CN111891381A - 一种飞机前轮偏转角度测量机构 - Google Patents

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张晓娟
王山
刘可娜
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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems

Abstract

本发明公开了一种飞机前轮偏转角度测量机构，涉及飞机试验测量装置技术领域。包括编码器、连杆Ⅰ、连杆Ⅱ、套筒卡箍和外筒卡箍，所述外筒卡箍安装在前起落架外筒上，所述套筒卡箍安装在起落架下接头上，外筒卡箍上设置连接件Ⅰ，套筒卡箍上设置有连接件Ⅱ，连杆Ⅰ的一端与连接件Ⅱ端部铰接，连杆Ⅰ的另一端与连杆Ⅱ的一端铰接；所述编码器外壳固定在连接件Ⅰ上，连杆Ⅱ的另一端与编码器的输出轴通过联轴器连接；连杆Ⅰ、连杆Ⅱ、连接件Ⅰ和连接件Ⅱ形成一平行四边形结构。本发明具有工作可靠、原理简单、结构紧凑、成本低、测量精度高等特点。

Description

一种飞机前轮偏转角度测量机构
技术领域
本发明涉及飞机试验测量装置技术领域，更具体地说涉及一种飞机前轮偏转角度测量机构。
背景技术
飞机前轮转弯操纵系统实现飞机地面滑行方向控制，影响飞机起降滑跑安全，是飞机的关键机载子系统之一。
飞机滑行操纵时，可通过差动刹车、发动机推力差动（双发飞机）、前轮偏转方法实现。发动机推力差动和差动刹车存在一些难以避免的问题，主要采用前轮转弯实现飞机地面方向控制。飞机上的前轮操纵系统控制及反馈的角度均为前轮操纵系统中执行机构作动器的输出角度，或者将转弯作动器输出的线位移近似线性化处理换算为转弯角度。前轮转弯作动器驱动起落架下接头转动，通过扭力臂传递至前机轮，前起落架下接头与外筒之间存在间隙，且前起落架下接头与转弯作动器之间存在间隙，间隙导致误差及死区存在，故转弯作动器输出的角度并非前轮实际偏转角度。若前轮实际偏转角度与作动器输出角度偏差较大，则影响飞机安全。
CN209396064U公开一种飞行器前轮偏转角度测量装置，所述飞行器前轮偏转角度测量装置包括底座、转轴、轴承、旋转托架、指针和角度板；所述底座放置在水平地面上，在底座一端安装角度板，并在底座的中心部位设置轴承安装槽；所述轴承置于轴承安装槽中；所述转轴通过轴承安装在底座上，在转轴的上端安装旋转托架；所述旋转托架设有用于容纳飞行器前轮的空腔，在旋转托架一端外壁上安装指针。该实用新型用于对飞行器前轮实际偏转角度的静态测量，实现校验测定，适用范围有限，效率也较低。
目前现有的其他飞机前轮实际偏转角度测量方法较简单，通过机械限位对两个极限角度进行检查，或者采用铅垂法，顶起飞机进行前轮偏转，在地面上投影，用量角器测量投影角度，方法误差较大，精度低。
发明内容
为了克服上述现有技术中存在的缺陷和不足，本发明提供了一种飞机前轮偏转角度测量机构，本发明的发明目的在于解决现有技术中测量飞机前轮偏转角度误差大，精度低的问题。本发明具有工作可靠、原理简单、结构紧凑、成本低、测量精度高等特点。本发明用于测量飞机前轮实际的偏转角度。
为了解决上述现有技术中存在的问题，本发明是通过下述技术方案实现的：
一种飞机前轮偏转角度测量机构，其特征在于：包括编码器、连杆Ⅰ、连杆Ⅱ、套筒卡箍和外筒卡箍，所述外筒卡箍安装在前起落架外筒上，所述套筒卡箍安装在起落架下接头上，外筒卡箍上设置连接件Ⅰ，套筒卡箍上设置有连接件Ⅱ，连杆Ⅰ的一端与连接件Ⅱ端部铰接，连杆Ⅰ的另一端与连杆Ⅱ的一端铰接；所述编码器外壳固定在连接件Ⅰ上，连杆Ⅱ的另一端与编码器的输出轴通过联轴器连接；连杆Ⅰ、连杆Ⅱ、连接件Ⅰ和连接件Ⅱ形成一平行四边形结构。
所述连杆Ⅱ包括与连杆Ⅰ连接端的鱼眼杆端轴承和杆体，鱼眼杆端轴承旋入杆体内。
所述套筒卡箍由2个零件组成，2个零件均带安装孔，通过螺栓连接固定在前起落架下接头上。前起落架下接头上有注油嘴及扭力臂安装座，卡箍外形类似几字形，既避开注油嘴及扭力臂安装座，又减重。所述套筒卡箍材料选用45钢，热处理32~35HRC，表面钝化处理，零件壁厚3mm。
所述外筒卡箍由2个零件组成，2个零件均带安装孔，通过螺栓连接固定在前起落架固定螺母上，其中1个零件同时连接固定编码器壳体。所述外筒卡箍材料选用45钢，热处理32~35HRC，表面钝化处理，零件壁厚3mm。
所述连杆Ⅰ通过销轴与套筒卡箍连接，通过销轴与连杆Ⅱ的鱼眼杆端轴承连接。
连杆Ⅰ的两端均采用卡槽式设计，将套筒卡箍的伸出端及连杆Ⅱ的一端卡入装配，接触面粗糙度要求Ra6.3，连杆Ⅰ上两端的销轴孔公差要求为Φ8G7，对该尺寸进行严格要求，减小测量机构死区，确保满足测试精度的同时便于装配。连杆Ⅰ材料选用45钢，热处理32~35HRC，表面钝化处理。
所述连杆Ⅱ一端连接鱼眼杆端轴承，另一端设计输出轴，输出轴通过联轴器连接编码器。连杆Ⅱ的一端为内螺纹设计，通过调整鱼眼杆端轴承的旋入量可补偿连杆长度超差问题；连杆Ⅱ的另一端输出轴表面粗糙度Ra3.2。连杆Ⅱ材料选用45钢，热处理32~35HRC，表面钝化处理。
所述销轴用于杆之间的连接，销轴上端设计为六方头，方便操作，销轴中间为光杆，与连杆的孔配合，保证测量精度，销轴下端攻螺纹，用于安装固定。考虑到测量机构机械回差及转动过程中附加的摩擦力，销轴光杆部分表面粗糙度设计为Ra1.6。销轴材料选用45钢，热处理32~35HRC，表面钝化处理。
所述鱼眼杆端轴承选用标准件，连接连杆Ⅰ和连杆Ⅱ，既可调节水平面方向长度尺寸，同时可上下微调，补偿零件装配误差，确保满足平行要求。
所述联轴器选用标准件，连接连杆Ⅱ与编码器，将连杆Ⅱ转动的角度传递给编码器。
所述编码器采用16位绝对式旋转编码器，对每个位置都有固定编码，掉电不丢失信号，抗干扰能力强，测量范围0°~360°，分辨率可达0.0055°，准确度±1′。
与现有技术相比，本发明所带来的有益的技术效果表现在：
本发明公开的一种飞机前轮实际偏转角度测量机构，结构简单、测量精度高、使用方便；适用范围可推广至被测角度无法直接连接编码器测量的场合。
附图说明
图1是本发明测量机构的俯视图；
图2是本发明测量机构的轴测图；
图3是本发明测量机构的套筒卡箍轴测图；
图4是本发明测量机构的外筒卡箍轴测图；
图5是本发明测量机构的连杆一轴测图；
图6是本发明测量机构的连杆二轴测图；
图7是简易原理图；
附图标记：1、连杆Ⅰ，2、连杆Ⅱ，3、外筒卡箍，4、套筒卡箍，5、鱼眼杆端轴承，6、编码器，7、销轴。
具体实施方式
下面结合说明书附图，对本发明的技术方案作出进一步详细地阐述。
本发明涉及飞机前轮转弯系统试验技术领域，公开了一种飞机前轮偏转角度测量机构，该机构具有工作可靠、原理简单、结构紧凑、成本低、测量精度高等特点。本发明用于测量飞机前轮实际的偏转角度。
本发明包括编码器6、连杆Ⅰ1、连杆Ⅱ2、套筒卡箍4、外筒卡箍3、销轴7等。外筒卡箍3安装在前起落架外筒上，套筒卡箍4安装在起落架下接头上，连杆Ⅰ1、连杆Ⅱ2分别通过销轴7与外筒卡箍3、套筒卡箍4连接，编码器6安装在外筒卡箍3上，形成一平行四边形机构，编码器6角度即等于前轮偏转角度。其中连杆Ⅱ2配置鱼眼杆端关节轴承，可调整连杆长度，弥补零件制造误差。该机构结构简单，成本低，可用于被测机构无法直接连接编码器6进行角度测量的场合。
更进一步的，本发明的一种飞机前轮偏转角度测量机构，包括编码器6、连杆Ⅰ1、连杆Ⅱ2、套筒卡箍4和外筒卡箍3，所述外筒卡箍3安装在前起落架外筒上，所述套筒卡箍4安装在起落架下接头上，外筒卡箍3上设置连接件Ⅰ，套筒卡箍4上设置有连接件Ⅱ，连杆Ⅰ1的一端与连接件Ⅱ端部铰接，连杆Ⅰ1的另一端与连杆Ⅱ2的一端铰接；所述编码器6外壳固定在连接件Ⅰ上，连杆Ⅱ2的另一端与编码器6的输出轴通过联轴器连接；连杆Ⅰ1、连杆Ⅱ2、连接件Ⅰ和连接件Ⅱ形成一平行四边形结构。套筒卡箍4、外筒卡箍3、连杆Ⅰ1、连杆Ⅱ2组成平行四边形。根据平行四边形原理，前起落架套筒转动的角度等于编码器6转动的角度（见图7）。
所述连杆Ⅱ2包括与连杆Ⅰ1连接端的鱼眼杆端轴承5和杆体，鱼眼杆端轴承5旋入杆体内。
所述套筒卡箍4由2个零件组成，2个零件均带安装孔，通过螺栓连接固定在前起落架下接头上。前起落架下接头上有注油嘴及扭力臂安装座，卡箍外形类似几字形，既避开注油嘴及扭力臂安装座，又减重。所述套筒卡箍4材料选用45钢，热处理32~35HRC，表面钝化处理，零件壁厚3mm。
所述外筒卡箍3由2个零件组成，2个零件均带安装孔，通过螺栓连接固定在前起落架固定螺母上，其中1个零件同时连接固定编码器6壳体。所述外筒卡箍3材料选用45钢，热处理32~35HRC，表面钝化处理，零件壁厚3mm。
所述连杆Ⅰ1通过销轴7与套筒卡箍4连接，通过销轴7与连杆Ⅱ2的鱼眼杆端轴承5连接。
连杆Ⅰ1的两端均采用卡槽式设计，将套筒卡箍4的伸出端及连杆Ⅱ2的一端卡入装配，接触面粗糙度要求Ra6.3，连杆Ⅰ1上两端的销轴7孔公差要求为Φ8G7，对该尺寸进行严格要求，减小测量机构死区，确保满足测试精度的同时便于装配。连杆Ⅰ1材料选用45钢，热处理32~35HRC，表面钝化处理。
所述连杆Ⅱ2一端连接鱼眼杆端轴承5，另一端设计输出轴，输出轴通过联轴器连接编码器6。连杆Ⅱ2的一端为内螺纹设计，通过调整鱼眼杆端轴承5的旋入量可补偿连杆长度超差问题；连杆Ⅱ2的另一端输出轴表面粗糙度Ra3.2。连杆Ⅱ2材料选用45钢，热处理32~35HRC，表面钝化处理。
所述销轴7用于杆之间的连接，销轴7上端设计为六方头，方便操作，销轴7中间为光杆，与连杆的孔配合，保证测量精度，销轴7下端攻螺纹，用于安装固定。考虑到测量机构机械回差及转动过程中附加的摩擦力，销轴7光杆部分表面粗糙度设计为Ra1.6。销轴7材料选用45钢，热处理32~35HRC，表面钝化处理。
所述鱼眼杆端轴承5选用标准件，连接连杆Ⅰ1和连杆Ⅱ2，既可调节水平面方向长度尺寸，同时可上下微调，补偿零件装配误差，确保满足平行要求。
所述联轴器选用标准件，连接连杆Ⅱ2与编码器6，将连杆Ⅱ2转动的角度传递给编码器6。
所述编码器6采用16位绝对式旋转编码器6，对每个位置都有固定编码，掉电不丢失信号，抗干扰能力强，测量范围0°~360°，分辨率可达0.0055°，准确度±1′。

Claims (9)

1.一种飞机前轮偏转角度测量机构，其特征在于：包括编码器（6）、连杆Ⅰ（1）、连杆Ⅱ（2）、套筒卡箍（4）和外筒卡箍（3），所述外筒卡箍（3）安装在前起落架外筒上，所述套筒卡箍（4）安装在起落架下接头上，外筒卡箍（3）上设置连接件Ⅰ，套筒卡箍（4）上设置有连接件Ⅱ，连杆Ⅰ（1）的一端与连接件Ⅱ端部铰接，连杆Ⅰ（1）的另一端与连杆Ⅱ（2）的一端铰接；所述编码器（6）外壳固定在连接件Ⅰ上，连杆Ⅱ（2）的另一端与编码器（6）的输出轴通过联轴器连接；连杆Ⅰ（1）、连杆Ⅱ（2）、连接件Ⅰ和连接件Ⅱ形成一平行四边形结构。
2.如权利要求1所述的一种飞机前轮偏转角度测量机构，其特征在于：所述连杆Ⅱ（2）包括与连杆Ⅰ（1）连接端的鱼眼杆端轴承（5）和杆体，鱼眼杆端轴承（5）旋入杆体内。
3.如权利要求1所述的一种飞机前轮偏转角度测量机构，其特征在于：所述套筒卡箍（4）由2个零件组成，2个零件均带安装孔，通过螺栓连接固定在前起落架下接头上。
4.如权利要求1或3所述的一种飞机前轮偏转角度测量机构，其特征在于：所述套筒卡箍（4）材料选用45钢，热处理32~35HRC，表面钝化处理，零件壁厚3mm。
5.如权利要求1所述的一种飞机前轮偏转角度测量机构，其特征在于：所述外筒卡箍（3）由2个零件组成，2个零件均带安装孔，通过螺栓连接固定在前起落架固定螺母上，其中1个零件同时连接固定编码器（6）壳体。
6.如权利要求1或5所述的一种飞机前轮偏转角度测量机构，其特征在于：所述外筒卡箍（3）材料选用45钢，热处理32~35HRC，表面钝化处理，零件壁厚3mm。
7.如权利要求1所述的一种飞机前轮偏转角度测量机构，其特征在于：连杆Ⅰ（1）的两端均采用卡槽式设计，将套筒卡箍（4）的伸出端及连杆Ⅱ（2）的一端卡入装配。
8.如权利要求1所述的一种飞机前轮偏转角度测量机构，其特征在于：所述连杆Ⅱ（2）一端连接鱼眼杆端轴承（5），另一端设计输出轴，输出轴通过联轴器连接编码器（6）。
9.如权利要求1所述的一种飞机前轮偏转角度测量机构，其特征在于：所述编码器（6）采用16位绝对式旋转编码器（6），对每个位置都有固定编码，掉电不丢失信号，抗干扰能力强，测量范围0°~360°，分辨率达0.0055°，准确度±1′。
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