CN101769808A

CN101769808A - 一种飞机驾驶杆力测量组件及其测量方法

Info

Publication number: CN101769808A
Application number: CN 201010119274
Authority: CN
Inventors: 支超有; 任宝平; 李霞
Original assignee: Xian Aircraft Design and Research Institute of AVIC
Current assignee: Xian Aircraft Design and Research Institute of AVIC
Priority date: 2010-03-08
Filing date: 2010-03-08
Publication date: 2010-07-07
Anticipated expiration: 2030-03-08
Also published as: CN101769808B

Abstract

本发明公布了一种飞机驾驶杆力测量组件及其测量方法，属于航空工程试验检测领域。测量组件由操纵手柄、力信号检测单元、安装连接单元和组合连接单元组成，在空间上按“口”字型框架结构组合集成在一起；力信号检测单元分布在安装连接单元的两侧，操纵手柄的两端通过组合连接单元分别与力信号检测单元的两端连接；测量组件通过安装连接单元与驾驶杆连接，操纵力通过操纵手柄施加到驾驶杆并操纵其运动，操纵力的大小通过力信号检测单元测量。本发明具有结构紧凑、简单，空间尺寸小、成本低、工作可靠、测试精度高，适用于各种类型飞机驾驶杆操纵力的测量。

Description

一种飞机驾驶杆力测量组件及其测量方法

所属技术领域

本发明属于航空工程试验检测领域，特别涉及一种驾驶员操纵驾驶杆操纵力的测试装置及其方法。

技术背景

目前，在飞机驾驶杆力测量中，往往是针对特定的驾驶杆对其进行改造而完成驾驶杆力的测量；或者是设计专门的夹具和连接件，使用通用的拉压力传感器测量驾驶杆力。存在以下不足：

1、对特定的驾驶杆进行改造，需要根据驾驶杆的结构专门设计完成驾驶杆力测量单元，作为驾驶杆的一部分与驾驶杆组合在一起。对驾驶杆改造的结果可能会影响驾驶杆的强度等原有功能特性，另一方面，改造飞机驾驶杆的工艺复杂，实施难度大，导致成本也很高，且不具有通用性。

2、设计专门的夹具和连接件，使用通用的拉压力传感器测量驾驶杆力时，需要将这些分散的夹具、连接件和拉压力传感器等组装在一起，纵向和横向尺寸大，需要占用很大的空间，给现场安装与使用带来很大困难。

随着微电子技术、微机械加工技术、自动测量技术的发展，设计一种不需要对飞机驾驶杆进行改造，安装使用方便，能完成飞机驾驶杆力测量组件的条件已经成熟。

发明内容

本发明的目的是：设计一种飞机驾驶杆力测量组件及其测量方法，其中，将传统的传感器与测量中的夹具、连接件和施力单元集成在一起，能装夹在各种形式和尺寸的驾驶杆上；既不需要对驾驶杆进行改造，也不需要设计专门的夹具和连接件，同时，缩小整个测量装置所占用的空间，能方便地与驾驶杆安装连接在一起。

本发明的技术方案是：设计一种飞机驾驶杆力测量组件，由操纵手柄、力信号检测单元、安装连接单元和组合连接单元组成，操纵手柄、力信号检测单元、安装连接单元和组合连接单元在空间上按“口”字型框架结构连接成一体，力信号检测单元分布在安装连接单元的两侧，操纵手柄的两端通过组合连接单元分别与力信号检测单元的两端连接，其中操纵手柄用于施加操纵力，模拟驾驶员操纵，且不改变实际操纵情况；力信号检测单元用于检测操纵过程操纵力的大小，要求所检测力信号连续、准确；安装连接单元用于驾驶杆力测量组件与驾驶杆的安装连接，以便于通过对驾驶杆力测量组件的操作带动驾驶杆的运动，能间接来操纵驾驶杆；组合连接单元用于操纵手柄与力信号检测单元之间的安装连接，从而将操纵手柄、力信号检测单元、安装连接单元和组合连接单元组合安装为完整的一个整体。

驾驶杆力测量组件可以是完整的一个整体，在中心形成方孔，将操纵手柄与力信号检测单元、安装连接单元和组合连接单元相互连接，按环型分布组成，这样的好处在于不需要单独制造操纵手柄、力信号检测单元、安装连接单元和组合连接单元，一次完成，整体效果好；操纵手柄、力信号检测单元、安装连接单元和组合连接单元也可以是独立零部件，使用连接件进行连接，组装在一起成为一个整体。

驾驶杆力测量组件中力信号检测单元采用框架式结构，包括2个形状类似矩形框架，用于力信号的检测，该框架结构由2个互相平行的应变梁和与之垂直的2个连接端组成，在每个框架的两个应变梁面中心分别布置有2个应变片，两个框架中的4个应变片接成桥路测量垂直于应变梁平面的力，即操纵力的大小。

安装连接单元与力信号检测单元可以为一个整体，这样做的好处在于结构紧凑、简单、实用，占用空间尺寸小；安装连接单元可以采用内孔阴螺纹连接方式，也可以采用向外凸出阳螺纹连接方式。

同时提供一种用于飞机驾驶杆操纵力的测试方法，包括以下步骤：

根据驾驶杆的大小、形状等使用专门的夹具与安装连接单元连接，实现驾驶杆力测量组件与驾驶杆的安装连接，以便于通过对驾驶杆力测量组件的操作带动驾驶杆的运动，来间接操纵驾驶杆。

通过操纵手柄施加操纵力，模拟驾驶员操纵，且不改变实际操纵情况。

本发明的优选方法进一步包括以下步骤：

在纵向驾驶杆力测量中，将测量组件安装在驾驶杆与操作人员之间，便于操作人员通过操纵手柄向前推驾驶杆，或者是向后拉驾驶杆。

在横向驾驶杆力测量中，将测量组件安装在驾驶杆的左侧，便于操作人员通过操纵手柄向左压驾驶杆，或者是向右拉驾驶杆；也可以将测量组件安装在驾驶杆的右侧，由操作人员通过操纵手柄向左拉驾驶杆，或者是向右压驾驶杆。

由力信号检测单元检测操纵过程操纵力的大小，要求所检测力信号连续、准确；在纵向操纵力的测量中，向前推驾驶杆时，力信号输出为正，向后拉驾驶杆时，力信号输出为负；在横向操纵力的测量中，向左压驾驶杆时，力信号输出为正，向右拉驾驶杆时，力信号输出为负。

本发明的优点和有益效果：本发明具有结构紧凑、简单，空间尺寸小、成本低、工作可靠、测试精度高，符合飞机驾驶杆实际操纵情况，安装使用调整方便的特点，适用于各种类型飞机驾驶杆操纵力的测量。

附图说明

图1为本发明组成结构图；

图2为本发明一个实施例的组成结构图；

图3为本发明力信号检测单元一个实施例的原理示意图；

图4为本发明力信号检测单元另一实施例的原理示意图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明作详细描述。

飞机驾驶杆力测量组件组成结构如图1所示，飞机驾驶杆力测量组件由操纵手柄[1]、力信号检测单元[2]和[4]、安装连接单元[3]、组合连接单元[5]和[6]组成；在力信号检测单元[2]和[4]的中间设有安装连接单元[3]，这种布局结构将力信号检测单元[2]和[4]分布在安装连接单元[3]的两侧，这样力信号检测单元[2]、安装连接单元[3]和力信号检测单元[4]形成为一个整体；操纵手柄[1]的一端通过组合连接单元[5]与力信号检测单元[2]连接组合，另一端通过组合连接单元[6]与力信号检测单元[4]连接组合；上述连接组合后，飞机驾驶杆力测量组件各部分在空间上形成矩形框架结构，是完整的一个整体。

对于整体型的飞机驾驶杆力测量组件，可在完整的矩形材料中心开挖矩形孔，形成矩形框架结构，将矩形框架结构件一个边作为操纵手柄[1]，一个边作为力信号检测单元[2]和[4]、其余两个边作为组合连接单元[5]和[6]，这样具有整体效果好的特点。

操纵手柄[1]的内侧为多段弧形，外侧为整段的圆弧，符合人体工程学，便于手握手柄来施加操纵力。

飞机驾驶杆力测量组件可以采用铝合金材料、不锈钢材料，或者是其它弹性材料。

图2为本发明一个实施例的组成结构图。

实施例中，力信号检测单元[2]和[4]和安装连接单元[3]作为一个独立的零部件，操纵手柄[1]、组合连接单元[5]和[6]作为独立零部件，用连接件[7]把操纵手柄[1]和组合连接单元[5]连接，用连接件[8]把力信号检测单元[2]和组合连接单元[5]连接，用连接件[9]把力信号检测单元[4]和组合连接单元[6]连接，用连接件[10]把操纵手柄[1]和组合连接单元[6]连接。通过上述的连接件[7]、[8]、[9]、[10]把操纵手柄[1]、力信号检测单元[2]和[4]、组合连接单元[5]和[6]连接组装成为一个整体。

上述连接中，组合连接单元[5]和[6]的两端分别为内孔阴螺纹，操纵手柄[1]的两端分别有两个通孔，以便使用连接件[7]、[10]分别与组合连接单元[5]和[6]的一端连接；同样，力信号检测单元[2]、[4]的两端也分别有两个通孔，用连接件[8]、[9]与组合连接单元[5]和[6]的另外一端连接。

位于力信号检测单元[2]、[4]之间的组合连接单元[5]可以是内孔阴螺纹，也可以是向外凸出的阳螺纹。

图3为本发明力信号检测单元一个实施例的原理示意图。

驾驶杆力测量组件中力信号检测单元[2]、[4]分别采用框架式结构，是2个形状类似矩形框架，用于力信号的检测。单个框架结构由2个互相平行的应变梁[13]、[14]和与之垂直的2个连接端[15]、[16]组成，在每个框架的两个应变梁[13]、[14]的内侧平面中心分别布置有2个应变片[11]、[12]，两个框架中的4个应变片接成桥路测量垂直于应变梁平面的力，既操纵力的大小。

下面，分析力信号检测原理。以力信号检测单元[2]为例，当通过操纵手柄[1]施力时，其作用与X轴平行，力的方向与X方向相反，这时，应变梁[13]、[14]产生变形，由于在应变梁[13]、[14]的内侧平面中心分别布置有2个应变片[11]、[12]，应变片[11]受到拉伸，而应变片[12]受到压缩；反之，当通过操纵手柄[1]施加反向力时，其作用与X轴平行，力的方向与X方向一致，这时，在应变梁[13]、[14]的内侧平面中心分别布置应变片[11]受到压缩，而应变片[12]受到拉伸。

同样，对于力信号检测单元[4]，通过操纵手柄[1]施力时，应变梁[13]和[14]也产生变形，在应变梁13]、[14]的内侧平面中心布置的2个应变片[11]和[12]，一个受到拉伸，另一个受到压缩。

将上述力信号检测单元[2]和[4]中的4个应变片接成全桥形式，就可以测量操纵手柄[1]所施加力的大小。

图4为本发明力信号检测单元另一个实施例的原理示意图。

驾驶杆力测量组件中力信号检测单元[2]、[4]分别采用悬臂平行梁结构弹性体，该悬臂平行梁有特殊形状的孔，由矩形孔与圆孔截交形成，其形状类似“哑铃”的一半，用于力信号的检测。力信号检测单元[2]的悬臂平行梁的圆孔内侧面中心分别布置有2个应变片[17]、[18]，力信号检测单元[4]的悬臂平行梁的圆孔内侧面中心分别布置有2个应变片[19]、[20]，两个悬臂平行梁圆孔内的4个应变片接成桥路测量垂直于应变梁平面的力，既操纵力的大小。

Claims

1.一种飞机驾驶杆力测量组件，其特征在于：测量组件由操纵手柄[1]、力信号检测单元[2]和[4]、安装连接单元[3]、组合连接单元[5]和[6]组成，操纵手柄[1]、力信号检测单元[2]和[4]、安装连接单元[3]和组合连接单元[5]和[6]在空间上按“口”字型框架结构连接成一体，力信号检测单元[2]和[4]分布在安装连接单元[3]的两侧，操纵手柄[1]的两端通过组合连接单元[5]和[6]分别与力信号检测单元[2]和[4]的两端连接。

2.根据权利要求1所述的飞机驾驶杆力测量组件，其特征在于测量组件操纵手柄[1]、力信号检测单元[2]和[4]、安装连接单元[3]、组合连接单元[5]和[6]是完整一体。

3.根据权利要求1或2所述的飞机驾驶杆力测量组件，其特征在于力信号检测单元[2]和[4]采用框架式结构，在框架前后弹性变形面上布置有二组电阻应变片。

4.根据权利要求1或2所述的飞机驾驶杆力测量组件，其特征在于安装连接单元[3]是内螺纹孔。

5.根据权利要求1或2所述的飞机驾驶杆力测量组件，其特征在于安装连接单元[3]是向外凸出外螺纹杆。

6.一种飞机驾驶杆力测量方法，通过在驾驶杆上安装的夹具实现与驾驶杆力测量组件连接，通过对驾驶杆力测量组件的操作来带动驾驶杆的运动。

7.根据权利要求6所述飞机驾驶杆力测量方法，其特征在于通过操纵手柄施加操纵力，模拟驾驶员的力度和操纵方式。

8.根据权利要求6所述飞机驾驶杆力测量方法，其特征在于在纵向驾驶杆力测量中，将测量组件安装在驾驶杆与操作人员之间，便于操作人员通过操纵手柄向前推驾驶杆，或者是向后拉驾驶杆。

9.根据权利要求6所述飞机驾驶杆力测量方法，其特征在于在横向驾驶杆力测量中，将测量组件安装在驾驶杆的侧面，便于操作人员通过操纵手柄向左压驾驶杆，或者是向右拉驾驶杆。

10.根据权利要求6所述飞机驾驶杆力测量方法，其特征在于由力信号检测单元检测操纵过程操纵力的大小。