一种飞机机轮性能综合测试系统及方法

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1.本发明涉及飞机机轮综合测试技术领域，特别涉及一种飞机机轮性能综合测试系统及方法。

背景技术：

2.目前，飞机机轮刹车测试平台，采用电动鼓轮与机轮直接接触或力臂结构件末端加配重块的方式模拟机轮刹车时的刹车力矩，从而完成测试机轮刹车性能的任务，其仅能在实验室条件下进行测试，对于在总装配状态和使用状态中的测试场景无能为力。此外，由于高精度的测量模块、控制策略、信号处理和数据分析功能的缺失，使其并不具备机轮轮胎的静态刚度和动态刚度性能测试能力。
3.综上所述，现有系统存在功能单一、测试精度不高、适配性差等问题，已无法满足现代机轮综合性能测试需求。

技术实现要素：

4.为了解决现有技术存在的技术问题，本发明提供了一种飞机机轮性能综合测试系统及方法，其适用于各种应用场景下飞机机轮综合试验，功能全、精度高、适用范围广。
5.为了实现上述目的，本发明的技术方案是：
6.一种飞机机轮性能综合测试系统，包括：
7.运输单元，其包括基础平台；
8.加载单元，其包括依次设置于所述基础平台上方的伺服电动缸和加载悬臂；
9.支撑单元，其设置于所述基础平台的上方，用于支撑所述加载悬臂；
10.夹持单元，其设置于所述加载悬臂前端，用于夹持飞机机轮；以及
11.数据采集处理单元，其包括压力传感器、下位机和上位机；所述压力传感器设置于伺服电动缸和加载悬臂之间，采集伺服电动缸输出力并发送给下位机，所述下位机根据伺服电动缸输出力得到加载到机轮轮胎上的加载力矩，并发送给上位机显示和存储；所述上位机与伺服电动缸连接，用于控制伺服电动缸工作。
12.进一步的，所述数据采集处理单元还包括设置于所述伺服电动缸的位移传感器，所述位移传感器采集伺服电动缸的伸出长度并发送给下位机，所述下位机根据伺服电动缸的伸出长度得到机轮轮胎相对于自身轴心的转动位移，并发送给上位机显示和存储。
13.进一步的，所述基础平台设置有用于带动其移动的麦克纳姆轮，所述基础平台还设置有用于调节其高度的地脚支撑。
14.进一步的，所述支撑单元包括依次设置于所述基础平台上方的支撑柱和支撑座，所述支撑座支撑加载悬臂中部。
15.进一步的，所述伺服电动缸底端通过铰支座与基础平台连接，所述伺服电动缸顶端通过铰支座与压力传感器下表面连接，所述压力传感器上表面与加载悬臂后端垂直固定连接。
16.进一步的，所述夹持单元包括固连于所述加载悬臂前端的夹持件基座，所述夹持件基座通过前旋转支臂与前夹持件相连、通过后旋转支臂与后夹持件相连；所述前夹持件和后夹持件的端部设置有紧固轴，前夹持件和后夹持件抱持机轮并通过紧固轴夹紧。
17.进一步的，所述夹持件基座与加载悬臂前端垂直固定连接。
18.优选的，所述紧固轴为一端设置有螺纹的轴，所述紧固轴的螺纹端与前夹持件和后夹持件端部的螺纹配合。
19.一种飞机机轮性能综合测试方法，采用上述飞机机轮性能综合测试系统进行机轮刹车性能测试，包括如下步骤：
20.s1、初始定位：通过运输单元将夹持单元移动至机轮后方；
21.s2、精准定位：手动抬起前夹持件，形成前夹持件和后夹持件打开的状态；运输单元向前移动，使前夹持件跨越机轮上方后放下，前夹持件和后夹持件形成对机轮的抱持状态；运输单元带动夹持单元移动，使前夹持件和后夹持件的内轮廓与机轮外轮廓贴合；
22.s3、夹紧机轮：紧固紧固轴使前夹持件和后夹持件夹紧机轮，以形成对机轮的稳固抱持；
23.s4、加载准备：通过地脚支撑调平基础平台；
24.s5、加载：上位机控制伺服电动缸伸出，通过加载悬臂向机轮中心处施加力矩，压力传感器实时测量伺服电动缸的输出力并发送给下位机，所述下位机根据伺服电动缸的输出力得到加载到机轮轮胎上的加载力矩，并发送给上位机显示和存储；
25.所述下位机还对加载到机轮轮胎上的加载力矩进行如下处理：当加载力矩达到设定测试力矩值时，下位机将信号发送给上位机，上位机控制伺服电动缸保持当前的输出力，并持续加载设定测试时间；
26.加载过程中，观察机轮及夹持单元是否移动：如果机轮及夹持单元没有发生移动，评定机轮刹车性能正常；如果机轮及夹持单元发生了移动，评定机轮刹车性能异常，需要检修。
27.一种飞机机轮性能综合测试方法，采用上述飞机机轮性能综合测试系统进行机轮轮胎静/ 动刚度测试，包括如下步骤：
28.第一步、初始定位：通过运输单元将夹持单元移动至机轮后方；
29.第二步、精准定位：手动抬起前夹持件，形成前夹持件和后夹持件打开的状态；运输单元向前移动，使前夹持件跨越机轮上方后放下，前夹持件和后夹持件形成对机轮的抱持状态；运输单元带动夹持单元移动，使前夹持件和后夹持件的内轮廓与机轮外轮廓贴合；
30.第三步、夹紧机轮：紧固紧固轴使前夹持件和后夹持件夹紧机轮；
31.第四步、加载准备：通过地脚支撑调平基础平台和加载悬臂，以加载悬臂的水平位置作为加载零位，进入加载准备状态；
32.第五步、加载：上位机控制伺服电动缸工作，输入力设定为随机波，伺服电动缸通过加载悬臂向机轮中心处施加力矩；
33.加载过程中，压力传感器实时测量伺服电动缸的输出力并发送给下位机，所述下位机根据伺服电动缸的输出力得到加载到机轮轮胎上的加载力矩，并发送给上位机显示和存储；同时，位移传感器采集伺服电动缸的伸出长度并发送给下位机，所述下位机根据伺服电动缸的伸出长度得到机轮轮胎的转动角位移，并发送给上位机显示和存储；
34.所述机轮轮胎的转动角位移通过如下方式得到：
[0035][0036]
式中，θ为机轮轮胎的转动角位移；l1为机轮中心到伺服电动缸顶端铰支点的距离；l2为机轮中心到伺服电动缸底端铰支点的距离；l为伺服电动缸的实时长度；l0为伺服电动缸的初始长度；o
x
为伸出状态时伺服电动缸的顶端铰支点；o1为机轮中心；o4为初始状态时伺服电动缸的顶端铰支点；o5为伺服电动缸的底端铰支点；o2为机轮中心o1到加载悬臂水平中心线的垂足；o3为初始状态时伺服电动缸的顶端铰支点o4到加载悬臂水平中心线的垂足；
[0037]
所述上位机记录时域内加载到机轮轮胎上的加载力矩m和机轮轮胎的转动角位移θ，视系统输入为机轮轮胎的转动角位移θ，系统输出为加载到机轮轮胎上的加载力矩m，采用系统辨识方法辨识系统的频响函数；机轮轮胎的动态刚度是输入为机轮轮胎的转动角位移θ，输出为加载到机轮轮胎上的加载力矩m的频响函数；系统频响函数的幅频曲线即为机轮轮胎的动态刚度曲线；动态刚度曲线上激励频率为0hz的点，为静态刚度点。
[0038]
本发明的有益效果：
[0039]
1)本发明具备柔性高、精度高、功能全、适用范围广等特点，为各种应用场景下飞机机轮综合性能测试提供了一种紧凑的、理想的集成方案，是对传统单一的机轮刹车性能测试系统的突破，可广泛应用于机轮刹车性能、机轮轮胎静态/动态刚度性能测试。
[0040]
2)本发明加载单元采用了高精度伺服电动缸和压力传感器，使得测试精度和范围得到大幅提高；高精度的加载模块和测量模块并配以数据采集处理单元不仅能够完成机轮刹车性能测试，还可用于机轮轮胎的静态刚度和动态刚度测试；
[0041]
3)本发明既能在实验室条件下进行机轮的刹车性能测试，还能在飞机总装及使用状态等多场景进行飞机机轮刹车性能试验，完成测试任务；
[0042]
4)本发明结构简单、智能，具有良好的通用性、测试效果好、操作方便，可广泛应用于飞机维护时的机轮刹车测试，尤其适用于解决直升机以及固定翼飞机的机轮刹车测试；
[0043]
5)本发明采用麦克纳姆轮小车具有结构刚度好、控制精度高、响应速度快、有最大的灵活性和自由机动性等优点，使得本发明具有更好的控制性能指标，具有更广泛的测试对象，并可获得更佳的测试效果。
[0044]
本发明的其他特征和优点将在下面的具体实施方式中部分予以详细说明。
附图说明
[0045]
图1是本发明实施例提供的飞机机轮性能综合测试系统的主视示意图；
[0046]
图2是本发明实施例提供的飞机机轮性能综合测试系统的俯视示意图；
[0047]
图3是本发明实施例提供的飞机机轮性能综合测试系统的左视示意图；
[0048]
图4是本发明实施例提供的计算机轮轮胎的转动角位移的结构简图；
[0049]
图5是本发明实施例提供的机轮轮胎的动态刚度曲线示意图。
[0050]
说明书附图中的附图标记包括：
[0051]
1-伺服电动缸，2-压力传感器，3-加载悬臂，4-支撑柱，5-支撑座，6-夹持件基座，7-前旋转支臂，8-前夹持件，9-紧固轴，10-麦克纳姆轮，11-地脚支撑，12-动力电池，13-基
础平台，14-后旋转支臂，15-后夹持件。
具体实施方式
[0052]
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。
[0053]
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“纵向”、“横向”、“竖向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
[0054]
在本发明的描述中，除非另有规定和限定，需要说明的是，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是机械连接或电连接，也可以是两个元件内部的连通，可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语的具体含义。
[0055]
为了解决现有技术存在的问题，如图1至图5所示，本发明提供了一种飞机机轮性能综合测试系统，包括：
[0056]
运输单元，其包括基础平台13；
[0057]
加载单元，其包括依次设置于基础平台13上方的伺服电动缸1和加载悬臂3；
[0058]
支撑单元，其设置于基础平台13的上方，用于支撑加载悬臂3；
[0059]
夹持单元，其设置于加载悬臂3前端，用于夹持飞机机轮；以及
[0060]
数据采集处理单元，其包括压力传感器2、下位机和上位机；压力传感器2设置于伺服电动缸1和加载悬臂3之间，采集伺服电动缸1输出力并发送给下位机，下位机根据伺服电动缸1输出力得到加载到机轮轮胎上的加载力矩，并发送给上位机显示和存储；上位机与伺服电动缸1连接，用于控制伺服电动缸1工作。
[0061]
本发明中，数据采集处理单元还包括设置于伺服电动缸1的位移传感器，位移传感器采集伺服电动缸1的伸出长度并发送给下位机，下位机根据伺服电动缸1的伸出长度得到机轮轮胎相对于自身轴心的转动位移，并发送给上位机显示和存储。
[0062]
如图1至图3所示，基础平台13设置有用于带动其移动的麦克纳姆轮10，基础平台13 还设置有用于调节其高度的地脚支撑11，本实施例中，麦克纳姆轮10设置有四个，麦克纳姆轮10与动力电池12相连，动力电池12为麦克纳姆轮10供电，地脚支撑11设置有三条，需要移动测试系统时，地脚支撑11向上收起，通过麦克纳姆轮10将测试系统移动到设定位置，到达设定位置后，地脚支撑11向下伸出支撑地面，支撑起基础平台13和麦克纳姆轮10，保证测试系统工作稳定。
[0063]
如图1至图3所示，支撑单元包括依次设置于基础平台13上方的支撑柱4和支撑座5，支撑座5支撑加载悬臂3中部，具体的，支撑柱4下端固定于基础平台13上，支撑柱4上端与支撑座5下端固连，支撑座5用于支撑加载悬臂3及夹持单元。作为优选实施例，支撑座 5的顶部设置垫块，以提高使用寿命，垫块可采用树脂垫块。
[0064]
本发明中，伺服电动缸1底端通过铰支座与基础平台13连接，伺服电动缸1顶端通过铰支座与压力传感器2下表面连接，压力传感器2上表面与加载悬臂3后端垂直固定连接，以保证压力传感器2采集的是垂直加载到加载悬臂3的力，提高测试结果的精准度。
[0065]
本发明中，夹持单元包括固连于加载悬臂3前端的夹持件基座6，夹持件基座6通过前旋转支臂7与前夹持件8相连、通过后旋转支臂14与后夹持件15相连；前夹持件8和后夹持件15的端部设置有紧固轴9，前夹持件8和后夹持件15抱持机轮并通过紧固轴9夹紧，具体的，夹持件基座6分别与前旋转支臂7和后旋转支臂14通过销轴连接，前旋转支臂7与前夹持件8固定连接，后旋转支臂14与后夹持件15固定连接。夹持件基座6与加载悬臂3 前端垂直固定连接，这与压力传感器2和加载悬臂3后端垂直连接进行配合，进一步保证压力传感器2采集的是垂直加载到加载悬臂3的力，提高测试结果的精准度。
[0066]
作为优选实施例，紧固轴9为一端设置有螺纹的轴，紧固轴9的螺纹端与前夹持件8和后夹持件15端部的螺纹配合，实现前夹持件8和后夹持件15的夹紧，紧固轴9可根据不同的胎压进行夹持松紧调节，提高测试系统的通用性和夹持效果。
[0067]
本发明在使用时，根据测试的飞机机轮情况，选用合适的伺服电动缸1、压力传感器2 和位移传感器等结构，适用范围广。
[0068]
本发明一种飞机机轮性能综合测试系统的工作原理如下：
[0069]
通过两组麦克纳姆轮10、三个地脚支撑11、为麦克纳姆轮10供电的动力电池12以及基础平台13组成可自由移动的定位机构；通过实际使用的机轮、压力传感器2和伺服电动缸1 杠杆结构组成的半物理仿真测试机构，能够用于连续进行多个机轮刹车测试；
[0070]
通过两组麦克纳姆轮10小车能够实现测试系统在x、y平面内自由移动；通过对伺服电动缸1的控制，为测试对象施加准确的力矩，从而完成机轮刹车的测试工作；
[0071]
先将待测飞机机轮抬起并通过其自身的刹车系统进行制动操作；运输单元通过麦克纳姆轮10把综合测试系统移动至工作区；人为打开前夹持件8和后夹持件15，夹紧飞机机轮，启动伺服电动缸1，伺服电动缸1向飞机机轮缓慢施加设定力矩，进行飞机机轮性能综合测试。
[0072]
本发明还提供了一种飞机机轮性能综合测试方法，采用上述飞机机轮性能综合测试系统进行机轮刹车性能测试，包括如下步骤：
[0073]
s1、初始定位：通过运输单元将夹持单元移动至机轮后方；
[0074]
具体的，将四个(两组)麦克纳姆轮10置于地面之上，可进行平面任意方向的位置调整；
[0075]
s2、精准定位：手动抬起前夹持件8，形成前夹持件8和后夹持件15打开的状态；运输单元向前移动，使前夹持件8跨越机轮上方后放下，前夹持件8和后夹持件15形成对机轮的抱持状态；运输单元带动夹持单元移动，使前夹持件8和后夹持件15的内轮廓与机轮外轮廓贴合；
[0076]
具体的，通过前旋转支臂7使前夹持件8绕夹持件基座6旋转，使前夹持件8和后夹持件15打开；通过麦克纳姆轮10调整测试系统在地面的位置，前夹持件8跨越机轮上方后放下，前夹持件8和后夹持件15形成对机轮的抱持；再通过麦克纳姆轮10进行系统位置微调，直至前夹持件8和后夹持件15的内轮廓与机轮外轮廓紧密贴合，为达到测试要求提供装夹条件；
[0077]
s3、夹紧机轮：紧固紧固轴9使前夹持件8和后夹持件15夹紧机轮，以形成对机轮的稳固抱持；
[0078]
s4、加载准备：通过地脚支撑11调平基础平台13；
[0079]
具体的，通过三条地脚支撑11支撑并调平基础平台13，进入加载准备状态，调平基础平台13时，通过水平尺辅助，并配合机轮转动以及伺服电动缸1两端的铰接座实现调平，虽然伺服电动缸1位置的变化，但是与加载悬臂3垂直固定连接的压力传感器2采集的始终垂直于加载悬臂3的力；
[0080]
s5、加载：上位机控制伺服电动缸1伸出，通过加载悬臂3向机轮中心处施加力矩，压力传感器2实时测量伺服电动缸1的输出力并发送给下位机，下位机根据伺服电动缸1的输出力得到加载到机轮轮胎上的加载力矩，并发送给上位机显示和存储；
[0081]
下位机还对加载到机轮轮胎上的加载力矩进行如下处理：当加载力矩达到设定测试力矩值时，下位机将信号发送给上位机，上位机控制伺服电动缸1保持当前的输出力，并持续加载设定测试时间；
[0082]
加载过程中，观察机轮及夹持单元是否移动：如果机轮及夹持单元没有发生移动，评定机轮刹车性能正常；如果机轮及夹持单元发生了移动，评定机轮刹车性能异常，需要检修。
[0083]
本发明中，伺服电动缸1对加载悬臂3后端的施力，并通过加载悬臂3在机轮中心处形成机轮刹车性能测试所需的刹车力矩，通过压力传感器2实时测量伺服电动缸1的输出力，形成刹车力矩连续的、线性的、高精度的加载过程。下位机通过内置程序进行如下计算：伺服电动缸1的输出力乘以力臂得到加载到机轮轮胎上的加载力矩，由于压力传感器2上表面与加载悬臂3后端垂直固定连接，夹持件基座6与加载悬臂3前端垂直固定连接，两个固定连接点之间的距离即为力臂，力臂保持不变。观察机轮及夹持单元是否移动时，可通过激光笔辅助观察，在调平基础平台13后，通过激光笔确定当前机轮及夹持单元的位置，即为原始位置，在加载力矩的过程中，观察机轮及夹持单元是否相对于原始位置移动即可。本发明的飞机机轮及其自带的刹车系统等均采用实际飞机上的结构，机轮的刹车力矩由本测试系统提供，形成半物理仿真测试系统，测试结果与实际数据一致性好，准确度高。
[0084]
本发明实际进行机轮刹车性能测试时，在实验室条件下，机轮可配置专用的支承固定装置，形成固定端，完成步骤s1～步骤s5的加载过程；在飞机总装或使用状态下，可用通用千斤顶将飞机顶起，形成固定端，完成步骤s1～步骤s5的加载过程。
[0085]
本发明还提供了一种飞机机轮性能综合测试方法，采用上述飞机机轮性能综合测试系统进行机轮轮胎静/动刚度测试，包括如下步骤：
[0086]
第一步、初始定位：通过运输单元将夹持单元移动至机轮后方；
[0087]
第二步、精准定位：手动抬起前夹持件8，形成前夹持件8和后夹持件15打开的状态；运输单元向前移动，使前夹持件8跨越机轮上方后放下，前夹持件8和后夹持件15形成对机轮的抱持状态；运输单元带动夹持单元移动，使前夹持件8和后夹持件15的内轮廓与机轮外轮廓贴合；
[0088]
第三步、夹紧机轮：紧固紧固轴9使前夹持件8和后夹持件15夹紧机轮；
[0089]
具体的，在机轮轮胎静/动刚度测试中，第一步～第三步与机轮刹车性能测试的步骤s1～步骤s3完全相同；
[0090]
第四步、加载准备：通过地脚支撑11调平基础平台13和加载悬臂3，以加载悬臂3的水平位置作为加载零位，进入加载准备状态；
[0091]
具体的，通过三条地脚支撑11支撑并调平基础平台13和加载悬臂3，进入加载准备
状态，调平基础平台13和加载悬臂3时，通过水平尺辅助，并配合机轮转动以及伺服电动缸1两端的铰接座实现调平，虽然伺服电动缸1位置的变化，但是与加载悬臂3垂直固定连接的压力传感器2采集的始终垂直于加载悬臂3的力；
[0092]
第五步、加载：上位机控制伺服电动缸1工作，输入力设定为随机波，伺服电动缸1通过加载悬臂3向机轮中心处施加力矩；
[0093]
加载过程中，压力传感器2实时测量伺服电动缸1的输出力并发送给下位机，下位机根据伺服电动缸1的输出力得到加载到机轮轮胎上的加载力矩，并发送给上位机显示和存储；同时，位移传感器采集伺服电动缸1的伸出长度并发送给下位机，下位机根据伺服电动缸1 的伸出长度得到机轮轮胎的转动角位移，并发送给上位机显示和存储；
[0094]
机轮轮胎的转动角位移通过如下方式得到：
[0095][0096]
式中，如图4所示，θ为机轮轮胎的转动角位移，即为∠o
x
o1o5与∠o4o1o5之差；l1为机轮中心到伺服电动缸1顶端铰支点的距离，为常值；l2为机轮中心到伺服电动缸1底端铰支点的距离，为常值；l为伺服电动缸1的实时长度，即为伸出状态时伺服电动缸1底端铰支点到顶端铰支点的距离，由伺服电动缸1内置位移传感器实时采集；l0为伺服电动缸1的初始长度，即为初始状态时伺服电动缸1底端铰支点到顶端铰支点的距离，为常值；o
x
为伸出状态时伺服电动缸1的顶端铰支点；o1为机轮中心；o4为初始状态时伺服电动缸1的顶端铰支点； o5为伺服电动缸1的底端铰支点；o2为机轮中心o1到加载悬臂3水平中心线的垂足；o3为初始状态时伺服电动缸1的顶端铰支点o4到加载悬臂3水平中心线的垂足，点o3、o4和o5在同一条直线上；
[0097]
具体的，机轮轮胎的转动角位移是由于轮胎在加载力矩的作用下产生变形，从而在宏观上相对于机轮中心产生的转动角位移，此时机轮本身相较于其中心无相对转动。机轮轮胎的转动角位移的计算思路是：前夹持件8、后夹持件15、前旋转支臂7、后旋转支臂14、夹持件基座6、加载悬臂3和压力传感器2在加载过程中，其相对位置关系保持不变；加载悬臂3 的初始状态为水平状态；机轮中心及伺服电动缸1底端铰支点，在加载过程中为固定点，其空间位置可测；伺服电动缸1顶端铰支点为固定点，其初始空间位置可测；机轮中心与压力传感器2下表面中心的连线在加载过程中的转动角位移，即为机轮轮胎的转动角位移。
[0098]
上位机记录时域内加载到机轮轮胎上的加载力矩m和机轮轮胎的转动角位移θ，视系统输入为机轮轮胎的转动角位移θ，系统输出为加载到机轮轮胎上的加载力矩m，采用系统辨识方法辨识系统的频响函数；机轮轮胎的动态刚度是输入为机轮轮胎的转动角位移θ，输出为加载到机轮轮胎上的加载力矩m的频响函数；系统频响函数的幅频曲线即为机轮轮胎的动态刚度曲线；动态刚度曲线上激励频率为0hz的点，为静态刚度点。
[0099]
具体的，机轮轮胎的动态刚度测试采用随机波激励信号，根据动态刚度的定义，当系统输出为力、输入为位移时，其对应的频响函数即为系统的动态刚度。系统的动态刚度特性通常由动态刚度特性曲线给出，动态刚度特性曲线直观的表明了系统的刚度与激励信号频率之间的对应关系，如附图5所示机轮轮胎的动态刚度曲线，机轮轮胎的动态刚度曲线上，激励频率为0hz的点，即为机轮轮胎的静态刚度点。
[0100]
尽管已经示出和描述了本发明的实施例，本领域的普通技术人员可以理解：在不
脱离本发明的原理和宗旨的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由权利要求及其等同物限定。

技术特征：

1.一种飞机机轮性能综合测试系统，其特征在于，包括：运输单元，其包括基础平台；加载单元，其包括依次设置于所述基础平台上方的伺服电动缸和加载悬臂；支撑单元，其设置于所述基础平台的上方，用于支撑所述加载悬臂；夹持单元，其设置于所述加载悬臂前端，用于夹持飞机机轮；以及数据采集处理单元，其包括压力传感器、下位机和上位机；所述压力传感器设置于伺服电动缸和加载悬臂之间，采集伺服电动缸输出力并发送给下位机，所述下位机根据伺服电动缸输出力得到加载到机轮轮胎上的加载力矩，并发送给上位机显示和存储；所述上位机与伺服电动缸连接，用于控制伺服电动缸工作。2.根据权利要求1所述的飞机机轮性能综合测试系统，其特征在于，所述数据采集处理单元还包括设置于所述伺服电动缸的位移传感器，所述位移传感器采集伺服电动缸的伸出长度并发送给下位机，所述下位机根据伺服电动缸的伸出长度得到机轮轮胎相对于自身轴心的转动位移，并发送给上位机显示和存储。3.根据权利要求1或2所述的飞机机轮性能综合测试系统，其特征在于，所述基础平台设置有用于带动其移动的麦克纳姆轮，所述基础平台还设置有用于调节其高度的地脚支撑。4.根据权利要求1或2所述的飞机机轮性能综合测试系统，其特征在于，所述支撑单元包括依次设置于所述基础平台上方的支撑柱和支撑座，所述支撑座支撑加载悬臂中部。5.根据权利要求1或2所述的飞机机轮性能综合测试系统，其特征在于，所述伺服电动缸底端通过铰支座与基础平台连接，所述伺服电动缸顶端通过铰支座与压力传感器下表面连接，所述压力传感器上表面与加载悬臂后端垂直固定连接。6.根据权利要求1或2所述的飞机机轮性能综合测试系统，其特征在于，所述夹持单元包括固连于所述加载悬臂前端的夹持件基座，所述夹持件基座通过前旋转支臂与前夹持件相连、通过后旋转支臂与后夹持件相连；所述前夹持件和后夹持件的端部设置有紧固轴，前夹持件和后夹持件抱持机轮并通过紧固轴夹紧。7.根据权利要求6所述的飞机机轮性能综合测试系统，其特征在于，所述夹持件基座与加载悬臂前端垂直固定连接。8.根据权利要求6所述的飞机机轮性能综合测试系统，其特征在于，所述紧固轴为一端设置有螺纹的轴，所述紧固轴的螺纹端与前夹持件和后夹持件端部的螺纹配合。9.一种飞机机轮性能综合测试方法，采用根据权利要求1所述的飞机机轮性能综合测试系统进行机轮刹车性能测试，其特征在于，包括如下步骤：s1、初始定位：通过运输单元将夹持单元移动至机轮后方；s2、精准定位：手动抬起前夹持件，运输单元向前移动，使前夹持件跨越机轮上方后放下，前夹持件和后夹持件形成对机轮的抱持状态；s3、夹紧机轮：紧固紧固轴使前夹持件和后夹持件夹紧机轮；s4、加载准备：通过地脚支撑调平基础平台；s5、加载：上位机控制伺服电动缸伸出，通过加载悬臂向机轮中心处施加力矩，压力传感器实时测量伺服电动缸的输出力并发送给下位机，所述下位机根据伺服电动缸的输出力得到加载到机轮轮胎上的加载力矩，并发送给上位机显示和存储；
所述下位机还对加载到机轮轮胎上的加载力矩进行如下处理：当加载力矩达到设定测试力矩值时，下位机将信号发送给上位机，上位机控制伺服电动缸保持当前的输出力，并持续加载设定测试时间；加载过程中，观察机轮及夹持单元是否移动：如果机轮及夹持单元没有发生移动，评定机轮刹车性能正常；如果机轮及夹持单元发生了移动，评定机轮刹车性能异常。10.一种飞机机轮性能综合测试方法，采用根据权利要求2所述的飞机机轮性能综合测试系统进行机轮轮胎静/动刚度测试，其特征在于，包括如下步骤：第一步、初始定位：通过运输单元将夹持单元移动至机轮后方；第二步、精准定位：手动抬起前夹持件，运输单元向前移动，使前夹持件跨越机轮上方后放下，前夹持件和后夹持件形成对机轮的抱持状态；第三步、夹紧机轮：紧固紧固轴使前夹持件和后夹持件夹紧机轮；第四步、加载准备：通过地脚支撑调平基础平台和加载悬臂，以加载悬臂的水平位置作为加载零位；第五步、加载：上位机控制伺服电动缸工作，输入力设定为随机波，伺服电动缸通过加载悬臂向机轮中心处施加力矩；加载过程中，压力传感器实时测量伺服电动缸的输出力并发送给下位机，所述下位机根据伺服电动缸的输出力得到加载到机轮轮胎上的加载力矩，并发送给上位机显示和存储；同时，位移传感器采集伺服电动缸的伸出长度并发送给下位机，所述下位机根据伺服电动缸的伸出长度得到机轮轮胎的转动角位移，并发送给上位机显示和存储；所述机轮轮胎的转动角位移通过如下方式得到：式中，θ为机轮轮胎的转动角位移；l1为机轮中心到伺服电动缸顶端铰支点的距离；l2为机轮中心到伺服电动缸底端铰支点的距离；l为伺服电动缸的实时长度；l0为伺服电动缸的初始长度；o
x
为伸出状态时伺服电动缸的顶端铰支点；o1为机轮中心；o4为初始状态时伺服电动缸的顶端铰支点；o5为伺服电动缸的底端铰支点；o2为机轮中心o1到加载悬臂水平中心线的垂足；o3为初始状态时伺服电动缸的顶端铰支点o4到加载悬臂水平中心线的垂足；所述上位机记录时域内加载到机轮轮胎上的加载力矩m和机轮轮胎的转动角位移θ，视系统输入为机轮轮胎的转动角位移θ，系统输出为加载到机轮轮胎上的加载力矩m，采用系统辨识方法辨识系统的频响函数；机轮轮胎的动态刚度是输入为机轮轮胎的转动角位移θ，输出为加载到机轮轮胎上的加载力矩m的频响函数；系统频响函数的幅频曲线即为机轮轮胎的动态刚度曲线；动态刚度曲线上激励频率为0hz的点，为静态刚度点。

技术总结

一种飞机机轮性能综合测试系统及方法，属于飞机机轮综合测试技术领域。所述飞机机轮性能综合测试系统包括运输单元、加载单元、支撑单元、夹持单元和数据采集处理单元，数据采集处理单元包括压力传感器、位移传感器、下位机和上位机，通过飞机机轮性能综合测试系统能够进行机轮刹车性能测试和机轮轮胎静/动刚度测试。所述飞机机轮性能综合测试系统及方法适用于各种应用场景下飞机机轮综合试验，功能全、精度高、适用范围广。适用范围广。适用范围广。