CN102642624A - 一种飞机助力器假件载荷模拟器 - Google Patents

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Abstract

本发明属于飞机操纵系统疲劳试验技术，涉及一种飞机助力器假件载荷模拟器。载荷模拟器包括基座、前接头、后接头、中接头和分油活门模拟器，分油活门模拟器包括外筒、活塞杆、外筒接头、活塞杆接头。本发明能够模拟并提供飞机助力器或复合舵机分油活门处的操纵载荷和操纵行程，满足在飞机操纵载荷及操纵位移谱下飞机全机主操纵系统疲劳试验要求，同时按指定的飞机舵面位置进行固定并使其助力器后或复合舵机后的操纵系统与机体疲劳同试，从而使得飞机全机主操纵系统疲劳试验可以在同一架疲劳试验机上与飞机机体疲劳试验同时进行，达到了较为真实体现飞机主操纵系统的疲劳性能，又加快飞机全机主操纵系统疲劳试验进度的目的。

Description

一种飞机助力器假件载荷模拟器
技术领域
本发明属于飞机操纵系统疲劳试验技术，涉及一种飞机助力器假件载荷模拟器。
背景技术
以往的飞机全机主操纵系统疲劳试验均单独进行试验，并不与飞机机体疲劳同试，即在同一架飞机疲劳试验机上不考虑飞机全机主操纵系统疲劳试验与飞机机体疲劳试验同时进行的问题，另外，飞机助力器前或复合舵机前操纵系统一般在固定状态下对驾驶杆或脚蹬施加操纵载荷谱进行疲劳试验，助力器后或复合舵机后操纵系统一般单独在地面上进行疲劳试验。因此，在一般的飞机主操纵系统或飞机机体疲劳试验中，飞机助力器假件仅设计成固定飞机副翼、平尾或方向舵舵面并承受舵面疲劳载荷的简单假件，并不涉及飞机操纵系统本身，也不为飞机助力器前或复合舵机前操纵系统提供真实的分油活门操纵载荷和操纵行程，无法满足实施操纵载荷及操纵位移谱的飞机全机主操纵系统疲劳试验要求。
发明内容
本发明的目的：设计一种为飞机全机主操纵系统疲劳试验提供实际助力器或复合舵机的分油活门操纵载荷和操纵行程（模拟助力器或复合舵机的分油活门操纵力），又将飞机副翼、平尾或方向舵舵面固定在指定的飞机舵面位置并使得助力器后或复合舵机后操纵系统与机体疲劳同试的飞机助力器假件载荷模拟器。
本发明的技术解决方案：助力器假件载荷模拟器包括基座、前接头、后接头、中接头和分油活门模拟器，分油活门模拟器包括外筒、活塞杆、外筒接头、活塞杆接头，前接头与后接头分别置于基座的两端，并与基座螺纹连接，基座的侧面设置中接头，中接头的位置与飞机助力器或复合舵机的分油活门的位置相对应，分油活门模拟器的活塞杆置于外筒内，外筒的外端连接外筒接头，活塞杆的外端连接活塞杆接头，分油活门模拟器的活塞杆接头与中接头连接，前接头与飞机机体连接，后接头与飞机助力器后或复合舵机后三角摇臂及拉杆或飞机副翼、平尾或方向舵舵面接头连接；分油活门模拟器的外筒接头与飞机助力器前或复合舵机前操纵拉杆系统连接。
所述的基座侧面设置耳片式接头，以替代基座侧面的中接头，耳片式接头的位置与飞机助力器或复合舵机的分油活门的位置相对应。
所述的基座的侧面设置的中接头与基座螺纹连接，中接头的位置与飞机助力器或复合舵机的分油活门的位置相对应。
所述的中接头的一端设置一个套环，套环套接在前接头上，中接头的位置与飞机助力器或复合舵机的分油活门的位置相对应。
所述的活塞杆上套接弹簧，外筒的端口设置有挡圈。
本发明具有的优点和有益效果：本发明能够模拟并提供飞机助力器或复合舵机分油活门处的操纵载荷和操纵行程，满足在操纵载荷及操纵位移谱下的全机主操纵系统疲劳试验要求，同时将飞机副翼、平尾或方向舵舵面固定在指定的飞机舵面位置并使其助力器后或复合舵机后的操纵系统与飞机机体疲劳同试，从而使得全机主操纵系统疲劳试验可以在同一架疲劳试验机上与飞机机体疲劳试验同时进行，达到了较为真实体现飞机主操纵系统的疲劳性能，又加快全机主操纵系统疲劳试验进度的目的。
附图说明
图1是本发明结构示意图；
图2、图3、图4是本发明中接头安装结构示意图；
图5是本发明分油门模拟器一个实例的结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作详细说明。
本发明所述的飞机助力器假件载荷模拟器，包括基座1、前接头2、后接头3、中接头4和分油活门模拟器5。所述的飞机助力器是对飞机助力器或复合舵机的统称，本发明所述的飞机助力器假件用于飞机硬式机械不可逆操纵系统的疲劳试验。
本发明要解决的问题是：一.为飞机助力器前或复合舵机前全机主操纵系统（副翼、平尾或方向舵操纵系统）模拟并提供实际的助力器或复合舵机分油活门处的操纵载荷和操纵行程；二.调节并固定飞机助力器后或复合舵机后操纵系统、进而支撑飞机副翼、平尾或方向舵舵面处在指定舵面位置。因此，请参阅图1，按图1所示进行装配并调整相关连接处——前接头2与基座1的螺纹连接、中接头4与基座1的螺纹连接，或中接头4与前接头2的套环套接，或替代接头4的耳片式接头12，保证中接头4或耳片式接头12的接头位置与飞机助力器或复合舵机的分油活门的位置相对应；调整后接头3与基座1的螺纹连接，即调节飞机助力器或复合舵机假件安装长度，使得飞机助力器后或复合舵机后的操纵系统能够固定并支持飞机副翼、平尾或方向舵舵面处在指定的舵面位置。
所述的中接头4，其结构形式既可设计成与基座1螺纹连接的接头形式（参见图2），也可设计成套环套接在前接头2的接头形式（参见图3），也可由直接在基座1上加工而成的耳片式接头12替代（参见图4）。
分油活门模拟器5包括外筒6、活塞杆7、外筒接头8、活塞杆接头9、弹簧10、挡圈11，活塞杆7上套接弹簧10，外筒6的端口设置有挡圈11。在全机主操纵系统疲劳试验现场安装前，应对其进行装配、调整和必要的测试。
请参见图1和图5，将前接头2与飞机机体（助力器或复合舵机舱内前端点）连接，将后接头3与飞机助力器后或复合舵机后三角摇臂及拉杆或飞机副翼、平尾或方向舵舵面接头连接；将分油活门模拟器5的活塞杆接头9与中接头4或耳片式接头12连接，同时将分油活门模拟器5的外筒接头8与飞机助力器前或复合舵机前副翼、平尾或方向舵操纵系统的操纵拉杆接头连接。
本发明的飞机助力器假件载荷模拟器解决了在飞机操纵载荷与操纵位移谱下考核飞机主操纵系统疲劳性能及系统静态性能指标、同时考虑与飞机机体疲劳同试的全机主操纵系统疲劳试验问题，为同类型飞机全机主操纵系统疲劳试验提供了一种能够真实且实际验证试验的飞机助力器假件载荷模拟器。

Claims (5)

1.一种飞机助力器假件载荷模拟器，其特征是，载荷模拟器包括基座（1）、前接头（2）、后接头（3）、中接头（4）和分油活门模拟器（5），分油活门模拟器（5）包括外筒（6）、活塞杆（7）、外筒接头（8）、活塞杆接头（9），前接头（2）与后接头（3）分别置于基座（1）的两端，并与基座（1）螺纹连接，基座（1）的侧面设置中接头（4），中接头（4）的位置与飞机助力器或复合舵机的分油活门的位置相对应，分油活门模拟器（5）的活塞杆（7）置于外筒（6）内，外筒（6）的外端连接外筒接头（8），活塞杆（7）的外端连接活塞杆接头（9），分油活门模拟器（5）的活塞杆接头（9）与中接头（4）连接，前接头（2）与飞机机体连接，后接头（3）与飞机助力器后或复合舵机后的三角摇臂及拉杆或飞机副翼、平尾或方向舵舵面接头连接；分油活门模拟器（5）的外筒接头（8）与飞机助力器前或复合舵机前操纵系统拉杆连接。
2.根据权利要求1所述的一种飞机助力器假件载荷模拟器，其特征是，所述的基座（1）侧面设置耳片式接头（12），以替代基座（1）侧面的中接头（4），耳片式接头（12）的位置与飞机助力器或复合舵机的分油活门的位置相对应。
3.根据权利要求1所述的一种飞机助力器假件载荷模拟器，其特征是，所述的基座（1）的侧面设置的中接头（4）与基座（1）螺纹连接，中接头（4）的位置与飞机助力器或复合舵机的分油活门的位置相对应。
4.根据权利要求1所述的一种飞机助力器假件载荷模拟器，其特征是，所述的中接头（4）的一端设置一个套环，套环套接在前接头（2）上，中接头（4）的位置与飞机助力器或复合舵机的分油活门的位置相对应。
5.根据权利要求1所述的一种飞机助力器假件载荷模拟器，其特征是，所述的活塞杆（7）上套接弹簧（10），外筒（6）的端口设置有挡圈（11）。
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