51），位于飞机轮胎（1）内侧的一个所述连接轴（12）末端设有延长杆（15），所述延长杆（15）与所述第一限位槽（51）滑动卡接，第一限位槽（51）上段为弧形段，且所述弧形段以所述驱动电机（3）的转轮（31）中心为圆心，第一限位槽（51）下段为垂直段，且所述垂直段内底部设有第一弹簧（54），所述第一弹簧（54）的顶部设有第一挡板（56），所述驱动电机（3）底部设有固定块（33），所述固定块（33）后端设有第二挡板（57），所述第二挡板（57）与所述固定板（5）的前侧壁上设有的第二限位槽（52）滑动连接，第二挡板（57）底部设有第二弹簧（55），所述第二弹簧（55）底部与所述第二限位槽（52）底部固定连接，第一挡板（56）和第二挡板（57）同步移动。2.根据权利要求1所述的适用于飞机单轮双叉式起落架落震试验的带转装置，其特征在于，所述起落架（2）和测力平台（4）上均设有三向力传感器，所述机轮轮毂（11）中心处设有位移传感器，所述倒u型杆（22）顶部设有位移传感器，所述升降杆（21）内部设有压力传感器，所述飞机轮胎（1）外侧设有高速摄像机。3.根据权利要求1所述的适用于飞机单轮双叉式起落架落震试验的带转装置，其特征在于，所述吊篮（23）顶部设有导向锁架（25），所述导向锁架（25）顶部通过电控锁（26）与所述升降电机（24）的输出端连接，升降电机（24）与固定设置在地面上的固定架（27）固定连接。4.根据权利要求1所述的适用于飞机单轮双叉式起落架落震试验的带转装置，其特征在于，所述第一挡板（56）和第二挡板（57）之间设有连杆（6）。5.根据权利要求4所述的适用于飞机单轮双叉式起落架落震试验的带转装置，其特征在于，所述连杆（6）中部设有滑块（61），所述滑块（61）与所述固定板（5）的前侧壁上设有的第三限位槽（53）滑动连接，滑块（61）的两侧各设有一个限位块（62），所述限位块（62）与所述第三限位槽（53）内侧壁设有的滑轨（58）滑动连接。6.根据权利要求4所述的适用于飞机单轮双叉式起落架落震试验的带转装置，其特征在于，所述弧形段的弧度为45~90
°
，所述第一挡板（56）位于所述第一限位槽（51）的弧形段与垂直段的连接处。7.适用于飞机单轮双叉式起落架落震试验的方法，基于权利要求1~6任意一项所述的适用于飞机单轮双叉式起落架落震试验的带转装置，其特征在于，包括以下步骤：
s1、定位：通过升降电机（24）控制吊篮（23）抬升，从而带动起落架（2）以及飞机轮胎（1）抬升，使延长杆（15）在第一限位槽（51）内部向上滑动，直至延长杆（15）接触到第一限位槽（51）的弧形段的最上端，完成定位；s2、提转速：开启驱动电机（3）使其带动转轮（31）转动，通过转轮（31）带动传动皮带（32）转动从而使凸环（13）与转轮（31）同步转动，进而实现飞机轮胎（1）的转动；s3、下降接触，包括两种试验工况：试验工况一：计算定位结束后飞机轮胎（1）与测力平台（4）之间的高度，使飞机轮胎（1）与测力平台（4）接触时延长杆（15）位于第一限位槽（51）的垂直段内，具体方法为：保持飞机轮胎（1）的转速不变，通过升降电机（24）控制吊篮（23）下降，从而带动起落架（2）以及飞机轮胎（1）下降，使延长杆（15）在第一限位槽（51）的弧形段内部斜向下滑动，使飞机轮胎（1）的圆心绕转轮（31）的圆心等距离转动，从而使传动皮带（32）始终保持一个紧绷的状态，直至延长杆（15）接触到第一挡板（56）并继续下压第一挡板（56），此时飞机轮胎（1）继续垂直下降，同时驱动电机（3）同步垂直下降避免传动皮带（32）发生松弛，直至飞机轮胎（1）与测力平台（4）接触；试验工况二：计算定位结束后飞机轮胎（1）与测力平台（4）之间的高度，使飞机轮胎（1）与测力平台（4）接触时延长杆（15）仍位于第一限位槽（51）的弧形段内，具体方法为：保持飞机轮胎（1）的转速不变，通过升降电机（24）控制吊篮（23）下降，从而带动起落架（2）以及飞机轮胎（1）下降，使延长杆（15）在第一限位槽（51）的弧形段内部斜向下滑动，使飞机轮胎（1）的圆心绕转轮（31）的圆心等距离转动从而使传动皮带（32）始终保持一个紧绷的状态，在延长杆（15）触碰到第一挡板（56）之前使飞机轮胎（1）与测力平台（4）接触；s4、数据监测：对飞机轮胎（1）的受力情况、起落架（2）的受力情况以及测力平台（4）的受力情况进行数据监测统计。8.根据权利要求7所述的适用于飞机单轮双叉式起落架落震试验的方法，其特征在于，所述步骤s2中飞机轮胎（1）的转速为20~40m/s，所述步骤s3中飞机轮胎（1）的下降速度为1~5m/s。

技术总结
本发明公开了适用于飞机单轮双叉式起落架落震试验的带转装置及方法，涉及航空飞机试验技术领域，带转装置包括飞机轮胎，用于固定飞机轮胎的起落架，用于带动飞机轮胎转动的驱动电机，以及位于飞机轮胎下方的测力平台。方法包括以下步骤：S1、定位；S2、提转速；S3、下降接触；S4、数据监测。本发明利用传动皮带驱动飞机轮胎转动，可以实现较高且更加精确的触台速度，使得落震试验加载更加真实准确，同时提高了试验的安全性，极大地提高了飞机起落架落震试验的机轮带转速度，结构合理精简，便于后期的拆卸和检查。的拆卸和检查。的拆卸和检查。


技术研发人员：王彬文 刘春艳 杨正权 崔盼礼 陈熠 薛云芳
受保护的技术使用者：中国飞机强度研究所
技术研发日：2023.09.15
技术公布日：2023/10/20