CN102589783A - 智能型飞机载荷机构通用测试系统 - Google Patents
智能型飞机载荷机构通用测试系统 Download PDFInfo
- Publication number
- CN102589783A CN102589783A CN2012100520191A CN201210052019A CN102589783A CN 102589783 A CN102589783 A CN 102589783A CN 2012100520191 A CN2012100520191 A CN 2012100520191A CN 201210052019 A CN201210052019 A CN 201210052019A CN 102589783 A CN102589783 A CN 102589783A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- feel simulator
- control
- control feel
- column
- anchor clamps
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
Abstract
本发明涉及一种智能型飞机载荷机构通用测试系统，该系统包括电气操纵台和机械测试台，机械测试台包括底座、设置在底座上的立柱、伺服电机、以及载荷机构夹具，立柱的侧壁上设置有定位装置和磁致伸缩式位移传感器，立柱内设置有传动装置，传动装置与伺服电机的电机轴连接。本发明载荷机构夹具可以根据不同机型的载荷机构进行更换，能够承担多种机型载荷机构力和位移性能指标的测试；采用工控机作为上位机，PLC作为下位机，伺服电机带动滚珠螺杆作为执行机构，控制精度高，达到每300mm的导程误差为0.018mm，且测试精度高，可达到0.001mm。
Description
技术领域
本发明涉及的是一种飞机操纵系统测试系统，具体涉及一种飞机载荷机构通用测试系统。
背景技术
操纵系统是飞机一个十分重要的系统，用来供飞行员操纵飞机绕纵轴、横轴和立轴旋转，以改变或保持飞机的飞行状态。系统中的载荷机构主要产生适当的杆力，便于飞行员操纵飞机。其中，平尾载荷机构用来形成纵向操纵力，并使得操纵力随着驾驶杆的行程、飞行表速和高度的变化而改变；方向舵载荷机构用来形成侧向操纵(脚蹬)杆力；襟副翼载荷机构用来形成横向操纵杆力，并使操纵力的大小与驾驶杆行程成正比。上述载荷机构是飞机操纵系统的重要附件，如果它们的工作不正常，就会出现杆重、杆轻和杆皮条故障，并使杆力梯度发生变化，改变飞行员正常的操纵习惯和感觉，这些都会对飞机飞行性能的发挥造成直接影响，甚至危及飞行安全。因此，对载荷机构进行定期检测，保证其性能良好和工作可靠就成为机务部门一项重要的和经常性的工作。目前，飞机操纵系统中的载荷机构没有与之相配套的校验设备，而维护规程和附件修理技术标准均有对操纵系统载荷机构进行全面性能校验的要求，对于定检校修件和故障件只能返厂送检，这不仅会浪费大量的时间和财力，还会影响飞机的完好率，严重制约航空飞行保障工作的开展，影响飞行安全。
因此，研制一种通用性强、测试手段先进、精度高、工作可靠、操作方便和便于维护的智能型飞机载荷机构测试系统，对提高飞机完好率，确保飞行安全都将具有重要意义。
发明内容
本发明的目的在于针对现有飞机操纵系统在定检测试过程中存在的上述问题，提供了一种用于飞机操纵系统载荷机构性能指标综合测试的智能型飞机载荷机构通用测试系统，该系统能够满足飞机维修部门承担载荷机构定检、排故、新品装机校验和深度修理工作的需要。
本发明的技术方案为：一种智能型飞机载荷机构通用测试系统，该系统包括电气操纵台和机械测试台，机械测试台包括底座、设置在底座上的立柱、伺服电机、以及载荷机构夹具，立柱的侧壁上设置有定位装置和磁致伸缩式位移传感器，立柱内设置有传动装置；定位装置包括线性滑轨、沿线性滑轨滑动的滑块和滑块固定板，线性滑轨固定在立柱的侧壁上，滑块固定板上安装有力传感器，力传感器与设置在电气操纵台内的控制系统电连接；磁致伸缩式位移传感器的铁磁材料测量感应元件固定在立柱的侧壁上，磁致伸缩式位移传感器的应变脉冲检测器套在铁磁材料测量感应元件上，并通过支架固定在滑块固定板上，可沿铁磁材料测量感应元件上、下移动，磁致伸缩式位移传感器的铁磁材料测量感应元件与设置在电气操纵台内的控制系统电连接；传动装置为滚珠螺杆，滚珠螺杆的一端通过推力球轴承安装在立柱的底部，并与伺服电机的电机轴连接，另一端通过深沟球轴承安装在立柱的顶部，滑块固定板与套装在滚珠螺杆上的滚珠螺套固定；载荷机构夹具包括上载荷机构夹具和下载荷机构夹具，上载荷机构夹具可拆卸安装在力传感器下方的接头上，下载荷机构夹具可拆卸安装在底座上，载荷机构安装在上载荷机构夹具与下载荷机构夹具之间。
优选的是，力传感器通过力传感器支座固定在滑块固定板上。
优选的是，伺服电机安装在底座内，伺服电机的电机轴通过联轴器与滚珠螺杆连接，驱动滚珠螺杆转动控制载荷机构的拉伸与压缩。
优选的是，力传感器采用拉伸/压缩式力传感器。
优选的是，机械测试台还设置有外罩，外罩安装在立柱的外部。
优选的是，电气操纵台包括电气操纵台台体，电气操纵台台体内安装有控制系统，电气操纵台台体表面安装有位移显示仪表、力显示仪表和显示器；控制系统包括工控机、与工控机相连接的打印机、以及PLC，工控机与显示器连接，工控机依次通过RS232串行接口和RS232/RS422转换模块与PLC进行通信，PLC通过伺服驱动器控制伺服电机工作，工控机通过位移显示仪表与位移传感器连接，并通过力显示仪表与力传感器连接。
优选的是，工控机依次通过RS232串行接口和RS232/RS485转换模块分别与位移显示仪表和力显示仪表进行通信。
优选的是，PLC与设置在立柱的侧壁上的上限位行程开关、下限位行程开关和零点行程开关电连接，并与设置在电气操纵台上的控制按钮和指示灯电连接。
优选的是，工控机内设置有间隙消除模块，用于自动消除载荷机构安装和传动过程中不可避免的机械间隙、以及测试过程中拉、压力两个方向在零点附近的空行程。
本发明的有益效果为：(1)本发明载荷机构夹具可以根据不同机型的载荷机构进行更换，能够承担多种机型载荷机构力和位移等性能指标的测试；且结构简洁，体积小，占地面积少。(2)采用工控机作为上位机，PLC作为下位机，伺服电机带动滚珠螺杆作为执行机构，控制精度高，达到每300mm的导程误差0.018mm，且下位机通过上位机设定好的参数和流程实现整个测试过程的自动化，整个测试过程通过上位机显示并记录保存。(3)工控机内设置有间隙消除模块，用于自动消除载荷机构安装和传动过程中不可避免的机械间隙、以及测试过程中拉、压力两个方向在零点附近的空行程，确保了测试精度。(4)采用磁致伸缩式位移传感器和拉伸/压缩式力传感器，并通过RS232串行接口进行通信，传感器采集的数据在传送过程中精度没有损失，测试精度高，位移测量精度可达到0.001mm，力测量精度可达0.02％FS。(5)本发明传动装置采用滚珠螺杆，滚珠螺杆的一端通过推力球轴承安装在立柱的底部，另一端深沟球轴承安装在立柱的顶部，采用一端固定另一端支撑的安装方式，有助于保证滚珠螺杆运动的平稳性和直线度，滚珠螺杆运动一段时间后产生的轴线热胀能在支撑段释放，不会使滚珠螺杆承受内应力。(6)本发明具有良好的开敞性和可维护性，便于对测试系统进行日常的检查、维修和保养。
附图说明
图1为本发明具体实施方式机械测试台的结构示意图。
图2为本发明具体实施方式立柱的结构示意图。
图3为本发明具体实施方式的控制系统框图。
具体实施方式
下面结合附图说明本发明的具体实施方式：
请参照说明书附图，一种智能型飞机载荷机构通用测试系统，该系统包括电气操纵台和机械测试台，机械测试台包括底座1、设置在底座1上的立柱2、伺服电机、以及载荷机构夹具，伺服电机安装在底座1内，立柱2的侧壁上设置有定位装置和磁致伸缩式位移传感器，立柱2内设置有传动装置。定位装置包括线性滑轨3、沿线性滑轨滑动的滑块和滑块固定板4，线性滑轨3固定在立柱2的侧壁上，滑块固定板4上安装有力传感器5，力传感器5通过力传感器支座6固定在滑块固定板4上，力传感器5采用拉伸/压缩式力传感器，力传感器5与设置在电气操纵台内的控制系统电连接。磁致伸缩式位移传感器的铁磁材料测量感应元件7固定在立柱2的侧壁上，磁致伸缩式位移传感器的应变脉冲检测器套在铁磁材料测量感应元件7上，并通过支架固定在滑块固定板4上，可沿铁磁材料测量感应元件上、下移动，磁致伸缩式位移传感器的铁磁材料测量感应元件7与设置在电气操纵台内的控制系统电连接。传动装置为滚珠螺杆，滚珠螺杆的一端通过推力球轴承安装在立柱的底部，并通过联轴器与伺服电机的电机轴连接，通过伺服电机驱动其转动控制载荷机构的拉伸与压缩，另一端深沟球轴承安装在立柱的顶部，滑块固定板4与套装在滚珠螺杆上的滚珠螺套固定。载荷机构夹具包括上载荷机构夹具8和下载荷机构夹具9，上载荷机构夹具8可拆卸安装在力传感器5上，下载荷机构夹具9可拆卸安装在底座1上，载荷机构安装在上载荷机构夹具8与下载荷机构夹具9之间。机械测试台还设置有外罩10，外罩10安装在立柱2的外部。
电气操纵台包括电气操纵台台体，电气操纵台台体内安装有控制系统，电气操纵台台体表面安装有位移显示仪表、力显示仪表和显示器；控制系统包括工控机、与工控机相连接的打印机、以及PLC，工控机与显示器连接，工控机依次通过RS232串行接口和RS232/RS422转换模块与PLC进行通信，PLC通过伺服驱动器控制伺服电机工作，工控机通过位移显示仪表与位移传感器连接，并通过力显示仪表与力传感器连接。工控机依次通过RS232串行接口和RS232/RS485转换模块分别与位移显示仪表和力显示仪表进行通信。PLC与设置在立柱的侧壁上的上限位行程开关、下限位行程开关和零点行程开关电连接，并与设置在电气操纵台上的控制按钮和指示灯电连接。工控机内设置有间隙消除模块，用于自动消除载荷机构安装和传动过程中不可避免的机械间隙、以及测试过程中拉、压力两个方向在零点附近的空行程，确保了测试精度。
工作原理：
通过控制按钮选择被测试载荷机构的类型，然后选择相应的载荷机构夹具，通过安装销将被测试载荷机构安装在机械测试台上，根据被测试载荷机构的类型调整力传感器的起始位置，然后开始测试。此时，工控机发送指令给PLC，PLC通过伺服驱动器控制伺服电机工作，带动滚珠螺杆转动，使滑块固定板上、下移动，实现载荷机构的拉伸或压缩。在载荷机构拉伸或压缩过程中，由磁致伸缩式位移传感器采集位移信号，发送给位移显示仪表实时显示位移，位移显示仪表将接收的位移信号通过RS232/RS485转换模块与工控机的RS232串行接口发送给工控机；同时，由拉伸/压缩式力传感器采集力信号，发送给力显示仪表实时显示力的大小，力显示仪表接收的力信号通过RS232/RS485转换模块与RS232串行接口发送给工控机。工控机接收、保存由磁致伸缩式位移传感器采集的位移信号和由拉伸/压缩式力传感器采集的力信号，并绘制载荷机构的力-位移特性曲线，特性曲线和测试数据可通过打印机打印出来，便于长期保存。当到达测试终点时，工控机通过RS232/RS422转换模块给PLC发送指令，PLC接到指令后，通过伺服驱动器控制伺服电机的停止工作，然后，控制伺服电机反向运转，使力传感器回到起始位置。测试完成后，控制系统自动将记录的力、位移测试数据与载荷机构的技术性能指标进行对比，并根据绘制的力-位移特性曲线有无突变，从而判断测试的载荷机构是否合格。
Claims (8)
1.一种智能型飞机载荷机构通用测试系统，其特征在于：该系统包括电气操纵台和机械测试台，机械测试台包括底座、设置在底座上的立柱、伺服电机、以及载荷机构夹具，立柱的侧壁上设置有定位装置和磁致伸缩式位移传感器，立柱内设置有传动装置；定位装置包括线性滑轨、沿线性滑轨滑动的滑块和滑块固定板，线性滑轨固定在立柱的侧壁上，滑块固定板上安装有力传感器，力传感器与设置在电气操纵台内的控制系统电连接；磁致伸缩式位移传感器的铁磁材料测量感应元件固定在立柱的侧壁上，磁致伸缩式位移传感器的应变脉冲检测器套在铁磁材料测量感应元件上，并通过支架固定在滑块固定板上，可沿铁磁材料测量感应元件上、下移动，磁致伸缩式位移传感器的铁磁材料测量感应元件与设置在电气操纵台内的控制系统电连接；传动装置为滚珠螺杆，滚珠螺杆的一端通过推力球轴承安装在立柱的底部，并与伺服电机的电机轴连接，另一端通过深沟球轴承安装在立柱的顶部，滑块固定板与套装在滚珠螺杆上的滚珠螺套固定；载荷机构夹具包括上载荷机构夹具和下载荷机构夹具，上载荷机构夹具可拆卸安装在力传感器下方的接头上，下载荷机构夹具可拆卸安装在底座上，载荷机构安装在上载荷机构夹具与下载荷机构夹具之间。
2.如权利要求1所述的智能型飞机载荷机构通用测试系统，其特征在于：力传感器通过力传感器支座固定在滑块固定板上。
3.如权利要求1所述的智能型飞机载荷机构通用测试系统，其特征在于：伺服电机安装在底座内，伺服电机的电机轴通过联轴器与滚珠螺杆连接，驱动滚珠螺杆转动控制载荷机构的拉伸与压缩。
4.如权利要求1所述的智能型飞机载荷机构通用测试系统，其特征在于：力传感器采用拉伸/压缩式力传感器。
5.如权利要求1所述的智能型飞机载荷机构通用测试系统，其特征在于：电气操纵台包括电气操纵台台体，电气操纵台台体内安装有控制系统，电气操纵台台体表面安装有位移显示仪表、力显示仪表和显示器；控制系统包括工控机、与工控机相连接的打印机、以及PLC，工控机与显示器连接，工控机依次通过RS232串行接口和RS232/RS422转换模块与PLC进行通信，PLC通过伺服驱动器控制伺服电机工作，工控机通过位移显示仪表与位移传感器连接，并通过力显示仪表与力传感器连接。
6.如权利要求5所述的智能型飞机载荷机构通用测试系统，其特征在于：工控机依次通过RS232串行接口和RS232/RS485转换模块分别与位移显示仪表和力显示仪表进行通信。
7.如权利要求5所述的智能型飞机载荷机构通用测试系统，其特征在于：PLC与设置在立柱的侧壁上的上限位行程开关、下限位行程开关和零点行程开关电连接，并与设置在电气操纵台上的控制按钮和指示灯电连接。
8.如权利要求5所述的智能型飞机载荷机构通用测试系统，其特征在于：工控机内设置有间隙消除模块，用于自动消除载荷机构安装和传动过程中不可避免的机械间隙、以及测试过程中拉、压力两个方向在零点附近的空行程。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201210052019.1A CN102589783B (zh) | 2012-03-02 | 2012-03-02 | 智能型飞机载荷机构通用测试系统 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201210052019.1A CN102589783B (zh) | 2012-03-02 | 2012-03-02 | 智能型飞机载荷机构通用测试系统 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN102589783A true CN102589783A (zh) | 2012-07-18 |
| CN102589783B CN102589783B (zh) | 2014-07-09 |
Family
ID=46478740
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201210052019.1A Active CN102589783B (zh) | 2012-03-02 | 2012-03-02 | 智能型飞机载荷机构通用测试系统 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN102589783B (zh) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104216401A (zh) * | 2014-09-19 | 2014-12-17 | 中国商用飞机有限责任公司 | 多自由度侧杆的操纵力及对应位移测试装置 |
| CN105157976A (zh) * | 2015-09-24 | 2015-12-16 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种飞机载荷机构特性测试装置 |
| CN109506819A (zh) * | 2018-12-13 | 2019-03-22 | 贵州贵航飞机设计研究所 | 一种飞机着陆时起落架冲击载荷的监控方法 |
| CN111252265A (zh) * | 2018-12-03 | 2020-06-09 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种舵面间隙测试设备 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5388471A (en) * | 1993-10-12 | 1995-02-14 | Alliedsignal Inc. | Thrust bearing for an actuator driving a sensor device |
| GB2344828A (en) * | 1997-04-16 | 2000-06-21 | Nsk Ltd | Rolling member |
| EP2031264A2 (en) * | 2007-08-30 | 2009-03-04 | Honeywell International Inc. | Ball screw resettable mechanical disconnect |
| US20100250047A1 (en) * | 2006-03-23 | 2010-09-30 | Mitchell Gabriel Mircea Balasu | Systems for announcing the health of aircraft control elements |
-
2012
- 2012-03-02 CN CN201210052019.1A patent/CN102589783B/zh active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5388471A (en) * | 1993-10-12 | 1995-02-14 | Alliedsignal Inc. | Thrust bearing for an actuator driving a sensor device |
| GB2344828A (en) * | 1997-04-16 | 2000-06-21 | Nsk Ltd | Rolling member |
| US20100250047A1 (en) * | 2006-03-23 | 2010-09-30 | Mitchell Gabriel Mircea Balasu | Systems for announcing the health of aircraft control elements |
| EP2031264A2 (en) * | 2007-08-30 | 2009-03-04 | Honeywell International Inc. | Ball screw resettable mechanical disconnect |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 唐有才等: "飞机机械传动系统实验室液压泵站噪声控制研究", 《机床与液压》, vol. 38, no. 6, 31 March 2010 (2010-03-31), pages 38 - 40 * |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104216401A (zh) * | 2014-09-19 | 2014-12-17 | 中国商用飞机有限责任公司 | 多自由度侧杆的操纵力及对应位移测试装置 |
| CN105157976A (zh) * | 2015-09-24 | 2015-12-16 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种飞机载荷机构特性测试装置 |
| CN111252265A (zh) * | 2018-12-03 | 2020-06-09 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种舵面间隙测试设备 |
| CN109506819A (zh) * | 2018-12-13 | 2019-03-22 | 贵州贵航飞机设计研究所 | 一种飞机着陆时起落架冲击载荷的监控方法 |
| CN109506819B (zh) * | 2018-12-13 | 2020-06-05 | 贵州贵航飞机设计研究所 | 一种飞机着陆时起落架冲击载荷的监控方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN102589783B (zh) | 2014-07-09 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN103148982B (zh) | 拉压一体传感器标定装置 | |
| CN102589783B (zh) | 智能型飞机载荷机构通用测试系统 | |
| CN205209615U (zh) | 一种可控式飞机称重装置 | |
| CN103207064B (zh) | 飞机操纵系统载荷机构原位测试系统 | |
| CN203881531U (zh) | 一种滚轮疲劳试验装置 | |
| CN105444855A (zh) | 飞机重量重心测量与调整装置 | |
| CN206344050U (zh) | 一种小型化空间定位器装置 | |
| CN104111138A (zh) | 一种大型导弹发动机六分量测力及校准装置 | |
| CN207510742U (zh) | 一种用于大飞机操纵系统性能测试的参数采集与监控设备 | |
| CN109159914B (zh) | 具有转动惯量补偿功能的无人机调试平台 | |
| CN105806403B (zh) | 一种步进电机性能测试设备 | |
| CN105783764A (zh) | 光纤光栅应变传感器校准装置 | |
| CN202137350U (zh) | 连铸板坯在线称重系统 | |
| CN206399592U (zh) | 一种自动检测和消除侧向力的飞机质心测量装置 | |
| CN103698072A (zh) | 摩擦力测量系统及其摩擦力测量装置 | |
| CN106742056A (zh) | 一种可自动调节消除侧向力的飞机千斤顶 | |
| CN104925270A (zh) | 一种方法、拉载荷试验系统、压载荷试验系统及调试总成 | |
| CN109632182A (zh) | 压阻式传感器测试设备及测试方法 | |
| CN103926039B (zh) | 一种可双向加载的机电式力源装置 | |
| CN205103212U (zh) | 飞机机轮轮毂原位自动无损检测装置 | |
| CN104634496A (zh) | 用于电磁力或者电磁力矩的测量装置及方法 | |
| CN205426699U (zh) | 一种床垫软硬度智能测试设备 | |
| CN105651527A (zh) | 便携式刚性测试台架 | |
| CN104655417B (zh) | 一种空间站某转位机构高低温性能测试装置 | |
| CN109443762A (zh) | 一种滚珠丝杠副故障监测及寿命预测试验装置 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| C53 | Correction of patent of invention or patent application | ||
| CB02 | Change of applicant information |
Address after: 266000 Licang City, Qingdao Province, No. four middle stream Road, No. 2, No. Applicant after: Qingdao Campus, Naval Aeronautical and Astronautical University, PLA Address before: Licang District of Shandong city in Qingdao province 266000 four Road No. 2 A Applicant before: Qingdao Branch of Naval Aeronautical Enqineering Institute |
|
| COR | Change of bibliographic data |
Free format text: CORRECT: APPLICANT; FROM: QINGDAO BRANCH OF NAVAL AERONAUTICAL ENQINEERING INSTITUTE TO: PLA NAVAL AERONAUTICAL ENGINEERING INSTITUTE AT QINGDAO |
|
| C14 | Grant of patent or utility model | ||
| GR01 | Patent grant |