一种模拟飞机加载车的制作方法

专利2022-05-09  1


本发明涉及飞机加载车技术领域,尤其涉及一种模拟飞机加载车。



背景技术:

飞机在起降和滑跑时,飞机的主轮会对路面产生极大的载荷。在研究机场道面时,需要考虑飞机荷载对道面结构和材料的影响,从加载角度考虑,做实验时最理想的方法是直接让真实飞机通行给道面加载,但是飞机的调动是十分困难的事情,涉及到成本、安全、场地等一系列问题。如何既能得到飞机的近似加载效果,又方便价廉,是目前亟待解决的一个问题。



技术实现要素:

针对上述存在的问题,本发明旨在提供一种模拟飞机加载车,能够模拟计算出不同承载能力、不同型号飞机在滑跑时飞机主轮对路面施加的载荷大小,既能得到飞机的近似加载效果,又方便价廉。

为了实现上述目的,本发明所采用的技术方案如下:

一种模拟飞机加载车,其特征在于:包括载重系统、车架系统、升降液压系统和电子检测系统;

所述载重系统包括飞机主轮、轮胎转接架、压力传感器、载重大梁、框架板、导套和配重块;所述压力传感器安装在所述载重大梁的底部,所述轮胎转接架安装在所述压力传感器的底部,且所述飞机主轮通过所述轮胎转接架安装在所述载重大梁的下方;所述载重大梁的顶部设有四周均设有框架板,所述框架板围成的空间内设有配重块,所述框架板的外侧壁上固设有多个导套;

所述车架系统包括车体大梁框架、导向柱、牵引转向前轴和牵引后轴,所述车体大梁框架上安装有与所述导套相匹配的多个导向柱,所述载重系统与所述车架系统通过所述导套和所述导向柱可拆卸连接;所述车体大梁框架的前端底部设有牵引转向前轴,所述车体大梁框架的后端底部设有牵引后轴;

所述牵引转向前轴上安装有液压泵站和电子检测系统,所述升降液压系统安装在所述车体大梁框架上,且所述液压泵站为所述升降液压系统提供动力。

进一步的,所述轮胎转接架包括转接架本体和主轮轴,所述转接架本体包括第一安装板、外封板、内封板和侧板,所述第一安装板与所述压力传感器的底部可拆卸连接,所述外封板和所述内封板平行固设在所述第一安装板的底部,且所述外封板和所述内封板均为台阶状结构,所述外封板与所述内封板之间填充有侧板;

所述转接架本体靠近底部处设有主轮轴,所述主轮轴贯穿所述转接架本体,且所述主轮轴外套设有套筒和轴套,所述套筒位于所述转接架本体内,所述轴套可拆卸安装在所述内封板的内侧;

所述外封板的外侧可拆卸安装有限位板,所述限位板位于所述主轮轴的上方,且所述限位板的底部与所述主轮轴的顶部相贴合。

进一步的,所述压力传感器为轮辐式压力传感器,且所述压力传感器的个数为四个,所述压力传感器的顶部设有第二安装板,底部设有第三安装板,四个所述压力传感器对称分布在所述第二安装板和第三安装板之间,且所述压力传感器的受力面与所述第二安装板接触;所述第二安装板与所述载重大梁的底部可拆卸连接,所述第三安装板与所述第一安装板可拆卸连接。

进一步的,所述载重大梁的上表面固设有多个用于对所述配重块进行限位的限位方管,所述载重大梁的四周均匀固设有多个拉紧耳;所述载重大梁的前后各安装有一块起吊连接耳,所述起吊连接耳用于连接所述升降液压系统;

所述载重大梁的四角均固设有一块导套安装板,所述导套固设在所述导套安装板上。

进一步的,所述车体大梁框架包括两个框架横梁和两个框架纵梁,两个所述框架横梁和两个所述框架纵梁围成一种中空框架,两个所述框架纵梁的底部固设有多个加强横梁,所述加强横梁与所述框架横梁平行,且所述加强横梁上设有用于与所述载重大梁固定安装的第一固定孔;

两个所述框架横梁的两端部均安装有导向柱,两个所述框架横梁的中部均设有油缸安装座。

进一步的,所述升降液压系统有两个,两个所述升降液压系统分别安装在两个所述框架横梁上的油缸安装座上;

每个所述升降液压系统均包括安装在油缸安装座上的液压油缸,所述液压油缸的顶部通过支撑轴对称安装有两个链轮,每个所述链轮上均安装有与其相匹配的链条,所述链条的一端与所述油缸安装座固定连接,所述链条的另一端与所述起吊连接耳固定连接;

位于同一个液压油缸顶部的两个链轮上设有用于防止链条松动脱落的链条防脱装置,所述链条防脱落装置与所述支撑轴固定连接;

所述液压泵站为所述液压油缸提供动力、控制、辅助和工作介质。

进一步的,所述牵引转向前轴包括前牵引三脚架,所述前牵引三脚架的后端底部对称设有两个前轴,每个所述前轴的底部均安装有前牵引轮胎;两个所述前轴之间固设有第一前轴加强梁和第二前轴加强梁;

所述前牵引三脚架的后端顶部设有回转支承,所述回转支承的顶部设有上转接盘,所述上转接盘与位于前端的框架横梁固定连接;所述液压泵站和所述电子检测系统安装在所述上转接盘上。

进一步的,所述前牵引三脚架的后端设有支撑架,所述支撑架的中部设有连接环,所述连接环的两侧均设有两个连接耳,两个所述连接耳之间的距离与所述前牵引三脚架后端宽度相匹配,两个所述连接耳卡入所述前牵引三脚架对应的后端部两侧,通过前牵引架前牵引架销轴进行固定安装;

位于外侧的两个连接耳处还分别固设有两块三角形的前牵引架角板,上方的前牵引架角板用于固定所述支撑架和所述连接耳,下方的前牵引架角板用于固定所述连接耳和对应的前轴;

所述支撑架上与所述前牵引三脚架两后端相对应处均设有前牵引架弹簧支耳,所述前牵引三脚架的两后端上表面也对应的设置有前牵引架弹簧支耳,相互对应的两个前牵引架弹簧支耳之间连接有前牵引架弹簧;

所述回转支承位于所述连接环的上方,且所述回转支承和所述连接环上设有相互对应的安装孔位。

进一步的,所述牵引后轴包括后牵引三脚架,所述后牵引三脚架的前端对称设有两个后轴,每个所述后轴上均安装有后牵引轮胎;两个所述后轴之间固设有后轴加强梁;

所述后牵引三脚架的两个前端处分别设有后牵引架铰链座,所述后牵引架铰链座的前侧面上下平行固设有多个后牵引架角板,所述后轴与所述后牵引架铰链座之间通过后牵引架角板固定连接;

所述后牵引架铰链座与其对应的后牵引三脚架前端部之间通过后牵引架销轴固定连接;

两个所述后轴与所述后牵引三脚架的两前端部均设有后牵引架弹簧支耳,相互对应的两个后牵引架弹簧支耳之间连接有后牵引架弹簧;

两个所述后轴的内侧均固设有后牵引架斜梁,所述后轴以及所述后牵引架斜梁的顶部均与所述车体大梁框架的底部固定连接。

进一步的,所述电子检测系统包括移动电源、智能记录仪、称重模块、测速模块和温控装置,所述移动电源为所述智能记录仪提供电能,所述称重模块将检测到的载重系统的重量信号转换为模拟信号供智能记录仪读取,所述测速模块将检测到的飞机主轮的转动输出方波信号转换为模拟信号供智能记录仪读取,所述智能记录仪上还设有声光报警装置,所述声光报警装置用于载重系统超重时报警,所述温控装置用于调节所有电器元件的工作环境温度。

本发明的有益效果是:与现有技术相比,本发明的改进之处在于,

1、本发明中提出的飞机加载车是现有技术中都没有公开过的,能够模拟计算飞机在滑跑时飞机主轮对路面施加的载荷大小的专用试验设备,既能得到飞机的近似加载效果,又方便价廉。

2、本发明中提出的飞机加载车,通过装配不同质量的配重块,安装不同型号的飞机主轮,实现对不同承载能力、不同型号飞机的模拟,采用模块化设计思路,可更换不同的飞机主轮进行模拟加载测试,适用范围较广。

3、本发明中飞机加载车使用导向柱等结构优化载重承载形式,有效利用了配重的优势,将配重利用率最大化。

4、本发明的模拟飞机加载车整车具备行驶转向功能,方便进行牵引空载转场。在牵引转向前轴上安装回转支承,满足转向和锁紧功能;全车左右对称设计,中心基本无偏载。

附图说明

图1为本发明模拟飞机加载车结构示意图。

图2为本发明模拟飞机加载车结构主视图。

图3为本发明模拟飞机加载车结构俯视图。

图4为本发明载重系统结构示意图。

图5为本发明轮胎转接架结构示意图。

图6为本发明轮胎转接架内部结构示意图。

图7为本发明图6中a方向侧视图。

图8为本发明图6中b方向侧视图。

图9为本发明压力传感器安装结构轴测图。

图10为本发明压力传感器安装结构主视图。

图11为本发明图10中cc方向剖面图。

图12为本发明载重大梁结构示意图。

图13为本发明框架板结构示意图。

图14为本发明车体大梁框架结构示意图。

图15为本发明车体大梁框架结构俯视图。

图16为本发明导套结构示意图。

图17为本发明牵引转向前轴轴测图。

图18为本发明图17中d部分局部放大图。

图19为本发明前牵引三脚架结构示意图。

图20为本发明支撑架结构示意图。

图21为本发明牵引转向前轴结构俯视图。

图22为本发明上转接盘结构俯视图。

图23为本发明上转接盘结构主视图。

图24为本发明转接盘框架结构俯视图。

图25为本发明牵引后轴结构示意图。

图26为本发明牵引后轴结构主视图。

图27为本发明图26中e部分局部放大图。

图28为本发明牵引后轴结构俯视图。

图29为本发明图28中f部分局部放大图。

图30为本发明牵引后轴结构侧视图。

图31为本发明后牵引架铰链座结构俯视图。

图32为本发明后牵引架铰链座结构主视图。

图33为本发明后牵引架铰链座结构侧视图。

图34为本发明升降液压系统结构示意图。

图35为本发明升降液压系统原理图。

图36为本发明电子检测系统系统原理图。

图37为本发明电子检测系统电器原理图。

图38为本发明模拟飞机加载车工作流程图。

其中:100-载重系统,200-车架系统,300-升降液压系统,400-电子检测系统,500-牵引转向前轴,600-牵引后轴,1-飞机主轮,2-轮胎转接架,201-第一安装板,202-外封板,203-内封板,204-侧板,205-主轮轴,206-套筒,207-轴套,208-限位板,3-压力传感器,301-第二安装板,302-第三安装板,4-载重大梁,401-箱型纵梁,402-工字横梁,403-限位方管,404-拉紧耳,405-起吊连接耳,406-导套安装板,407-螺纹杆,5-框架板,501-后板,502-侧板,503-左前板,504-右前板,505-合页,506-插销锁,6-导套,601-导套本体,602-导套支架,7-配重块,8-车体大梁框架,801-框架横梁,802-框架纵梁,803-加强横梁,804-油缸安装座,805-第一固定孔,9-导向柱,10-液压泵站,11-前牵引三脚架,12-前轴,13-前牵引轮胎,14-第一前轴加强梁,15-第二前轴加强梁,16-回转支承,17-上转接盘,1701-转接盘框架,1702-圆环框架,1703-安装法兰盘,1704-第一泵站安装板,1705-第二泵站安装板,1706-第三泵站安装板,1707-电气安装板,1708-斜板,18-支撑架,19-连接环,20-连接耳,21-前牵引架销轴,22-前牵引架角板,23-前牵引架弹簧支耳,24-前牵引架弹簧,25-安装孔位,26-后牵引三脚架,27-后轴,28-后牵引轮胎,29-后牵引架铰链座,30-后牵引架角板,31-后牵引架销轴,32-后轴加强梁,33-后牵引架弹簧支耳,34-后牵引架弹簧,35-后牵引架斜梁,36-液压油缸,37-支撑轴,38-链轮,39-链条,40-链条防脱装置,41-移动电源,42-智能记录仪,43-称重模块,44-测速模块,45-温控装置,46-声光报警装置。

具体实施方式

为了使本领域的普通技术人员能更好的理解本发明的技术方案,下面结合附图和实施例对本发明的技术方案做进一步的描述。

参照附图1-37所示的一种模拟飞机加载车,包括载重系统100、车架系统200、升降液压系统300和电子检测系统400;

所述载重系统100包括飞机主轮1、轮胎转接架2、压力传感器3、载重大梁4、框架板5、导套6和配重块7;所述压力传感器3安装在所述载重大梁4的底部,所述轮胎转接架2安装在所述压力传感器3的底部,且所述飞机主轮1通过所述轮胎转接架2安装在所述载重大梁4的下方;所述载重大梁4的顶部设有四周均设有框架板5,所述框架板5围成的空间内设有配重块7,所述框架板5的外侧壁上固设有多个导套6;

具体的,所述轮胎转接架2包括转接架本体和主轮轴205,所述转接架本体包括第一安装板201、外封板202、内封板203和侧板204,所述第一安装板201与所述压力传感器3的底部可拆卸连接,所述外封板202和所述内封板203平行焊接在所述第一安装板201的底部,且所述外封板202和所述内封板203均为台阶状结构,所述外封板202与所述内封板203之间填充有侧板204,所述外封板202、内封板203和侧板204形成一个整体的台阶状结构;

所述转接架本体靠近底部处设有主轮轴205,所述主轮轴205贯穿所述转接架本体,且所述主轮轴205外套设有套筒206和轴套207,所述套筒206位于所述转接架本体内,所述轴套207通过螺钉可拆卸安装在所述内封板203的内侧;

所述外封板202的外侧通过螺钉可拆卸安装有限位板208,所述限位板208位于所述主轮轴205的上方,且所述限位板208的底部与所述主轮轴205的顶部相贴合,所述限位板208与所述主轮轴205之间采用键槽的连接形式,对所述主轮轴205的轴向移动进行限位。

所述主轮轴205上可装配歼10、歼11、运8、运20、轰6等不同飞机的轮胎及轮毂,通过更换飞机连接轴进行适配设计,并按照飞机主轮实际重量配重行驶。所述转接架本体采用暂定q550e的钢板拼焊而成,主轮轴205和轴套207的材料选用40cr。

所述压力传感器3为20t量程的轮辐式压力传感器,且所述压力传感器3的个数为四个,总量程为60t。所述压力传感器3的顶部设有第二安装板301,底部设有第三安装板302,四个所述压力传感器3对称分布在所述第二安装板301和第三安装板302之间,所述压力传感器3的底座与所述第三安装板302螺接安装,所述压力传感器3的受力面与所述第二安装板301接触,通过第二安装板301的沉头螺钉孔中安装的m30内六角沉头螺钉和压力传感器3中间的螺纹孔配合进行定位和压紧;所述第二安装板301与所述载重大梁4的底部通过螺钉可拆卸连接,所述第三安装板302与所述第一安装板201通过螺钉可拆卸连接;所述压力传感器3安装在载重大梁4和轮胎转接架2之间,为了避免上装和底部轮胎受侧向力的影响,第二安装板301和第三安装板302均为高强合金钢组成,第二安装板301厚度为40mm,第三安装板302厚度为35mm,中间安装四个20t相同规格的轮辐式压力传感器,增强设备的抗倾覆能力。

所述载重大梁4主体由箱型纵梁401和工字横梁402拼焊组成,所述载重大梁4的上表面焊接有18个用于对第一层配重块7进行限位的限位方管403,所述载重大梁4的四周均匀布设焊接有12个拉紧耳404,用于配重块7放置后拉紧钢丝绳使用,所述载重大梁4的前后各安装有一块起吊连接耳405,所述起吊连接耳405用于连接所述升降液压系统300;

所述载重大梁4的四角均固设有一块导套安装板406,所述导套6固设在所述导套安装板406上,所述导套6包括导套本体601和导套支架602,所述导套本体601通过顶部的法兰端面与所述导套支架602连接,所述导套支架602与所述导套安装板406使用螺钉进行固定。所述导套本体601为具备润滑功能带油槽的法兰槽,导套支架602采用q345e。所述载重大梁4的底部中间有四个螺纹安装孔,通过螺钉与压力传感器3顶部的第二安装板301进行连接,所述载重大梁4的底部中间还设有四个带m30的螺纹杆407,所述螺纹杆407与所述车架系统连接。

所述框架板5包括后板501、两个侧板502、左前板503和右前板504,所述框架板5由钢板和方管拼焊而成;两个所述侧板502分别焊接固定在所述后板501的前侧两端,所述后板501和两个侧板502均与所述载重大梁4的上表面焊接固定,所述左前板503和右前板504分别与其对应的侧板502通过合页505活动连接,所述左前板503与所述右前板504通过插销锁506进行锁紧固定,当整车运输状态下可以进行锁紧。所述左前板503和右前板504设置成对开门的形式,方便装卸配重块7,打开左前板503和右前板504,配重块7可从侧面使用叉车进行装载和卸除。

在所述载重系统100内部装载配重块7,用于飞机轮胎载荷的施加。配重块7通过钢水浇注而成,外形为1200×600×330mm,单个1t,底部设计两个凹槽,满足叉车的插架举升和下放。顶部有两块凸槽,用于配重块7叠加放置时和凹槽配合进行限位。配重块7两侧具备吊装接口,满足吊装使用。模拟飞机加载车适应单轮或多轮的使用工况,单层配重9块,加上载重大梁4的重量后可满足单一主轮承载≥16t的使用要求。配重叠满三层后,配重总重27t,加上载重大梁4后,轮胎载重≥30t,最大可满足双轴四轮工况下轮胎的载重要求。当配重块7装载完毕后,利用载重大梁4上的紧绳支耳安装钢丝绳,钢丝绳的一端和载重大梁4的拉紧耳12连接,另一端通过紧绳器和对向的钢丝绳进行拉紧。将配重块7整体进行拉紧固定,避免运输过程中引起晃动。

进一步的,所述车架系统200包括车体大梁框架8、导向柱9、牵引转向前轴500和牵引后轴600,所述车体大梁框架8上安装有与所述导套6相匹配的多个导向柱9,所述载重系统100与所述车架系统200通过所述导套6和所述导向柱9可拆卸连接;所述车体大梁框架8的前端底部设有牵引转向前轴500,所述车体大梁框架8的后端底部设有牵引后轴600。

具体的,所述车体大梁框架8包括两个框架横梁801和两个框架纵梁802,主要由q345e钢板拼焊而成,两个所述框架横梁801和两个所述框架纵梁802围成一种中空框架,两个所述框架纵梁802的底部焊接固定有两根加强横梁803,用于空载停放、转运以及安全保护作用,防止上装意外跌落,造成意外伤害。所述加强横梁803与所述框架横梁801平行,且所述加强横梁803上设有用于与所述载重大梁4固定安装的第一固定孔805;当整车空载转运情况下,所述载重大梁4底部的四个螺纹杆407穿过对应的第一固定孔805后使用m30的锁紧螺母进行锁紧固定,避免空载转运在不平路面上的大梁因振动而产生冲击。

两个所述框架横梁801的两端部均安装有导向柱9,所述框架横梁801上下各安装一m120的大螺母,导向柱9和框架横梁801间隙配合。对于安装部位,框架横梁801上进行结构性的加强,在纵向加装一块加强板,保证局部的强度;所述导向柱9采用45钢。

两个所述框架横梁801的中部均设有油缸安装座804,每个所述油缸安装座804上均安装有升降液压系统300。每个所述升降液压系统300均包括安装在油缸安装座804上的液压油缸36,所述液压油缸36伸出杆上安装有与其垂直的支撑轴37,所述支撑轴37的两端对称安装有两个链轮38,每个所述链轮38上均安装有与其相匹配的链条39,所述链条39的一端与所述油缸安装座804固定连接,所述链条39的另一端与所述起吊连接耳405固定连接;链轮38和链条39配合,带动载重大梁4上的起吊连接耳405进行举升,从而对载重系统100进行举升,方便安装和拆卸飞机主轮1。

为了防止链条39在运输过程中出现松动脱落,位于同一个液压油缸36顶部的两个链轮38上设有用于防止链条松动脱落的链条防脱装置40,所述链条防脱落装置40与所述支撑轴37通过螺钉固定连接,防止链条39在工作中脱出链轮38。需要注意的是,当液压油缸36处于最高位置时,载重大梁4需不超过导向柱9的顶面;当液压油缸36处于最短位置时,载重大梁4需满足最低点处于加强横梁803之上。

所述牵引转向前轴500上安装有液压泵站10,所述液压泵站10为所述液压油缸36提供动力、控制、辅助和工作介质。所述液压泵站10主要由油箱总成(油箱上设置吸油过滤器、回油过滤器、空气滤清器、液位液温计和放油塞)、电机油泵组、手摇泵、压力表、手动换向阀、溢流阀、单向节流阀、截止阀和管路等组成,所述液压油缸36主要由油缸和软管总成等组成。升降液压系统300适用于模拟加载车的驻车加载、飞机主轮1安装和卸载运输。升降液压系统300具备手动控制运行,油缸行程内任意位置“保持”,符合各相关规范要求等功能。

根据附图35的液压系统原理图,正常工作时,仅需手动打开手动换向阀即可执行升降油缸伸缩动作,飞机主轮安装时需关闭截止阀。空载转运时,截止阀打开,升降油缸两腔释压运输。飞机主轮安装时,启动电机油泵,液压源进入恒流量低压待机工况;手动换向阀切换到左位,液压源进入恒流量高压工况,无杆腔进油,升降油缸活塞杆伸出到位,关闭两处截止阀,液压源进入恒流量低压待机工况,手动换向阀切换到中位,安装飞机主轮;完成飞机主轮安装,打开截止阀,手动换向阀切换到右位,液压源进入恒流量低压工况,有杆腔进油,升降油缸活塞杆加速下降,飞机主轮触地后,手动换向阀切换到中位,开始进行加配重和后续满载试验。

进一步的,所述牵引转向前轴500包括前牵引三脚架11,所述前牵引三脚架11的后端底部对称设有两个前轴12;所述前牵引三脚架11的后端设有支撑架18,所述支撑架18的中部设有连接环19,所述连接环19的两侧均设有两个连接耳20,两个所述连接耳20之间的距离与所述前牵引三脚架11后端宽度相匹配,两个所述连接耳20卡入所述前牵引三脚架11对应的后端部两侧,通过前牵引架前牵引架销轴21进行固定安装,所述前牵引架销轴21贯穿两个所述连接耳20和前牵引三脚架11,每个所述前轴12的底部均安装有前牵引轮胎13;两个所述前轴12之间焊接固定有第一前轴加强梁14和第二前轴加强梁15;所述前牵引三脚架11采用双弹簧缓冲机构,能有效降低车辆起步、制动等工况对挂车造成的冲击,保护试验的安全性。

所述前牵引三脚架11的后端顶部设有回转支承16,所述回转支承16的顶部设有上转接盘17,所述上转接盘17与位于前端的框架横梁801焊接固定;位于外侧的两个连接耳20处还分别固设有两块三角形的前牵引架角板22,上方的前牵引架角板22用于固定所述支撑架18和所述连接耳20,下方的前牵引架角板22用于固定所述连接耳20和对应的前轴12;

所述支撑架18上与所述前牵引三脚架11两后端相对应处均设有前牵引架弹簧支耳23,所述前牵引三脚架11的两后端上表面也对应的设置有前牵引架弹簧支耳23,相互对应的两个前牵引架弹簧支耳23之间连接有前牵引架弹簧24;所述回转支承16位于所述连接环19的上方,且所述回转支承16和所述连接环19上设有相互对应的安装孔位25,使用螺栓进行连接,所述回转支承106利用自身的转动功能保证转向。

所述上转接盘17包括转接盘框架1701,所述转接盘框架1701的底部设有圆环框架1702和安装法兰盘1703;所述转接盘框架1701的顶部设有用于安装所述液压泵站10的第一泵站安装板1704、第二泵站安装板1705和第三泵站安装板1706,以及用于安装所述电子检测系统400的电气安装板1707,所述转接盘框架1701上还平行设有两块斜板1708,所述斜板1708能够起到加强的作用。

进一步的,所述牵引后轴600包括后牵引三脚架26,所述后牵引三脚架26的前端对称设有两个后轴27,每个所述后轴27上均安装有后牵引轮胎28;两个所述后轴27之间还焊接固设有后轴加强梁32;所述后牵引三脚架26的两个前端处分别设有后牵引架铰链座29,所述后牵引架铰链座29的前侧面上下平行焊接有多个后牵引架角板30,所述后轴27与所述后牵引架铰链座29之间通过后牵引架角板30固定连接;所述后牵引架铰链座29与其对应的后牵引三脚架26前端部之间通过后牵引架销轴31固定连接;

两个所述后轴27与所述后牵引三脚架26的两前端部均设有后牵引架弹簧支耳33,相互对应的两个后牵引架弹簧支耳33之间连接有后牵引架弹簧34;两个所述后轴27的内侧均固设有后牵引架斜梁35,所述后轴27以及所述后牵引架斜梁35的顶部均与所述大梁框架8的底部固定连接。

所述牵引转向前轴500作为模拟飞机加载车的前轴,其在外部牵引车的作用下,可依靠回转支承16进行转向;所述牵引后轴600作为模拟飞机加载车的后轴,带牵引作用,无转向功能。

进一步的,所述电子检测系统400安装在所述电气安装板1707上,所述电子检测系统400包括移动电源41、智能记录仪42、称重模块43、测速模块44和温控装置45,所述移动电源41为所述智能记录仪42提供电能,且采用双电源供电,主备用电池各配一个220v充电器,输出电压为220v,为智能仪表供电,当主供电池故障或无电时,双电源切换开关将自动投切到备用电源;按钮开关控制于电子检测系统启停;此外,主备电池和充电器均满足可拆卸设计,主电池在使用时,备用电池可拆卸并充电备用,可在长时间使用情况下避免电能不足的风险。

所述称重模块43包括四个轮辐式压力传感器和4个称重变送器,称重变送器将反馈压力传感器检测到的车箱重量信号转为4-20ma的模拟信号,供智能仪表读取,并显示4路车箱载重数值和1路求和数值,所述智能记录仪42上还设有声光报警装置46,当重量超过报警上限值,智能记录仪42继电器动作,报警器响。

所述测速模块44由霍尔式传感器和码盘组成,转速传感器通过检测轮毂上码盘的转动输出方波信号,通过智能记录仪42显示车速数值。

所述温控装置45包括温度传感器(pt100)、加热风扇(100w)和散热风扇(50w),用于调节所有电器元件的工作环境温度。当环境温度低于0℃,智能记录仪42控制加热风扇工作,当环境温度高于50℃,智能记录仪42控制散热风扇工作;

所述电子检测系统400位于电控柜内,将电控柜安装在电气安装板1707上车辆出发前可以接市电,将电控柜的温度调节到25℃左右。

本发明模拟飞机加载车的工作原理流程如附图38所示:本发明中的模拟飞机加载车在空载停放(未安装飞机主轮)状态时可对其进行空载转运,转运到所需实验场地后,升降液压系统顶升,将飞机主轮安装在轮胎转接架上,然后再将升降液压系统下降,使飞机主轮着地。打开框架板的左前板和右前板,装载适量的配重块,利用载重大梁上的紧绳支耳安装钢丝绳,钢丝绳的一端和载重大梁的拉紧耳连接,另一端通过紧绳器和对向的钢丝绳进行拉紧,对配重块进行固定,关闭框架板的左前板和右前板后即可进行满载试验,实验结束后,将全部配重块和飞机主轮进行卸载,空载停放。

本发明中模拟飞机加载车依靠载重系统、车架系统、升降液压系统和电子检测系统集成一体完成加载测试任务。动力依靠外在的牵引车进行转场移动,整体承载依靠载重系统和车架系统进行支撑受力。升降液压系统的主要作用是在装载飞机轮胎时,将载重大梁进行提升,方便进行飞机主轮更换。电子检测系统在转运状态可帮助整车必要的参数进行测试并电子显示,在试验状态下可进行数据存储,便于后续数据处理工作。

以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征和本发明的优点。本行业的技术人员应该了解,本发明不受上述实施例的限制,上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理,在不脱离本发明精神和范围的前提下,本发明还会有各种变化和改进,这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。

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