CN104006912B - 适用于钢索传动的飞机驾驶盘的盘力测量装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种适用于钢索传动的飞机驾驶盘的盘力测量装置，其包括拉力传感器、一对钢索松紧螺套、一对钢索端头、一对第一防松装置和一对第二防松装置，其中，一对钢索松紧螺套分别装设于所述拉力传感器的两侧，一对钢索端头分别装设于所述一对钢索松紧螺套的所述外端一侧，第一防松装置构造成限制螺纹接合在一起的拉力传感器和钢索松紧螺套之间的相对转动，所述第二防松装置构造成限制螺纹接合在一起的钢索松紧螺套和钢索端头之间的相对转动。本发明精度高、成本低且易于实施。

Description

适用于钢索传动的飞机驾驶盘的盘力测量装置

技术领域

本发明涉及一种对驾驶盘操纵力进行测量的测量装置，用于测量采用钢索传动的飞机驾驶盘操纵力，为相关类型飞机进行操纵力或操纵品质评估提供所需的操纵力数据，以满足飞机适航取证的需要。

背景技术

飞机驾驶盘操纵力是评估飞机操稳特性的一个重要因素，是飞机试飞、适航取证考核的重要指标。然而，驾驶盘安装于驾驶舱内，其空间狭小、结构复杂，很难布置较大的测试仪器。如果对驾驶盘本身进行改装，则容易造成飞行员操纵不便，影响飞行安全，且无法达到较好的测量结果。

目前，钢索传动的驾驶盘类飞机测试盘力的装置主要有以下几种类型：

1、使用盘体贴应变片的方式来测量盘力，即在驾驶盘的盘体的贴片区域处贴应变片，通过应变片来感测盘力。该方法的优点是数据源来自最接近飞行员的操纵点，可以最大程度反映飞行员的操纵力。但是，由于驾驶盘并非均匀受力，且受力方向也较复杂，因此不同部位的应变并不相同，在前期需要对各个位置处的应变片进行大量标定工作；在试验之后还要对多个应变片之间的数据进行合成和换算，才能得到最终的盘力数据。因此，测量的精度受标定水平的影响非常大。

2、通过使用带扭矩传感器的改装件替换原驾驶盘来测量盘力。该方法可以通过改装驾驶盘转轴处的扭矩传感器测量飞行员的操纵扭矩，根据理论的驾驶盘操纵半径换算得到驾驶盘的操纵力，其优点是标定方法简单，仅对扭矩传感器进行标定即可；同时由于其受力方向单一，受力均匀，故测量精度较高。但是，该方法需要将原装驾驶盘拆除换装改装件，占用空间较大，而且改装件破坏了原有的设计结构，因此存在一定的安全隐患。

3、发明人支超有等人提出的发明专利号为ZL201010119246.2，发明名称为“一种飞机驾驶盘多维力测量组件及其测量方法”的发明中介绍了一种多维力测量夹具和对盘力测量的方法。该方法虽然可以有效解决盘力测量问题，但需通过第三方夹具操纵驾驶盘，不便于飞行员操纵，仅适合在地面试验时使用。

4.在发明人ROBBINSBURNELL等人提出的美国专利US3620073A中介绍了一种带测力传感器的飞机驾驶盘设计，其技术方案并非基于某个已完成的驾驶盘进行改装，而是在驾驶盘设计之初就包含操纵力测量需求，是一种带力传感器的驾驶盘设计。

发明内容

为了克服现有技术的上述不足，本发明提供一种适用于钢索传动的飞机驾驶盘的盘力测量装置，其精度高、成本低且易于实施。

为实现上述目的，根据本发明的一个方面，提供一种适用于钢索传动的飞机驾驶盘的盘力测量装置，其包括：

拉力传感器，其具有信号输出部和彼此相对的两个螺套连接部；

一对钢索松紧螺套，其分别装设于所述拉力传感器的两侧，每个所述钢索松紧螺套在其内端具有用于与所述螺套连接部螺纹接合的传感器连接部，在其外端具有端头接合部；

一对钢索端头，其分别装设于所述一对钢索松紧螺套的所述外端一侧，每个所述钢索端头在其内端具有用于与所述端头接合部螺纹接合的螺套接合部，在其外端具有钢索安装部从而使得所述飞机驾驶盘的被截断的所述钢索通过所述一对钢索端头连接在一起；

其中，所述盘力测量装置还包括一对第一防松装置和一对第二防松装置，所述第一防松装置构造成限制螺纹接合在一起的所述螺套连接部和所述传感器连接部之间的相对转动，所述第二防松装置构造成限制螺纹接合在一起的所述端头接合部和所述螺套接合部之间的相对转动。

本发明具有如下优点：

1)由于整个装置连接在飞机驾驶盘的被从中间截断的钢索中，从而可借助拉力传感器测量钢索张力间接获得驾驶盘操纵力；

2)测量精度较高：由于钢索受力方向较单一(仅拉力方向)，受力较均匀，因此拉力传感器测量因此拉力传感器测量得到的数据较准确；

3)标定方法简便：仅需对拉力传感器本身进行标定，无需再对驾驶盘进行机上标定；

4)施工便捷，占用空间小：由于该装置可大量采用标准件或由标准件改制而来，因此便于采购；且该装置仅在钢索中段实施，仅需留出传感器的布置区域，大大节约了安装空间；

5)技术成熟，安全性高，拆除方便：虽然该装置安装时需截断驾驶盘钢索，也属于驾驶盘的改装，但主要受力部件由钢索端头、钢索松紧螺套等标准件构成，均为钢索传动系统中的常用部件，因此强度有所保证，并且在试飞结束后，恢复原状仅需更换钢索即可，而钢索均为标准件，更换非常便利；

6)成本较低，性价比较高：同改装驾驶盘的方案相比，本装置仅需若干件钢索标准件和测力传感器组成，易于采购，避免对驾驶盘本体改装的昂贵费用，具有极高的投入产出比。

优选地，所述第一防松装置包括保险销和分别位于螺套连接部和传感器连接部上的一对保险销孔，所述保险销构造成在所述螺套连接部和所述传感器连接部螺纹接合在一起时穿过所述一对保险销孔，从而所述拉力传感器和所述钢索松紧螺套之间的相对转动被限制。

优选地，所述第二防松装置包括保险别针、位于所述钢索松紧螺套中间部上的保险丝孔和位于所述钢索端头的所述螺套接合部上的固定槽，所述保险别针构造成在所述端头接合部和所述螺套接合部螺纹接合在一起时一端与所述固定槽接合另一端穿过所述保险丝孔固定，从而所述钢索松紧螺套和所述钢索端头之间的相对转动被限制。

作为替换，所述第二防松装置包括保险丝、位于所述钢索松紧螺套中间部上的保险丝孔和位于所述钢索端头的中间部上的保险丝孔，所述保险丝构造成在所述端头接合部和所述螺套接合部螺纹接合在一起时两端分别穿过两个所述保险丝孔固定，从而所述钢索松紧螺套和所述钢索端头之间的相对转动被限制。

优选地，所述拉力传感器的所述螺套连接部为外螺纹部，所述钢索松紧螺套的所述传感器连接部为内螺纹部。

优选地，所述钢索松紧螺套的所述端头接合部为内螺纹部，所述钢索端头的所述螺套接合部为外螺纹部。

优选地，所述拉力传感器为WMC-500型迷你拉力传感器。

优选地，其特征在于，所述钢索松紧螺套为MS21251型钢索松紧螺套。

优选地，所述钢索端头为MS21260型钢索端头。

优选地，所述保险销为MS21256型保险销。

通过参考下面所描述的实施方式，本发明的这些方面和其他方面将会得到清晰地阐述。

附图说明

本发明的结构和操作方式以及进一步的目的和优点将通过下面结合附图的描述得到更好地理解，其中，相同的参考标记标识相同的元件：

图1示意性地示出了常规钢索传动的飞机驾驶盘的钢索传动系统；

图2示意性地示出了图1中钢索传动系统的钢索受力原理图；

图3示意性地示出了飞机驾驶盘的受力图；

图4示意性地示出了根据本发明的一个具体实施方式的适用于钢索传动的飞机驾驶盘的盘力测量装置，其中盘力测量装置的拉力传感器通过导线连接至数据采集装置；

图5为图4所示盘力测量装置中拉力传感器的示意图；

图6是图4所示盘力测量装置中钢索松紧螺套的示意图；

图7为图4所示盘力测量装置的局部纵剖图，主要示出了拉力传感器和钢索松紧螺套之间的防脱结构；

图8是图4所示盘力测量装置的钢索端头的示意图，其中钢索端头的外端被示出安装有钢索；

图9是图4所示盘力测量装置的钢索端头和钢索松紧螺套的安装示意图，其中借助保险别针防脱；

图10是图4所示盘力测量装置的钢索端头和钢索松紧螺套的安装示意图，其中借助保险丝防脱；

图11是图4所示盘力测量装置在飞机驾驶盘钢索传动系统中的安装使用状态示意图。

具体实施方式

根据要求，这里将披露本发明的具体实施方式。然而，应当理解的是，这里所披露的实施方式仅仅是本发明的典型例子而已，其可体现为各种形式。因此，这里披露的具体细节不被认为是限制性的，而仅仅是作为权利要求的基础以及作为用于教导本领域技术人员以实际中任何恰当的方式不同地应用本发明的代表性的基础，包括采用这里所披露的各种特征并结合这里可能没有明确披露的特征。

下面首先参照图1至图3介绍一下常规钢索传动的飞机驾驶盘的钢索传动系统及其受力情况。

如图1至图3所示，在常规钢索传动的驾驶盘100的设计中，钢索201、202均位于驾驶盘100的后部滑轮300上，飞行员通过操纵驾驶盘100带动后部滑轮300运动，继而拉动钢索来操纵后部舵面运动。

如图2所示，在操纵驾驶盘100顺时针转动时，由于主动侧钢索201受拉出现变形，弹簧系统400从动端并非严格按照传动比进行运动，行程略有滞后，假设驾驶盘运动角度为θ₁，弹簧系统运动角度为θ₂，驾驶盘后部滑轮300的有效半径为r，弹簧系统滑轮401的有效半径为R，钢索201、202的原长度为L，两根钢索材料一致，且预紧力一致均为F’。

在滑轮300顺时针运动时，由于钢索201受力发生了形变，因此驾驶盘θ₁和弹簧系统的转动角度θ₂并不严格呈线性关系，而是呈以下关系：

θ₂＜θ₁*r/R；

钢索201受载后长度变为L₁，其中L₁满足如下关系式：

L₁＝L+(θ₁*r/2π-θ₂*R/2π)。

对于被动侧钢索202，由于其两端分别与钢索201的两端同轴，驾驶盘100和弹簧系统400的运动角度仍为θ₁和θ₂，但钢索202的主动端变为弹簧系统端，因此钢索202的长度由L变为L₂，L₂满足如下关系式：

L₂＝L+(θ₂*R/2π-θ₁*r/2π)＝L-(θ₁*r/2π-θ₂*R/2π)＜L。

由于两根钢索201、202的弹性系数K近似，根据胡克定律可知钢索201的张力F₁和钢索202的张力F₂分别为：

F₁＝F’+K*(L+(θ₁*r/2π-θ₂*R/2π)-L)＝F’+K*(θ₁*r/2π-θ₂*R/2π)；

F₂＝F’+K*(L-L-(θ₁*r/2π-θ₂*R/2π))＝F’-K*(θ₁*r/2π-θ₂*R/2π)；

应当理解，当操纵驾驶盘100逆时针转动时，钢索202变为主动侧钢索，钢索201变为被动侧钢索。也就是说，在一根钢索受载操纵时，另一根钢索卸载操纵，因此，钢索张力呈现出一边上升而另一边下降的趋势。

而对于驾驶盘100后部的滑轮300作用点的受力F₁和F₂如图3所示。

两点作用力为同轴，因此，根据力矩平衡得到驾驶盘100处的操纵力F_操纵力满足一下关系式：

F_操纵力*r_盘＝(F₁-F₂)*r...............................(公式1)

其中F₁——钢索201对驾驶盘滑轮的作用力；

F₂——钢索202对驾驶盘滑轮的作用力；

r_盘——驾驶盘握手处的有效半径；

r——驾驶盘后部滑轮的有效半径。

可见，根据飞行员的操纵扭矩与钢索张力在驾驶盘滑轮转轴处的力矩平衡可得到驾驶盘处的操纵力。

基于以上原理，本发明利用了驾驶盘后部的传动钢索系统，在两根钢索的每一根的中段截断钢索，利用钢索系统中常见的钢索端头和钢索松紧螺套配合拉力传感器组成了钢索测力系统。如图4所示，根据本发明一个具体实施方式的适用于钢索传动的飞机驾驶盘的盘力测量装置10包括拉力传感器1、一对钢索松紧螺套3、一对钢索端头5。应当理解的是，拉力传感器1可借助于传输线将其感测到的信号输出到数据采集装置600。由该图4可见，盘力测量装置10连接在中间截断的钢索200中。

如图5所示，本实施方式中的拉力传感器1具有信号输出部11和彼此相对的两个螺套连接部12。拉力传感器1可采用标准件，例如可使用Interface公司生产的迷你拉力传感器(牌号WMC-500)。该传感器能够承受5001bf(2224N)，可满足常规驾驶盘钢索操纵力的要求。

如图6所示，本实施方式中的一对钢索松紧螺套3分别装设于拉力传感器1的两侧，每个钢索松紧螺套3在其内端(即靠近拉力传感器1的一端)具有用于与螺套连接部12螺纹接合的传感器连接部32，在其外端(即远离拉力传感器1的一端)具有端头接合部34。钢索松紧螺套3可选用标准件或由标准件改制而成，具体的牌号尺寸根据钢索端头5的情况在标准中选择。在本实施方式中，钢索松紧螺套3可选用MS21251牌号的钢索松紧螺套。应当理解的是，如果该原装钢索松紧螺套过长而导致无法与拉力传感器的螺套连接部12(即螺杆)安装，则需裁去一部分，并在剩余的部位打保险销孔35。

如图7所示并结合图6，在本实施方式中，盘力测量装10还包括一对构造成限制螺纹接合在一起的所述螺套连接部和所述传感器连接部之间的相对转动的第一防松装置。在本实施方式中，每个第一防松装置包括保险销6和位于螺套连接部12上的保险销孔15以及传感器连接部32上的保险销孔35。保险销6构造成当拉力传感器1的螺套连接部12和钢索松紧螺套3的传感器连接部32螺纹接合在一起时穿过上述一对保险销孔15、35，从而拉力传感器1和钢索松紧螺套3之间的相对转动被限制。在本实施方式中，保险销6使用牌号为MS21256的保险销来实现防脱功能。

如图8所示，本实施方式中的一对钢索端头5分别装设于一对钢索松紧螺套3的外端一侧，每个钢索端头5在其内端(即靠近钢索松紧螺套3的一端)具有用于与钢索松紧螺套3的端头接合部34螺纹接合的螺套接合部54，在其外端(即远离钢索松紧螺套3的一端)具有钢索安装部56，从而使得所述飞机驾驶100的被截断的钢索200通过一对钢索端头5连接在一起。钢索端头5可选用标准件，其尺寸根据钢索200的尺寸选用。在本实施方式中，钢索端头5选用牌号为MS21260的钢索端头。

如图9所示并结合图8，盘力测量装置10还包括一对构造成限制螺纹接合在一起的端头接合部34和螺套接合部54之间的相对转动的第二防松装置。在本实施方式中，每个第二防松装置包括保险别针8、位于钢索松紧螺套3的中间部上的保险丝孔38和位于钢索端头5的螺套接合部54上的固定槽58，该保险别针8构造成在端头接合部34和螺套接合部54螺纹接合在一起时一端与固定槽58接合另一端穿过保险丝孔38而固定，从而钢索松紧螺套3和钢索端头5之间的相对转动被限制。

如图10所示并结合图8，作为上述第二防松装置的一种替换方案，每个第二防松装置也可包括保险丝9、位于钢索松紧螺套3的中间部上的保险丝孔38和位于钢索端头5的中间部上的保险丝孔59，其中该保险丝9构造成在端头接合部34和螺套接合部54螺纹接合在一起时两端分别穿过上述两个保险丝孔而固定，从而钢索松紧螺套3和钢索端头5之间的相对转动被限制。

应当理解的是，在将两根钢索端头5分别旋入拉力传感器1相应一端的钢索松紧螺套3，将中间断裂的钢索200的一端接入一根钢索端头5的钢索安装部56中，然后调节好接入钢索200的张力，并插入防松保险别针8或打保险丝9用于防松，该装置即安装完成，如图9和10所示。

图11示意性地示出了图4所示盘力测量装置10在飞机驾驶盘钢索传动系统中的安装使用状态图。尽管图11中仅示出了在一根钢索200上装设了盘力测量装置10，但应当理解，在另一根钢索200上也会安装一个盘力测量装置10。两个盘力测量装置10分别接入测试系统，在本实施方式中，它们可以各配置一个数据采集装置600，也可以共用同一个数据采集装置600。

另外，应当理解的是，在完成盘力测量装置10在飞机驾驶盘钢索传动系统中的安装后，应全行程操纵驾驶盘，确认操纵无干涉，即在驾驶盘操纵过程中盘力测量装置10不会干涉其它部件例如滑轮300和弹簧系统400等。如有干涉，则需调整拉力传感器1在钢索200处的位置，这可以通过调节钢索端头5旋入钢索松紧螺套3的深度来实现。

应当理解的是，通过将拉力传感器1的数据接入测试系统，操纵驾驶盘即可发现通过拉力传感器1的应变与力的关系得到的两根钢索200的张力，例如，根据本文上面提及的公式1中钢索张力与驾驶盘操纵力之间的换算关系编制校限程序，录入数据采集装置600，即可以得到驾驶盘的操纵力。

应当理解的是，本发明的盘力测量装置10在使用时，可根据不同的钢索直径和所受载荷的不同选用来不同牌号的标准件。

上述实施方式的盘力测量装置具有以下优点：

1)设计巧妙，利用了滑轮原理，通过测量钢索张力间接获得驾驶盘操纵力，数据采集时可采用差分计算，消除了数采系统采集放大过程中产生共模噪声、传感器零飘和温飘、钢索张力受温度变化的影响以及钢索因加装了传感器而产生弹性变化对操纵力的影响(上述因素均在计算中被抵消了)；

2)测量精度较高：由于钢索受力方向较单一，受力较均匀，因此拉力传感器测量得到的数据较准确；

3)标定方法简便：仅需对拉力传感器本身进行标定，无需再对驾驶盘进行机上标定；

4)施工便捷，占用空间小：由于该装置大量采用标准件或由标准件改制而来，因此便于采购。同时仅在钢索中段实施，仅需留出拉力传感器的布置区域，大大节约了安装空间；

5)技术成熟，安全性高，拆除方便：虽然该装置安装时需截断驾驶盘钢索，也属于驾驶盘的改装，但主要受力部件由钢索端头、钢索松紧螺套等标准件构成，均为钢索传动系统中的常用部件，因此强度有所保证，而且在试飞结束后，恢复原状仅需更换钢索即可，而钢索均为标准件，更换非常便利；

6)成本较低，性价比较高：同改装驾驶盘的方案相比，本装置仅需若干件钢索标准件和测力传感器组成，易于采购，避免对驾驶盘本体改装的昂贵费用，具有极高的投入产出比。

本发明的技术内容及技术特点已揭示如上，然而可以理解，在本发明的创作思想下，本领域的技术人员可以对上述结构和形状作各种变化和改进，包括这里单独披露或要求保护的技术特征的组合，明显地包括这些特征的其它组合。这些变形和/或组合均落入本发明所涉及的技术领域内，并落入本发明权利要求的保护范围。需要注意的是，按照惯例，权利要求中使用单个元件意在包括一个或多个这样的元件。此外，不应该将权利要求书中的任何参考标记构造为限制本发明的范围。

Claims (10)

1.一种适用于钢索传动的飞机驾驶盘的盘力测量装置，其特征在于包括：

拉力传感器，其具有信号输出部和彼此相对的两个螺套连接部；

一对钢索松紧螺套，其分别装设于所述拉力传感器的两侧，每个所述钢索松紧螺套在其内端具有用于与所述螺套连接部螺纹接合的传感器连接部，在其外端具有端头接合部；

一对钢索端头，其分别装设于所述一对钢索松紧螺套的所述外端一侧，每个所述钢索端头在其内端具有用于与所述端头接合部螺纹接合的螺套接合部，在其外端具有钢索安装部从而使得所述飞机驾驶盘的被截断的所述钢索通过所述一对钢索端头连接在一起；

其中，所述盘力测量装置还包括一对第一防松装置和一对第二防松装置，所述第一防松装置构造成限制螺纹接合在一起的所述螺套连接部和所述传感器连接部之间的相对转动，所述第二防松装置构造成限制螺纹接合在一起的所述端头接合部和所述螺套接合部之间的相对转动。

2.根据权利要求1所述的适用于钢索传动的飞机驾驶盘的盘力测量装置，其特征在于，所述第一防松装置包括保险销和分别位于螺套连接部和传感器连接部上的一对保险销孔，所述保险销构造成在所述螺套连接部和所述传感器连接部螺纹接合在一起时穿过所述一对保险销孔，从而所述拉力传感器和所述钢索松紧螺套之间的相对转动被限制。

3.根据权利要求1所述的适用于钢索传动的飞机驾驶盘的盘力测量装置，其特征在于，所述第二防松装置包括保险别针、位于所述钢索松紧螺套中间部上的保险丝孔和位于所述钢索端头的所述螺套接合部上的固定槽，所述保险别针构造成在所述端头接合部和所述螺套接合部螺纹接合在一起时一端与所述固定槽接合另一端穿过所述保险丝孔固定，从而所述钢索松紧螺套和所述钢索端头之间的相对转动被限制。

4.根据权利要求1所述的适用于钢索传动的飞机驾驶盘的盘力测量装置，其特征在于，所述第二防松装置包括保险丝、位于所述钢索松紧螺套中间部上的保险丝孔和位于所述钢索端头的中间部上的保险丝孔，所述保险丝构造成在所述端头接合部和所述螺套接合部螺纹接合在一起时两端分别穿过两个所述保险丝孔固定，从而所述钢索松紧螺套和所述钢索端头之间的相对转动被限制。

5.根据权利要求1所述的适用于钢索传动的飞机驾驶盘的盘力测量装置，其特征在于，所述拉力传感器的所述螺套连接部为外螺纹部，所述钢索松紧螺套的所述传感器连接部为内螺纹部。

6.根据权利要求1所述的适用于钢索传动的飞机驾驶盘的盘力测量装置，其特征在于，所述钢索松紧螺套的所述端头接合部为内螺纹部，所述钢索端头的所述螺套接合部为外螺纹部。

7.根据权利要求1所述的适用于钢索传动的飞机驾驶盘的盘力测量装置，其特征在于，所述拉力传感器为WMC-500型迷你拉力传感器。

8.根据权利要求1所述的适用于钢索传动的飞机驾驶盘的盘力测量装置，其特征在于，所述钢索松紧螺套为MS21251型钢索松紧螺套。

9.根据权利要求1所述的适用于钢索传动的飞机驾驶盘的盘力测量装置，其特征在于，所述钢索端头为MS21260型钢索端头。

10.根据权利要求2所述的适用于钢索传动的飞机驾驶盘的盘力测量装置，其特征在于，所述保险销为MS21256型保险销。