CN112027110B - 一种用于测试飞机驾驶杆传动系统的装置 - Google Patents

一种用于测试飞机驾驶杆传动系统的装置 Download PDF

Info

Publication number
CN112027110B
CN112027110B CN202010934444.8A CN202010934444A CN112027110B CN 112027110 B CN112027110 B CN 112027110B CN 202010934444 A CN202010934444 A CN 202010934444A CN 112027110 B CN112027110 B CN 112027110B
Authority
CN
China
Prior art keywords
pulley
panel
support
steering column
installation
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.)
Active
Application number
CN202010934444.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112027110A (zh
Inventor
祝雨晴
吴惠祥
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.)
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Original Assignee
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
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 Nanjing University of Aeronautics and Astronautics filed Critical Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority to CN202010934444.8A priority Critical patent/CN112027110B/zh
Publication of CN112027110A publication Critical patent/CN112027110A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112027110B publication Critical patent/CN112027110B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • 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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • 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
    • B64F5/10—Manufacturing or assembling aircraft, e.g. jigs therefor

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)

Abstract

本发明公开了一种用于测试飞机驾驶杆传动系统的装置，在长方形的水平面板的底面的四个角上均设置轮子组件，与底面相对的面为安装面，将该安装面分为第一安装区域和第二安装区域，安装面板中的底座固定设置在第一安装区域，安装面板中的垂直面板的顶部设有圆形孔，圆形孔内设置角度测量机构；垂直面板上圆形孔的正下方固定设有连接杆定位座；垂直面板上连接杆定位座的下方对称的设置第一、二驾驶杆安装座压紧机构，水平面板的第二安装区域上对称设置第一、二副翼摇臂定位座，第二安装区域上还对称的设置第一、二负载机构。本发明通过加入负载提高了检测驾驶杆的准确性。

Description

一种用于测试飞机驾驶杆传动系统的装置
技术领域
本发明属于机械制造工艺装备技术领域。
背景技术
在飞机制造装配工艺中，驾驶杆组件传动系统由驾驶盘、万向接头、轴承、齿轮、连接杆、副翼摇臂、安装座等零组件组成，外力由驾驶盘输入、副翼摇臂输出。装配完成后，需检测驾驶杆组件传动系统的装配质量，检测传动系统的灵活度、是否存在异响、卡滞等故障现象。现有技术是在装配完成后未加载负载工作状态下对驾驶杆组件传动系统进行检测，与传动系统的工况不符，易出现误判。
发明内容
发明目的：为解决背景技术中存在的问题，本发明提供了一种用于测试飞机驾驶杆传动系统的装置。
技术方案：本发明提供了一种用于测试飞机驾驶杆传动系统的装置，包括：安装面板，水平面板，用于固定驾驶杆上副翼摇臂的第一、二副翼摇臂定位座，第一、二定位插销，用于限制驾驶杆上驾驶盘活动范围的连接杆定位座，用于固定驾驶杆上安装座的第一、二驾驶杆安装座压紧机构，角度测量机构和第一、二负载机构；所述安装面板包括底座和长方形的垂直面板，所述长方形的垂直面板与底座的一端垂直且固定连接，构成反向L形安装面板，且垂直面板与底座相对的面为加固面，另外一面为安装面；所述第一、二副翼摇臂定位座结构相同，均包括工字型支撑架，且支撑架顶部端面均设有销孔，当不对驾驶杆进行测试时，第一定位插销活动设置在第一副翼摇臂定位座的销孔内，第二定位插销活动设置在第二副翼摇臂定位座的销内；当对左驾驶杆进行测试时，将第一定位插销从第一副翼摇臂定位座的销孔中拔出，并设置在左驾驶杆的副翼摇臂的两个销孔内；当对右驾驶杆进行测试时，将第二定位插销从第二副翼摇臂定位座的销孔中拔出，并设置在右驾驶杆的副翼摇臂的两个销孔内；
所述水平面板为长方形，所述水平面板底面的四个角上均设有轮子组件，与底面相对的面为安装面，将该安装面分为第一安装区域和第二安装区域，所述安装面板中的底座固定设置在水平面板的第一安装区域，使得垂直面板的安装面与水平面板的第二安装区域相对；所述垂直面板的顶部设有圆形孔，所述角度测量机构设置在圆形孔内；所述连接杆定位座固定设置在垂直面板的安装面上，位于圆形孔的正下方；所述第一、二驾驶杆安装座压紧机构对称的设置在垂直面板的安装面上，且位于连接杆定位座的下方，所述第一、二副翼摇臂定位座对称的设置在水平面板的第二安装区域上，所述第一负载机构和第二负载机构对称的设置在水平面板的第二安装区域上。
进一步的，所述第一、二负载机构结构相同，均包括滑轮组件，第一、二钢索，钢索接头，配重托，配重；所述滑轮组件包括第一、二滑轮，第一、二滑轮支座，第一、二轴承和滑轮底座；所述第一滑轮的直径小于第二滑轮的直径，第一滑轮通过第一轴承与第一滑轮支座连接，所述第一滑轮支座固定在滑轮底座的一侧，第二滑轮通过第二轴承与第二滑轮支座连接，第二滑轮支座固定在滑轮底座的另外一侧，且第一滑轮与滑轮底座底部的垂直距离小于第二滑轮与滑轮底座底部的垂直距离，所述钢索接头的一端依次与第二钢索，配重托以及配重连接，另外一端与第一钢索的一端连接，当对左驾驶杆进行测试时，第一负载机构的第一钢索的另外一端依次经第一负载机构的第二滑轮的顶部和第一负载机构的第一滑轮的底部与第一定位插销连接；当对右驾驶杆进行测试时，第二负载机构的第一钢索的另外一端依次经第二负载机构的第二滑轮的顶部和第二负载机构的第一滑轮的底部与第二定位插销连接；第一负载机构的滑轮底座和第二负载机构的滑轮底座对称的设置在水平面板的第二安装区域上。
进一步的，当对左驾驶杆或右驾驶杆进行测试时，第一钢索上的水平拉力与驾驶杆的副翼摇臂等高。
进一步的，所述连接杆定位座包括插销，长方形的第一支撑面板和正方形的第二支撑板，所述第一支撑面板的一面与垂直面板的安装面固定连接，另外一面的两端分别设有第三，四支撑板，且第三，四支撑板与第一支撑面板垂直；所述第二支撑板设置在第三，四支撑板之间与第三，四支撑板固定连接，且第二支撑板的一条边与第一支撑面板垂直连接，第二支撑板上与该条边相对的另外一条边的上对称的设有第一、二支架；所述第一、二支架上均设有插孔，该两个插孔相对，所述插销活动设置在插孔内。
进一步的，所述第一、二驾驶杆安装座压紧机构结构相同，均包括压板，螺柱和螺母；所述螺柱一端固定设置在垂直面板的安装面上，且与垂直面板垂直；所述压板上设有腰槽型的通孔，螺柱的另外一端穿过该腰槽型的通孔与螺母连接，所述螺母的直径大于腰槽型的通孔的宽度。
进一步的，角度测量机构包括刻度盘，对线板，对线支座和第三定位插销，所述刻度盘为圆盘，中心设有减轻孔，刻度盘的一面为平面，另一面为斜面，斜面上刻有角度刻线；所述刻度盘固定安装在垂直面板上的圆形孔内；所述对线支座为叉耳结构的焊接件，该对线支座固定设置在垂直面板的安装面上，位于刻度盘的正上方，所述对线支座的叉耳处设有销孔；所述对线板上设有销孔，对线板设置在对线支座的叉耳内，且对线板上的销孔与对线支座的叉耳上的销孔对应，所述第三定位插销穿过对线板上的销孔和对线支座叉耳上的销孔，使得对线板与对线支座活动连接，且对线板与刻度盘相对，所述对线板与刻度盘上的0刻度对齐。
进一步的，所述垂直面板上设有腰槽型减轻孔。
有益效果：采用本装置检测飞机驾驶杆传动系统，模拟了驾驶杆组件传动系统的工作状态，检测结果更加真实，提高了检测准确性。同时本装置负载准确、稳定，操作方便，提高了飞机驾驶杆组件传动系统检测效率。左右驾驶杆共用本装置，可节省工装成本，降低操作人员的劳动强度。
附图说明
图1为飞机驾驶杆传动系统的装置原理图，其中(a)为驾驶杆传动系统的主视图，(b)为驾驶杆传动系统的俯视图；
图2为本发明的整体结构图；
图3为本发明的夹具主体的结构图；
图4为连接杆定位座的仰视图；
图5为驾驶杆安装座压紧机构的结构图；
图6为角度测量机构的结构图；
图7为负载机构的结构图。
附图中的标记说明：01：安装面板；02：水平面板；03：轮子组件；04：第一副翼摇臂定位座；05：连接杆定位座；06：插销；07：第二驾驶杆安装座压紧机构；08：压板；09：螺柱；10：螺母；11：刻度盘；12：对线板；13：对线支座；14：第三定位插销；15：第二负载机构；16：第二钢索；17：钢索接头；18：配重托；19：配重；20：第二滑轮支座；21：第一滑轮支座；22：滑轮底座；23：第二滑轮；24：第一滑轮；25：第二轴承；26：第一钢索。
具体实施方式
构成本发明的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。
如图1，2，3所示，本实施例提供了一种用于测试飞机驾驶杆传动系统的装置，该装置包括夹具主体，角度测量机构，第一负载机构和第二负载机构15。
所述夹具主体包括安装面板01，水平面板02，第一副翼摇臂定位座04和第二副翼摇臂定位座，第一、二定位插销，连接杆定位座05，第一驾驶杆安装座压紧机构和第二驾驶杆安装座压紧机构07；所述安装面板01包括底座和长方形垂直面板，所述长方形垂直面板与底座的一端垂直且固定连接，形成反向L形安装面板，且垂直面板与底座相对的面为加固面，另外一面为安装面；所述第一、二副翼摇臂定位座结构相同，均包括工字型支撑架，且支撑架顶部端面均设有销孔，当驾驶杆不进行测试时，第一定位插销活动设置在第一副翼摇臂定位座的销孔内，第一定位插销与第一副翼摇臂定位座顶部端面垂直，第二定位插销活动设置在第二副翼摇臂定位座的销内，第二定位插销与第二副翼摇臂定位座顶部端面垂直；当对左驾驶杆进行测试时，将第一定位插销从第一副翼摇臂定位座的销孔中拔出，并设置在左驾驶杆的副翼摇臂的两个销孔内；当对右驾驶杆进行测试时，将第二定位插销从第二副翼摇臂定位座的销孔中拔出，并设置在右驾驶杆的副翼摇臂的两个销孔内；
所述水平面板02为长方形，所述水平面板底面的四个角上均设有轮子组件03，与底面相对的面为安装面，将该安装面分为第一安装区域和第二安装区域，所述安装面板01中的底座固定设置在水平面板的第一安装区域，使得垂直面板的安装面与水平面板的第二安装区域相对；所述垂直面板的顶部设有圆形孔，所述角度测量机构设置在圆形孔内；所述连接杆定位座固定设置在垂直面板的安装面上，位于圆形孔的正下方；所述第一、二驾驶杆安装座压紧机构对称的设置在垂直面板的安装面上(两者之间的距离根据驾驶杆的两个安装座之间的距离设定)，且位于连接杆定位座的下方，所述第一、二副翼摇臂定位座对称的设置在水平面板的第二安装区域，所述第一负载机构和第二负载机构对称的设置在水平面板的第二安装区域上。
优选的，第一负载机构中的滑轮底座与第一副翼摇臂定位座相对，形成一列；第二负载机构中的滑轮底座与第二副翼摇臂定位座相对，形成一列，且两列相互平行。
优选的，如图4所示，所述第一、二负载机构结构相同，均包括滑轮组件，第一、二钢索26、16，钢索接头17，配重托18，配重19；所述滑轮组件包括第一、二滑轮24,23，第一、二滑轮支座21,20，第一、二轴承和滑轮底座22；所述第一滑轮24的直径小于第二滑轮23的直径，第一滑轮24通过第一轴承与第一滑轮支座21连接，第一滑轮支座21固定在滑轮底座22的一侧，第二滑轮23通过第二轴承25与第二滑轮支座20连接，第二滑轮支座20固定在滑轮底座22的另外一侧，且第一滑轮24与滑轮底座22底部的垂直距离小于第二滑轮23与滑轮底座22底部的垂直距离，所述钢索接头的一端与第二钢索16，配重托18以及配重19依次连接，另外一端与第一钢索26的一端连接，当对左驾驶杆进行测试时，第一负载机构的第一钢索的另外一端与依次沿着第一负载机构的第二滑轮的顶部和第一负载机构的第一滑轮的底部与第一定位插销连接；当对右驾驶杆进行测试时，第二负载机构的第一钢索的另外一端与依次沿着第二负载机构的第二滑轮的顶部和第二负载机构的第一滑轮的底部与第二定位插销连接；第一负载机构的滑轮底座和第二负载机构的滑轮底座对称的设置在水平面板的第二安装区域上。
优选的，如图5所示，所述连接杆定位座包括插销06，长方形第一支撑面板和正方形第二支撑板，所述第一支撑面板的一面与垂直面板的安装面固定连接，另外一面的两端分别设有第三，四支撑板，且第三，四支撑板与第一支撑面板垂直，所述第二支撑板设置在第三，四支撑板之间与第三，四支撑板固定连接，且第二支撑板的一条边与第一支撑面板垂直连接，第二支撑板上与该条边相对的另外一条边的上对称的设有第一、二支架；所述第一、二支架上均设有插孔，该两个插孔相对，所述插销06活动设置在插孔内。
优选的，如图6所示，所述第一、二驾驶杆安装座压紧机构结构相同，均包括压板08，螺柱09和螺母10；所述螺柱09一端固定设置在垂直面板的安装面上，且与垂直面板垂直；所述压板08上设有腰槽型的通孔，螺柱的另外一端穿过该腰槽型的通孔与螺母连接10，所述螺母10的直径大于腰槽型的通孔的宽。
优选的，所述轮子组件包括叉耳支座，轮子和销轴；所述轮子通过销轴设置在叉耳支座内。
优选的，如图7所示，角度测量机构包括刻度盘11，对线板12，对线支座13和第三定位插销14，所述刻度盘11为圆盘，中心设有减轻孔，刻度盘的一面为平面，另一面为斜面，斜面上刻有角度刻线；所述刻度盘固定安装在垂直面板上的圆形孔内；所述对线支座13为叉耳结构的焊接件，该对线支座固定设置在垂直面板的安装面上，位于刻度盘的上方，所述对线支座的叉耳处设有销孔；所述对线板12上设有销孔，对线板设置在对线支座的叉耳内，且对线板上的销孔与对线支座的叉耳上的销孔对应，所述第三定位插销穿过线对线板上的销孔和对线支座的叉耳上的销孔，使得对线板与对线支座活动连接，且对线板与刻度盘相对，所述对线板与刻度盘上的0刻度对齐。
优选的，所述垂直面板上设有腰槽型减轻孔。
优选的，该装置还包括直角三角形的加固板，该加固板的一个直角边与底座焊接，另外一个直角边与垂直面板的加固面焊接，进一步提高了安装面板的稳定性。
优选的，当对左驾驶杆或者右驾驶杆进行测试时，第一钢索上的水平拉力与飞机驾驶杆的副翼摇臂等高。
检测飞机左/右驾驶杆传动系统装置时，将驾驶杆组件挂在连接杆定位座内，当驾驶杆组件挂在连接杆定位座后，插销活动设置在连接杆定位座的第一、二支撑架上的销孔内，限制驾驶杆的活动范围，以免驾驶杆在测试时脱落，再将对线板与驾驶盘中心线对齐，进行零位找正。驾驶杆安装座压紧机构与驾驶杆底部的两个压板固定连接，驾驶杆安装座压紧机构将两个压板固定在垂直面板上。当对左(右)驾驶杆进行测试时，将第一定位插销(第二定位插销)从第一副翼摇臂定位座(第二副翼摇臂定位座)的销孔中拔出，并设置在左(右)驾驶杆的副翼摇臂的两个销孔内；第一负载机构(第二负载机构)的第一钢索的另外一端与依次沿着第一负载机构的第二滑轮的顶部和第一负载机构的第一滑轮的底部与第一定位插销(第二定位插销)连接；滑轮组件支撑第二钢索，同时将配重的重力转变为额定水平拉力，并保证第一钢索上的水平拉力与副翼摇臂等高，实施对驾驶杆副翼摇臂加载负荷。安装完毕后，操作者手工转动驾驶盘，观察驾驶盘中心线与刻度盘所示角度值，在预设的角度范围内旋转驾驶盘。在此过程中，操作者通过体感判断传动系统的灵活度、是否出现异常响声或卡滞，从而检测驾驶杆传动系统的装配质量，当检测结束时，解除第一定位插销(第二定位插销)上的负重，并将第一定位插销(第二定位插销)带动左(右)驾驶杆的副翼摇臂，左(右)驾驶杆的副翼摇臂上的销孔与第一副翼摇臂定位座(第二副翼摇臂定位座)的销孔对应，并将第一定位插销(第二定位插销)插入第一副翼摇臂定位座(第二副翼摇臂定位座)的销孔中，从而避免副翼摇臂晃动，保护了驾驶杆。
本发明结合附图对本发明的实施方式作了详细说明，但是本发明并不限于上述实施方式，在本领域普通技术人员所具备的知识范围内，还可以在不脱离本发明宗旨的前提下做出各种变化。

Claims (8)

1.用于测试飞机驾驶杆传动系统的装置，其特征在于，包括：安装面板，水平面板，用于固定驾驶杆上副翼摇臂的第一、二副翼摇臂定位座，第一、二定位插销，用于限制驾驶杆上驾驶盘活动范围的连接杆定位座，用于固定驾驶杆上安装座的第一、二驾驶杆安装座压紧机构，角度测量机构和第一、二负载机构；所述安装面板包括底座和长方形的垂直面板，所述长方形的垂直面板与底座的一端垂直且固定连接，构成反向L形安装面板，且垂直面板与底座相对的面为加固面，另外一面为安装面；所述第一、二副翼摇臂定位座结构相同，均包括工字型支撑架，且支撑架顶部端面均设有销孔，当不对驾驶杆进行测试时，第一定位插销活动设置在第一副翼摇臂定位座的销孔内，第二定位插销活动设置在第二副翼摇臂定位座的销内；当对左驾驶杆进行测试时，将第一定位插销从第一副翼摇臂定位座的销孔中拔出，并设置在左驾驶杆的副翼摇臂的两个销孔内；当对右驾驶杆进行测试时，将第二定位插销从第二副翼摇臂定位座的销孔中拔出，并设置在右驾驶杆的副翼摇臂的两个销孔内；
所述水平面板为长方形，所述水平面板底面的四个角上均设有轮子组件，与底面相对的面为安装面，将该安装面分为第一安装区域和第二安装区域，所述安装面板中的底座固定设置在水平面板的第一安装区域，使得垂直面板的安装面与水平面板的第二安装区域相对；所述垂直面板的顶部设有圆形孔，所述角度测量机构设置在圆形孔内；所述连接杆定位座固定设置在垂直面板的安装面上，位于圆形孔的正下方；所述第一、二驾驶杆安装座压紧机构对称的设置在垂直面板的安装面上，且位于连接杆定位座的下方，所述第一、二副翼摇臂定位座对称的设置在水平面板的第二安装区域上，所述第一负载机构和第二负载机构对称的设置在水平面板的第二安装区域上。
2.根据权利要求1所述的一种用于测试飞机驾驶杆传动系统的装置，其特征在于，所述第一、二负载机构结构相同，均包括滑轮组件，第一、二钢索，钢索接头，配重托，配重；所述滑轮组件包括第一、二滑轮，第一、二滑轮支座，第一、二轴承和滑轮底座；所述第一滑轮的直径小于第二滑轮的直径，第一滑轮通过第一轴承与第一滑轮支座连接，所述第一滑轮支座固定在滑轮底座的一侧，第二滑轮通过第二轴承与第二滑轮支座连接，第二滑轮支座固定在滑轮底座的另外一侧，且第一滑轮与滑轮底座底部的垂直距离小于第二滑轮与滑轮底座底部的垂直距离，所述钢索接头的一端依次与第二钢索，配重托以及配重连接，另外一端与第一钢索的一端连接，当对左驾驶杆进行测试时，第一负载机构的第一钢索的另外一端依次经第一负载机构的第二滑轮的顶部和第一负载机构的第一滑轮的底部与第一定位插销连接；当对右驾驶杆进行测试时，第二负载机构的第一钢索的另外一端依次经第二负载机构的第二滑轮的顶部和第二负载机构的第一滑轮的底部与第二定位插销连接；第一负载机构的滑轮底座和第二负载机构的滑轮底座对称的设置在水平面板的第二安装区域上。
3.根据权利要求2所述的一种用于测试飞机驾驶杆传动系统的装置，其特征在于，当对左驾驶杆或右驾驶杆进行测试时，第一钢索上的水平拉力与驾驶杆的副翼摇臂等高。
4.根据权利要求1所述的一种用于测试飞机驾驶杆传动系统的装置，其特征在于，所述连接杆定位座包括插销，长方形的第一支撑面板和正方形的第二支撑板，所述第一支撑面板的一面与垂直面板的安装面固定连接，另外一面的两端分别设有第三，四支撑板，且第三，四支撑板与第一支撑面板垂直；所述第二支撑板设置在第三，四支撑板之间与第三，四支撑板固定连接，且第二支撑板的一条边与第一支撑面板垂直连接，第二支撑板上与该条边相对的另外一条边的上对称的设有第一、二支架；所述第一、二支架上均设有插孔，该两个插孔相对，所述插销活动设置在插孔内。
5.根据权利要求1所述的一种用于测试飞机驾驶杆传动系统的装置，其特征在于，所述第一、二驾驶杆安装座压紧机构结构相同，均包括压板，螺柱和螺母；所述螺柱一端固定设置在垂直面板的安装面上，且与垂直面板垂直；所述压板上设有腰槽型的通孔，螺柱的另外一端穿过该腰槽型的通孔与螺母连接，所述螺母的直径大于腰槽型的通孔的宽度。
6.根据权利要求1所述的一种用于测试飞机驾驶杆传动系统的装置，其特征在于，角度测量机构包括刻度盘，对线板，对线支座和第三定位插销，所述刻度盘为圆盘，中心设有减轻孔，刻度盘的一面为平面，另一面为斜面，斜面上刻有角度刻线；所述刻度盘固定安装在垂直面板上的圆形孔内；所述对线支座为叉耳结构的焊接件，该对线支座固定设置在垂直面板的安装面上，位于刻度盘的正上方，所述对线支座的叉耳处设有销孔；所述对线板上设有销孔，对线板设置在对线支座的叉耳内，且对线板上的销孔与对线支座的叉耳上的销孔对应，所述第三定位插销穿过对线板上的销孔和对线支座叉耳上的销孔，使得对线板与对线支座活动连接，且对线板与刻度盘相对，所述对线板与刻度盘上的0刻度对齐。
7.根据权利要求1所述的一种用于测试飞机驾驶杆传动系统的装置，其特征在于，所述垂直面板上设有腰槽型减轻孔。
8.根据权利要求1所述的一种用于测试飞机驾驶杆传动系统的装置，其特征在于，该装置还包括直角三角形的加固板，该加固板的一个直角边与底座固定连接，另外一个直角边与垂直面板的加固面固定连接。
CN202010934444.8A 2020-09-08 2020-09-08 一种用于测试飞机驾驶杆传动系统的装置 Active CN112027110B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010934444.8A CN112027110B (zh) 2020-09-08 2020-09-08 一种用于测试飞机驾驶杆传动系统的装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010934444.8A CN112027110B (zh) 2020-09-08 2020-09-08 一种用于测试飞机驾驶杆传动系统的装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112027110A CN112027110A (zh) 2020-12-04
CN112027110B true CN112027110B (zh) 2021-09-21

Family

ID=73584496

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010934444.8A Active CN112027110B (zh) 2020-09-08 2020-09-08 一种用于测试飞机驾驶杆传动系统的装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112027110B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113071701A (zh) * 2021-03-26 2021-07-06 陕西飞机工业有限责任公司 一种用于飞机钢索接头的紧定调节装置

Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2089447C1 (ru) * 1994-09-26 1997-09-10 Экспериментальный машиностроительный завод им.В.М.Мясищева Система ручного управления самолета
CN101909992A (zh) * 2007-12-30 2010-12-08 空中客车营运有限公司 用于操纵飞机的至少一个调节襟翼系统以及用于检查该系统的方法
WO2013011470A3 (en) * 2011-07-18 2013-04-11 Agustawestland S.P.A. Real-time simulation system of the effects of rotor-wake generated aerodynamic loads of a hover-capable aircraft on the aircraft itself, and method thereof
CN203882472U (zh) * 2014-06-03 2014-10-15 南京航空航天大学 双电机主动加载舵机负载模拟器
CN206171794U (zh) * 2016-09-23 2017-05-17 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种轻型飞机升降舵混合式操纵系统
CN106995055A (zh) * 2017-05-12 2017-08-01 河北天启通宇航空器材科技发展有限公司 旋翼机上旋翼左右摇摆控制机构
CN109515690A (zh) * 2018-03-16 2019-03-26 陕西飞机工业（集团）有限公司 一种飞机转盘式驾驶杆
CN209209061U (zh) * 2018-11-15 2019-08-06 中国直升机设计研究所 一种直升机旋翼操纵测量标定试验台
CN209506129U (zh) * 2018-12-07 2019-10-18 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 一种试验用飞机操纵系统前端加载装置
CN110525685A (zh) * 2019-07-16 2019-12-03 中国特种飞行器研究所 一种飞机主操纵系统实验方法及装置
CN110751876A (zh) * 2019-09-17 2020-02-04 中船重工中南装备有限责任公司 一种模拟操舵机构
US10562626B2 (en) * 2014-03-03 2020-02-18 Robert N. Dunn Tandem wing aircraft with variable lift and enhanced safety

Patent Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2089447C1 (ru) * 1994-09-26 1997-09-10 Экспериментальный машиностроительный завод им.В.М.Мясищева Система ручного управления самолета
CN101909992A (zh) * 2007-12-30 2010-12-08 空中客车营运有限公司 用于操纵飞机的至少一个调节襟翼系统以及用于检查该系统的方法
WO2013011470A3 (en) * 2011-07-18 2013-04-11 Agustawestland S.P.A. Real-time simulation system of the effects of rotor-wake generated aerodynamic loads of a hover-capable aircraft on the aircraft itself, and method thereof
US10562626B2 (en) * 2014-03-03 2020-02-18 Robert N. Dunn Tandem wing aircraft with variable lift and enhanced safety
CN203882472U (zh) * 2014-06-03 2014-10-15 南京航空航天大学 双电机主动加载舵机负载模拟器
CN206171794U (zh) * 2016-09-23 2017-05-17 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种轻型飞机升降舵混合式操纵系统
CN106995055A (zh) * 2017-05-12 2017-08-01 河北天启通宇航空器材科技发展有限公司 旋翼机上旋翼左右摇摆控制机构
CN109515690A (zh) * 2018-03-16 2019-03-26 陕西飞机工业（集团）有限公司 一种飞机转盘式驾驶杆
CN209209061U (zh) * 2018-11-15 2019-08-06 中国直升机设计研究所 一种直升机旋翼操纵测量标定试验台
CN209506129U (zh) * 2018-12-07 2019-10-18 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 一种试验用飞机操纵系统前端加载装置
CN110525685A (zh) * 2019-07-16 2019-12-03 中国特种飞行器研究所 一种飞机主操纵系统实验方法及装置
CN110751876A (zh) * 2019-09-17 2020-02-04 中船重工中南装备有限责任公司 一种模拟操舵机构

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
飞机主动驾驶杆控制系统的研究与实现;丁佐权;《工程科技II辑》;20100201;全文 *
飞机液冷系统导管流量标定方法;赵颖杰，吴惠祥，张贺磊;《航空制造技术》;20160115;全文 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN112027110A (zh) 2020-12-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2022068703A1 (zh) 一种后裙连接形式的固体火箭发动机点火试验用推力传递装置
CN106706343B (zh) 一种弹性车轮的径向和轴向刚度测试方法及工装
CN112027110B (zh) 一种用于测试飞机驾驶杆传动系统的装置
CN111912725A (zh) 一种摆锤式冲击试验机
CN104865069A (zh) 四自由度电力回路式传动系统可靠性试验台
JP2008311313A (ja) 半導体試験装置
CN111366122A (zh) 一种车架纵梁平面度测量方法及车架定位检测工装
CN210741395U (zh) 一种轴类零件直径测量装置
KR101695670B1 (ko) 자동차 캐리어 조립체의 자동 검사장치
CN114152153B (zh) 一种火箭箭体固有频率试验支撑平台
CN207066853U (zh) 一种预制混凝土构件承载力试验装置
CN202442826U (zh) 转矩测量装置
CN111829774A (zh) 一种可调式倾斜试验平台
CN203432788U (zh) 汽车平衡块拉脱试验台
CN214584086U (zh) 曳引机静载试验台
CN204666365U (zh) 四自由度电力回路式传动系统可靠性试验台
CN211042926U (zh) 一种凸焊螺母检测装置
CN109341994B (zh) 可水平和垂直切换的振动试件悬吊安装导向支撑组件
CN214149826U (zh) 电动叉车立式减速箱试验装置
CN211740639U (zh) 一种便携式公路桥梁承载能力检测装置
CN110375969B (zh) 用于格栅格架防钩挂性能测试的装置
CN102589773B (zh) 转矩测量装置及其安装方法
CN209264287U (zh) 一种涡轮喷气发动机试车台台架
CN106596081A (zh) 一种悬索桥散索鞍摆动试验方法
JP2874894B2 (ja) タイヤ付きホイール用複合強度試験装置

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
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant