CN109696118A - 一种飞机方向舵间隙测试设备 - Google Patents

一种飞机方向舵间隙测试设备 Download PDF

Info

Publication number
CN109696118A
CN109696118A CN201811652830.7A CN201811652830A CN109696118A CN 109696118 A CN109696118 A CN 109696118A CN 201811652830 A CN201811652830 A CN 201811652830A CN 109696118 A CN109696118 A CN 109696118A
Authority
CN
China
Prior art keywords
rudder
line
displacement
drag
clearance test
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.)
Pending
Application number
CN201811652830.7A
Other languages
English (en)
Inventor
周跃儒
陈斌
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
CHANGSHA 5712 AIRCRAFT INDUSTRY Co Ltd
Original Assignee
CHANGSHA 5712 AIRCRAFT INDUSTRY Co Ltd
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by CHANGSHA 5712 AIRCRAFT INDUSTRY Co Ltd filed Critical CHANGSHA 5712 AIRCRAFT INDUSTRY Co Ltd
Priority to CN201811652830.7A priority Critical patent/CN109696118A/zh
Publication of CN109696118A publication Critical patent/CN109696118A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01B—MEASURING LENGTH, THICKNESS OR SIMILAR LINEAR DIMENSIONS; MEASURING ANGLES; MEASURING AREAS; MEASURING IRREGULARITIES OF SURFACES OR CONTOURS
    • G01B7/00—Measuring arrangements characterised by the use of electric or magnetic techniques
    • G01B7/14—Measuring arrangements characterised by the use of electric or magnetic techniques for measuring distance or clearance between spaced objects or spaced apertures

Abstract

本发明公开了一种飞机方向舵间隙测试设备，包括：主控计算机、调节组件及测量组件，调节组件包括拉索、滑轮机构和直线电机，拉索绕设于滑轮机构上，拉索的一端与方向舵的加载着力点相连，另一端与直线电机相连，在主控计算机的控制下通过直线电机和拉索对方向舵进行线性加载和卸载；测量组件包括位移传感器和拉压力传感器，位移传感器用来测量方向舵承载过程中的位移数据，拉压力传感器用来测量方向舵承载过程中的受力数据；主控计算机依据得到的位移数据和受力数据完成间隙测试。本发明具有结构简单、成本低廉、操作方便、测试精度高等优点。

Description

一种飞机方向舵间隙测试设备
技术领域
本发明主要涉及到飞机检测、维护、修理设备技术领域，特指一种机方向舵间隙测试设备
背景技术
现有技术中，飞机的方向舵间隙测量技术主要是通过人工加减砝码方式对方向舵进行加载和卸载，即，通过加砝码对方向舵正、反两个方向进行加载使得方向舵产生微量形变，然后用人工方式读取普通精度的百分表测量，人工记录载荷值及方向舵承载后对应的位移量，手工绘制加载曲线和卸载曲线，再按给定的公式计算出方向舵的间隙。
现有这种方式的缺点就在于：
(1)加载方式工作强度大，易使方向舵产生冲击不利于测量。
(2)加载和卸载时载荷不连续。
(3)人工采样取点数量有限，导致测量误差大。
(4)操作过程非常复杂，周期长，效率低，造成误差的几率大大增加。
发明内容
本发明要解决的技术问题就在于：针对现有技术存在的技术问题，本发明提供一种结构简单、成本低廉、操作方便、测试精度高的飞机方向舵间隙测试设备。
为解决上述技术问题，本发明采用以下技术方案：
一种飞机方向舵间隙测试设备，包括：主控计算机、调节组件及测量组件，所述调节组件包括拉索、滑轮机构和直线电机，所述拉索绕设于滑轮机构上，所述拉索的一端与方向舵的加载着力点相连，另一端与直线电机相连，在主控计算机的控制下通过直线电机和拉索对方向舵进行线性加载和卸载；所述测量组件包括位移传感器和拉压力传感器，所述位移传感器用来测量方向舵承载过程中的位移数据，所述拉压力传感器用来测量方向舵承载过程中的受力数据；所述主控计算机依据得到的位移数据和受力数据完成间隙测试。
作为本发明的进一步改进：所述滑轮机构安装于一固定支架上，所述滑轮机构包括手轮和滑轮，所述手轮直接固定于固定支架上，所述滑轮的高度通过手轮来调节。
作为本发明的进一步改进：所述位移传感器采用光栅式位移传感器。
作为本发明的进一步改进：所述拉压力传感器直接用来检测直线电机产生的拉压力信号。
作为本发明的进一步改进：所述直线电机安装于一移动支架上，在完成方向舵一侧的测量后，通过移动支架转移到方向舵的另外一侧进行测量。
作为本发明的进一步改进：所述直线电机下端设置用于调节拉索紧度的张紧装置。
作为本发明的进一步改进：所述主控计算机通过读取位移传感器由位移数据线反馈回来的实时位移信号和直线电机上拉压力传感器的力信号，利用最小二乘法拟合曲线的运算方法，最终得出所要测量的方向舵间隙，完成整个测量。
与现有技术相比，本发明的优点在于：
1、本发明的机方向舵间隙测试设备，结构简单、成本低廉、操作方便，其采用电机自动加载，实现测试自动化，缩短测试周期，效率高，且大大减少了人为误差，提高了整体的测量精度，最终保证了飞机质量。
2、本发明的机方向舵间隙测试设备，通过计算机取样点，利用最小二乘法拟合曲线运算方法，再经过计算机运算得到间隙，所以本发明大大提高了效率，避免了人为误差，最终达到提高了测量精度。
附图说明
图1是本发明在具体应用实例中的结构原理示意图。
图2是本发明在具体应用实例中的框架原理示意图。
图3是本发明在具体应用实例中位移随加载力变化的数据分析表。
图4是本发明在具体应用实例中数据处理的示意图。
图5是本发明在具体应用实例中舵面偏度随载荷变化曲线图。
图例说明：
1、主控计算机；2、固定支架；3、移动支架；4、力数据线；5、张紧装置；6、拉压力传感器；7、直线电机；8、手轮；9、滑轮；10、拉索；12、位移传感器；13、位移数据线；14、方向舵。
具体实施方式
以下将结合说明书附图和具体实施例对本发明做进一步详细说明。
如图1和图2所示，本发明的飞机方向舵间隙测试设备，包括：主控计算机1、调节组件及测量组件，所述调节组件包括拉索10、滑轮机构和直线电机7，拉索10绕设于滑轮机构上，拉索10的一端与方向舵14的加载着力点相连，另一端与直线电机7相连，在主控计算机1的控制下通过直线电机7和拉索10(如钢索)对方向舵14进行线性加载和卸载；所述测量组件包括位移传感器12和拉压力传感器6，所述位移传感器12用来测量方向舵14承载过程中的位移数据，所述拉压力传感器6用来测量方向舵14承载过程中的受力数据；所述主控计算机1依据得到的位移数据和受力数据完成间隙测试。
在具体应用实例中，滑轮机构安装于一固定支架2上，滑轮机构包括手轮8和滑轮9，手轮8直接固定于固定支架2上，滑轮9的高度通过手轮8来调节。在工作时，方向舵14通过测量专用的U型夹具11牢靠地固定在方向舵14的规定位置，且使加载着力点到转轴的垂线应平行于伺服作动器活塞杆轴线运动的平面、并位于肋轴线处。加载着力点到转轴的距离610mm±1mm。
在具体应用实例中，位移传感器12采用光栅式位移传感器，拉压力传感器6直接用来检测直线电机7产生的拉压力信号，主控计算机1通过读取位移传感器12由位移数据线13反馈回来的实时位移信号和直线电机7上拉压力传感器6的力信号，通过软件编程对测量数据进行分析和计算，完成间隙测试。
在具体应用实例中，直线电机7安装于一移动支架3上，对方向舵14的一侧测量完毕后，断开直线电机7的载荷输出端与拉索10的连接，将移动支架3移至另一侧，并与相应拉索10连接，同时将位移传感器12移至同一侧，重复上述测试过程，两次得到的测量数据，通过采样取点，利用最小二乘法拟合曲线的运算方法，再经主控计算机1运算最终得出所要测量的方向舵间隙，从而完成整个测量工作。
在具体应用实例中，进一步在直线电机7下端设置用于调节拉索10紧度的张紧装置5。
工作时，通过操作主控计算机1，由主控计算机1通过力数据线4向直线电机7发送指令，直线电机7按指令要求连续均匀地做直线运动，对方向舵14进行线性加载和卸载，并利用拉索10和滑轮9改变载荷方向，采用位移传感器12测量方向舵14承载过程的位移。
本发明的方向舵间隙测量设备分两次给被测舵面进行连续加载，同时采集测试舵面的位移和加载力，经信号处理器采集处理，由主控计算机1自动计算并给出位移随加载力变化的数据分析表，在一个具体实例中如图3所示。
测试时选取60kg～80kg的力值，分别选取两个方向的4个点进行计算，利用最小二乘法拟合曲线运算方法(软件编写采用C语言)，再经主控计算机1运算最终得出所要测量的方向舵14的间隙，从而完成整个测量工作，数据处理界面如图4所示，运算方法：间隙△α＝arctg△X/L，采用软件编程设计上述界面，主要是通过从方向舵间隙数据分析取样拉压力信号60、70、80、90及对应的位移信号四点，采用最小二乘法计算出△X＝|X1-X2|(X1和X2为拉方向舵14的正反2组力)，2次拟合y＝ax2+bx+c(令△＝0，图像与X轴只有一个交点)即为载荷变化曲线，1次拟合y＝ax+b,令y＝0,(x轴为力；y轴为位移)通过软件拟合计算a、b来,b即为截距,△X＝|X1-X2|＝|b1-b2|。其中，△α：舵面偏度(°)即舵面间隙，△X：舵面位移，L：百分表表头/位移传感器12到转轴距离(mm)，舵面偏度随载荷变化曲线如图5所示。
以上仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和润饰，应视为本发明的保护范围。

Claims (7)

1.一种飞机方向舵间隙测试设备，其特征在于，包括：主控计算机(1)、调节组件及测量组件，所述调节组件包括拉索(10)、滑轮机构和直线电机(7)，所述拉索(10)绕设于滑轮机构上，所述拉索(10)的一端与方向舵(14)的加载着力点相连，另一端与直线电机(7)相连，在主控计算机(1)的控制下通过直线电机(7)和拉索(10)对方向舵(14)进行线性加载和卸载；所述测量组件包括位移传感器(12)和拉压力传感器(6)，所述位移传感器(12)用来测量方向舵(14)承载过程中的位移数据，所述拉压力传感器(6)用来测量方向舵(14)承载过程中的受力数据；所述主控计算机(1)依据得到的位移数据和受力数据完成间隙测试。
2.根据权利要求1所述的飞机方向舵间隙测试设备，其特征在于，所述滑轮机构安装于一固定支架(2)上，所述滑轮机构包括手轮(8)和滑轮(9)，所述手轮(8)直接固定于固定支架(2)上，所述滑轮(9)的高度通过手轮(8)来调节。
3.根据权利要求1所述的飞机方向舵间隙测试设备，其特征在于，所述位移传感器(12)采用光栅式位移传感器。
4.根据权利要求1所述的飞机方向舵间隙测试设备，其特征在于，所述拉压力传感器(6)直接用来检测直线电机(7)产生的拉压力信号。
5.根据权利要求1-4中任意一项所述的飞机方向舵间隙测试设备，其特征在于，所述直线电机(7)安装于一移动支架(3)上，在完成方向舵(14)一侧的测量后，通过移动支架(3)转移到方向舵(14)的另外一侧进行测量。
6.根据权利要求1-4中任意一项所述的飞机方向舵间隙测试设备，其特征在于，所述直线电机(7)下端设置用于调节拉索(10)紧度的张紧装置(5)。
7.根据权利要求1-4中任意一项所述的飞机方向舵间隙测试设备，其特征在于，所述主控计算机(1)通过读取位移传感器(12)由位移数据线(13)反馈回来的实时位移信号和直线电机(7)上拉压力传感器(6)的力信号，利用最小二乘法拟合曲线的运算方法，最终得出所要测量的方向舵间隙，完成整个测量。
CN201811652830.7A 2018-12-29 2018-12-29 一种飞机方向舵间隙测试设备 Pending CN109696118A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811652830.7A CN109696118A (zh) 2018-12-29 2018-12-29 一种飞机方向舵间隙测试设备

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811652830.7A CN109696118A (zh) 2018-12-29 2018-12-29 一种飞机方向舵间隙测试设备

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN109696118A true CN109696118A (zh) 2019-04-30

Family

ID=66233126

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201811652830.7A Pending CN109696118A (zh) 2018-12-29 2018-12-29 一种飞机方向舵间隙测试设备

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109696118A (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112478197A (zh) * 2020-12-07 2021-03-12 中国民用航空上海航空器适航审定中心 飞机操纵面间隙动态测量方法
CN112623269A (zh) * 2020-12-04 2021-04-09 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 一种基于嵌入式的舵面间隙及偏度自动检测方法及设备

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0599603A (ja) * 1991-10-07 1993-04-23 Bridgestone Corp ゴム部材の凹凸量計測センサー及び同センサーを用いた計測装置
KR20060122002A (ko) * 2005-05-25 2006-11-30 한국항공우주산업 주식회사 항공기 조종면의 유격 측정장치 및 그 측정방법
KR20100024274A (ko) * 2008-08-25 2010-03-05 현대자동차주식회사 고무 소재의 변형 회복 측정 방법
CN102829747A (zh) * 2012-08-03 2012-12-19 北京机电工程研究所 一种适用于非线性舵系统的间隙测量方法
CN202974240U (zh) * 2012-10-12 2013-06-05 成都飞机设计研究所 舵面间隙测量器
CN106767373A (zh) * 2016-11-24 2017-05-31 兰州飞行控制有限责任公司 一种角位移舵机机械传动间隙测量方法
CN107806850A (zh) * 2017-09-21 2018-03-16 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 一种舵机间隙测量方法及系统
CN207501904U (zh) * 2017-11-30 2018-06-15 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种全自动智能舵面间隙测量仪

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0599603A (ja) * 1991-10-07 1993-04-23 Bridgestone Corp ゴム部材の凹凸量計測センサー及び同センサーを用いた計測装置
KR20060122002A (ko) * 2005-05-25 2006-11-30 한국항공우주산업 주식회사 항공기 조종면의 유격 측정장치 및 그 측정방법
KR20100024274A (ko) * 2008-08-25 2010-03-05 현대자동차주식회사 고무 소재의 변형 회복 측정 방법
CN102829747A (zh) * 2012-08-03 2012-12-19 北京机电工程研究所 一种适用于非线性舵系统的间隙测量方法
CN202974240U (zh) * 2012-10-12 2013-06-05 成都飞机设计研究所 舵面间隙测量器
CN106767373A (zh) * 2016-11-24 2017-05-31 兰州飞行控制有限责任公司 一种角位移舵机机械传动间隙测量方法
CN107806850A (zh) * 2017-09-21 2018-03-16 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 一种舵机间隙测量方法及系统
CN207501904U (zh) * 2017-11-30 2018-06-15 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种全自动智能舵面间隙测量仪

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112623269A (zh) * 2020-12-04 2021-04-09 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 一种基于嵌入式的舵面间隙及偏度自动检测方法及设备
CN112478197A (zh) * 2020-12-07 2021-03-12 中国民用航空上海航空器适航审定中心 飞机操纵面间隙动态测量方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102692200B (zh) 高精度自动检测电磁阀阀芯位移的装置及其方法
CN100462882C (zh) 航天光学遥感器调焦控制电路的仿真测试方法
CN101832895A (zh) 视觉拉伸试验系统
CN102735177A (zh) 一种基于比较测量法的轴承内圈多参数视觉测量系统
US11092501B2 (en) Ultrasonic testing device and method for connection force of interference fit
CN207881664U (zh) 一种拉绳式位移传感器的智能化校准装置
CN101539542A (zh) 一种水浸聚焦探头性能测试装置及其测试方法
CN103868476B (zh) 基于光电无损检测的管状物内孔直线度自动检测系统及检测方法
CN104654954A (zh) 游标卡尺检定装置
CN109696118A (zh) 一种飞机方向舵间隙测试设备
CN102435525A (zh) 适用于疲劳试验机加载力值的标定方法及所用标定装置
CN111365200A (zh) 一种风力发电机组塔筒法兰的平面度检测方法
CN205352672U (zh) 基于机器视觉的薄壁件模态测试系统
CN205538092U (zh) 六分量力测量设备现场校准装置
CN102121816A (zh) 卧式自动化圆度圆柱度测量仪
CN102967348A (zh) 水表全流量点快速检测装置
CN102809359A (zh) 一种爪极凸台高度测量装置
CN109855796A (zh) 一种试验机力值自动校准系统和方法
CN102998043A (zh) 用于监测悬浮状态下直线电机动态推力的装置及方法
CN109764836A (zh) 一种适用于小型管道的防磨损的高精度超声波测厚仪
CN101526391A (zh) 数字式料斗秤校验装置
CN102865826A (zh) 研磨棒直径检测装置及检测方法
CN105651640B (zh) 一种邵氏硬度计全自动检定装置以及方法
CN202092622U (zh) 爪极凸台高度测量装置
CN204731259U (zh) 一种用于整车耐久试验的高精度车门关闭速度测量系统

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
RJ01 Rejection of invention patent application after publication

Application publication date: 20190430

RJ01 Rejection of invention patent application after publication