CN106347635B - 一种飞机作动系统负载加载装置 - Google Patents

Abstract

本发明属于航空技术领域，尤其涉及一种适用于飞机作动系统加载工程的飞机作动系统负载加载装置，该装置通过对单作动器加载装置和飞机的翼面加载装置的改进，实现了一种装置同时应用于单作动器性能参数指标考核，以及飞机的翼面作动器联合加载的双重效果，为飞机作动系统提供了一种新颖的加载装置。本发明具有简单方便，通过连接机构、滑块机构、支架机构实现了飞机作动系统负载加载领域的对顶加载和翼面加载两种加载需求。节省资源，通过一台机构实现飞机加载工程中的两道工序，既节省了设备资源，又节省了实验室的空间资源。加快工作流程，通过技术方案，可以有效缩短原本两道工序的时间周期，加快作动器应用于飞机翼面的进程。

Description

一种飞机作动系统负载加载装置

技术领域

本发明属于航空技术领域，尤其涉及一种适用于飞机作动系统加载工程的负载加载装置。

背景技术

在传统的飞机作动加载领域，单个作动器的技术指标考核主要有两种方式，一是通过负载模拟台进行作动器加载中的各项参数模拟，二是通过相同级别作动器进行“顶对顶”的作动参数模拟，两种方式都可以获得单作动器的各项性能参数指标，而在翼面加载领域，主要有两种方式，一是通过粘贴法，在飞机翼面的上下蒙皮增加可拉伸的胶条，模拟飞机翼面负载，从而实现对作动器的等效加载。二是通过在翼面安装轴上通过安装机构，通过施加相反方向的力矩，从而实现对作动器联合加载的效果。从目前的专利检索和技术论文调研来看，常用负载模拟台和翼面安装轴的方式实现作动器从单作动器技术指标检查，到翼面联合加载的分别考核，需要在两种机构，两个加载台上分别进行，加长了作动器应用于飞机作动系统的工程周期，同时两种机构加载台较为占据空间，并一定程度上增加了试验的成本。

在传统的作动加载装置中，转盘式电作动器试验台，该试验台包括惯量盘、码盘、转轴、作动器连接机构、被试作动器、加载作动器、转台固定螺栓、作动器连接螺栓、基座、转台等组成。转盘式电作动器试验台通过在增加惯量盘，码盘上的配重来模拟作动器加载过程中受到的力和力矩，再用杠杆原理调整加载作动器和被试作动器的力和力矩分配，从而达到单作动器性能参数试验的效果。

对顶式电作动器试验台，是较为常见的一种试验台，包括加载作动器、作动器固定支架、作动器固定螺栓、支架固定螺栓、滑块机构、滑块支架、滑块固定螺栓、被试作动器、被试作动器固定支架、被试作动器固定螺栓、支架固定螺栓等。对于单作动器性能参数试验，需要相同级别的“力-力矩-速度”特性的1.加载作动器与之对顶，通过滑块的运动保证作动器的伸缩运动，通过固定支架、固定支架、滑块支架保证试验过程中的稳定，从而达到单作动器性能参数试验的效果。

传统的单作动器加载试验台都可以基本满足单个作动器参数指标的试验，但是的转台工序复杂，安全保护措施不完善，当作动器上的作用力和作动器运动方向不一致时，容易造成作动器的失稳。对于对顶加载台是最常见的方式，它最大的缺点是不够灵活，一个作动器需要设计一个加载台，并且不能应用于飞机翼面上的加载，不能与其他作动器一起构成作动系统进行联合试验。

在传统的翼面加载中，采用粘贴法时，该试验台架包括挂钩、绳索、胶条阵列、翼面、被试作动器。台架通过对挂钩施加向上的作用力，通过绳索，胶条阵列，将向上的作用力传导到翼面上，转换为对的作用力，粘贴法的缺点是加载力和力矩不够准确，施工过程比较麻烦，同时无法和单作动器加载设备进行融合，即作动器完成单部件参数考核后，需要换转到翼面加载设备上进行再次联合试验。

等效加载法，该试验台架包括摇臂、被加载翼面、摇臂支架、加载作动器、固定支架、台架支架、被试作动器、翼轴、加载台架等。等效加载法通过摇臂机构，将加载作动器的力通过摇臂施加到被试作动器上，简单方便，其缺点是被试作动器安装在台架上，较为占据空间，同时加载作动器固定在台面上，对于每个作动器均需要打孔安装，并且位置难以调整。

发明内容

为了解决上述问题，本发明的目的是提供一种结构简单，使用方便，既可以实现对单作动器的对顶加载，又可以实现对翼面的加载的飞机作动系统负载加载装置和方法。

本发明的技术方案是：一种飞机作动系统负载加载装置，该装置包括：连接机构、滑块机构和支架机构；

所述连接机构包括翼轴、翼轴摇臂、调节装置、被试作动器固定螺栓和加载作动器螺栓；

所述滑块机构包括第一滑块、第二滑块和滑轨；

所述支架机构包括加载台架、第一滑块支架、第二滑块支架和加载台支架；

其中，所述加载台架的上端设有用于安装翼轴的预留孔，所述加载台支架设置在位于所述预留孔下方的所述加载台架上，所述第一滑块支架设置在所述第一滑块上，所述第二滑块支架设置在所述第二滑块上，所述第一滑块设置在所述滑轨上；

所述翼轴安装在所述预留孔内，所述翼轴摇臂与所述翼轴一端连接，所述凹槽固定装置套接在所述第二滑块支架的连接杆上，可沿所述连接杆左右滑动；所述加载作动器螺栓设置在所述凹槽固定装置上，所述被试作动器固定螺栓设置在所述第一滑块支架上。

所述翼轴安装在所述预留孔内，所述翼轴摇臂与所述翼轴一端连接，所述调节装置套接在所述第二滑块支架的连接杆上，可沿所述连接杆左右滑动；所述加载作动器螺栓设置在所述第一滑块支架的另一端，所述被试作动器固定螺栓设置在所述第一滑块支架的另一端。

进一步，所述调节装置包括第一固定块、第二固定块和固定螺栓，所述第一固定块和第二固定块上均设置有相同大小的半圆形凹槽，将所述第一固定块和第二固定块设有半圆形凹槽的一端对称设置，通过固定螺栓将第一固定块和第二固定块连接。

进一步，当该装置用于加载测试时，其结构为：将所述第二滑块设置在所述滑轨上，所述第二滑块支架设置所述第二滑块上端面上，所述加载台架和所述第一滑块分别设置在所述滑轨两端，所述被试作动器的一端通过加载台支架与所述加载台架铰接，所述被试作动器的另一端通过被试作动器固定螺栓与所述第二滑块支架一端栓接，所述加载作动器的一端通过加载作动器螺栓与所述第二滑块支架的另一端栓接，所述加载作动器的另一端通过加载作动器螺栓与凹槽固定装置栓接，所述凹槽固定装置活动设置在所述第一滑块支架上，所述第一滑块支架设置所述第一滑块上。

进一步，当装置用于翼面加载测试，其结构为：

将用于安装翼面的翼轴安装在所述加载台架的上端的预留孔内，位于所述预留孔下端的所述加载台架上设置有所述加载台支架，所述被试作动器的一端与所述加载台支架铰接，所述被试作动器的另一端固接于所述翼面上安装栓预留位上，所述翼轴的一端与翼轴摇臂的一端固接，所述翼轴摇臂的另一端设有摇臂支架，所述摇臂支架与所述加载作动器的一端铰接，所述加载作动器的另一端通过加载作动器螺栓与调节装置栓接， 2个所述滑块支架对称设置在所述滑块的上端面上，2个所述滑块支架通过连接杆固接，调节装置设置在所述连接杆上。

本发明的另一目的是提供上述装置的测试方法，具体包括以下步骤：

首先，安装被试作动器和加载作动器，通过对顶的方式对被试作动器进行各项性能指标的试验，试验过程中第一滑块根据需要在被试作动器、加载作动器之间进行运动；

其次，当单个作动器完成性能指标试验后，通过第二滑块调整位置，将加载作动器一端连接在翼面的翼轴摇臂上，一端任固定在滑块支架上，同时将完成性能试验的作动器一端固定在台架上，一端固定在翼面上，进行翼面加载。

由于采用上述技术方案，本发明具有以下特点： 1．简单方便，通过连接机构、滑块机构、支架机构实现了飞机作动系统负载加载领域的对顶加载和翼面加载两种加载需求。

2．节省资源，通过一台机构实现飞机加载工程中的两道工序，既节省了设备资源，又节省了实验室的空间资源。

3．加快工作流程，通过技术方案，可以有效缩短原本两道工序的时间周期，加快作动器应用于飞机翼面的进程。

附图说明：

图1为本发明一种飞机作动系统负载加载装置的对顶加载测试的结构示意图。

图2为本发明一种飞机作动系统负载加载装置的翼面加载的结构示意图。

图3为本发明的第二滑块支架的结构示意图。

图4为本发明凹槽固定装置的结构示意图。

图中：

1.加载台架；1-2. 预留孔；1-3.加载台支架2.第一滑块；3.第二滑块；4.第一滑块支架、5.第二滑块支架；6．被试作动器；7．加载作动器；8．被加载翼面；9．预留孔；10．翼轴摇臂；11. 摇臂支架；12.调节装置；12-1.第一固定块；12-2.第二固定块；12-3.固定螺栓；13.被试作动器固定螺栓；14.加载作动器螺栓。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的技术方案做进一步说明。

如图1-图4所示，本发明一种飞机作动系统负载加载装置，该装置包括：连接机构、滑块机构和支架机构；

所述连接机构包括翼轴、翼轴摇臂、调节装置、被试作动器固定螺栓和加载作动器螺栓；

所述滑块机构包括第一滑块、第二滑块和滑轨；

所述支架机构包括加载台架、第一滑块支架、第二滑块支架和加载台支架；

其中，所述加载台架的上端设有用于安装翼轴的预留孔，所述加载台支架设置在位于所述预留孔下方的所述加载台架上，所述第一滑块支架设置在所述第一滑块上，所述第二滑块支架设置在所述第二滑块上，所述第一滑块设置在所述滑轨上；

所述翼轴安装在所述预留孔内，所述翼轴摇臂与所述翼轴一端连接，所述调节装置套接在所述第二滑块支架的连接杆上，可沿所述连接杆左右滑动；所述加载作动器螺栓设置在所述第一滑块支架的另一端，所述被试作动器固定螺栓设置在所述第一滑块支架的另一端。

所述调节装置包括第一固定块、第二固定块和固定螺栓，所述第一固定块和第二固定块上均设置有相同大小的半圆形凹槽，将所述第一固定块和第二固定块设有半圆形凹槽的一端对称设置，通过固定螺栓将第一固定块和第二固定块连接。

所述第二滑轨支架包括2个竖直支架、连接杆底座和2个连接杆，2个所述竖直支架对称设置，2个所述竖直支架中部设有连接杆底座，2个所述连接杆平行设置在2个所述竖直支架之间，两端分别与所述连接杆底座固接，所述凹槽固定装置套接在所述连接杆上。

当该装置用于加载测试时，其结构为：将所述第二滑块设置在所述滑轨上，所述第二滑块支架设置所述第二滑块上端面上，所述加载台架和所述第一滑块分别设置在所述滑轨两端，所述被试作动器的一端通过加载台支架与所述加载台架铰接，所述被试作动器的另一端通过被试作动器固定螺栓与所述第二滑块支架一端栓接，所述加载作动器的一端通过加载作动器螺栓与所述第二滑块支架的另一端栓接，所述加载作动器的另一端通过加载作动器螺栓与凹槽固定装置栓接，所述凹槽固定装置活动设置在所述第一滑块支架上，所述第一滑块支架设置所述第一滑块上。

当装置用于翼面加载测试，其结构为：

将用于安装翼面的翼轴安装在所述加载台架的上端的预留孔内，位于所述预留孔下端的所述加载台架上设置有所述加载台支架，所述被试作动器的一端与所述加载台支架铰接，所述被试作动器的另一端固接于所述翼面上安装栓预留位上，所述翼轴的一端与翼轴摇臂的一端固接，所述翼轴摇臂的另一端设有摇臂支架，所述摇臂支架与所述加载作动器的一端铰接，所述加载作动器的另一端通过加载作动器螺栓与调节装置栓接，2个所述滑块支架设置在所述滑块的上端面上，2个所述滑块支架通过连接杆固接，调节装置设置在所述连接杆上。

本发明装置的测试方法，具体包括以下步骤：

首先，安装被试作动器和加载作动器，通过对顶的方式对被试作动器进行各项性能指标的试验，试验过程中滑块2根据需要在被试作动器、加载作动器之间进行运动；其次，当单个作动器完成性能指标试验后，通过滑块1调整位置，将加载作动器一端连接在翼面的翼轴摇臂上，一端任固定在滑块支架上，同时将完成性能试验的作动器一端固定在台架上，一端固定在翼面上，进行翼面加载。最后，通过这一个试验台架就完成了单作动器的“对顶”性能指标试验，以及翼面加载试验，同时可以根据试验的需要安装多个加载作动器，被试作动器，用于多个作动器翼面的加载，进而可实现翼面加载中的多余力试验、力纷争试验等，通过一个试验台架，实现多种试验同步进行的效果。

Claims (6)

1.一种飞机作动系统负载加载装置，其特征在于，该装置包括：连接机构、滑块机构和支架机构；

所述连接机构包括翼轴、翼轴摇臂、调节装置、被试作动器固定螺栓和加载作动器螺栓；

所述滑块机构包括第一滑块、第二滑块和滑轨；

所述支架机构包括加载台架、第一滑块支架、第二滑块支架和加载台支架；

其中，所述加载台架的上端设有用于安装翼轴的预留孔，所述加载台支架设置在位于所述预留孔下方的所述加载台架上，所述第一滑块支架设置在所述第一滑块上，所述第二滑块支架设置在所述第二滑块上，所述第一滑块设置在所述滑轨上；

所述翼轴安装在所述预留孔内，所述翼轴摇臂与所述翼轴一端连接，所述调节装置套接在所述第二滑块支架的连接杆上，可沿所述连接杆左右滑动；所述加载作动器螺栓设置在所述第一滑块支架的一端，所述被试作动器固定螺栓设置在所述第一滑块支架的另一端。

2.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述调节装置包括第一固定块、第二固定块和固定螺栓，所述第一固定块和第二固定块上均设置有相同大小的半圆形凹槽，将所述第一固定块和第二固定块设有半圆形凹槽的一端对称设置，通过固定螺栓将第一固定块和第二固定块连接。

3.根据权利要求2所述的装置，其特征在于，所述第二滑块支架包括2个竖直支架、连接杆底座和2个连接杆，2个所述竖直支架对称设置，2个所述竖直支架中部设有连接杆底座，2个所述连接杆平行设置在2个所述竖直支架之间，两端分别与所述连接杆底座固接，凹槽固定装置套接在所述连接杆上。

4.根据权利要求1-3任一项所述的装置，其特征在于，当该装置用于加载测试时，其结构为：将所述第二滑块设置在所述滑轨上，所述第二滑块支架设置在所述第二滑块上端面上，所述加载台架和所述第一滑块分别设置在所述滑轨两端，所述被试作动器的一端通过加载台支架与所述加载台架铰接，所述被试作动器的另一端通过被试作动器固定螺栓与所述第二滑块支架一端栓接，所述加载作动器的一端通过加载作动器螺栓与所述第二滑块支架的另一端栓接，所述加载作动器的另一端通过加载作动器螺栓与凹槽固定装置栓接，所述凹槽固定装置活动设置在所述第一滑块支架上，所述第一滑块支架设置在所述第一滑块上。

5.根据权利要求1-3任一项所述的装置，其特征在于，当装置用于翼面加载测试，其结构为：

将翼轴安装在所述加载台架的上端的预留孔内，位于所述预留孔下端的所述加载台架上设置有所述加载台支架，所述被试作动器的一端与所述加载台支架铰接，所述被试作动器的另一端固接于所述翼面上安装栓预留位上，所述翼轴的一端与翼轴摇臂的一端固接，所述翼轴摇臂的另一端设有摇臂支架，所述摇臂支架与所述加载作动器的一端铰接，所述加载作动器的另一端通过加载作动器螺栓与调节装置栓接，2个所述滑块支架设置在所述滑块的上端面上，2个所述滑块支架通过连接杆固接，调节装置设置在所述连接杆上。

6.一种飞机作动系统负载加载装置的测试方法，所述方法采用如权利要求1-5任一项所述装置，其特征在于，首先，安装被试作动器和加载作动器，通过对顶的方式对被试作动器进行各项性能指标的试验，试验过程中第一滑块根据需要在被试作动器、加载作动器之间进行运动；

其次，当单个作动器完成性能指标试验后，通过第二滑块调整位置，将加载作动器一端连接在翼面的翼轴摇臂上，一端任固定在滑块支架上，同时将完成性能试验的作动器一端固定在台架上，一端固定在翼面上，进行翼面加载。