CN113071706A - 一种飞机舵面间隙测量装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞机舵面间隙测量装置，包括主体支架以及设置在主体支架上的翻转部件，翻转部件的连接端与主体支架的顶部转动铰接，翻转部件与主体支架之间设置有连接杆，连接杆的驱动端与主体支架的顶部滑动连接，连接杆的支撑端与翻转部件的底部铰接；主体支架上还设置有带动连接杆的驱动端线性滑动的翻转驱动机构；翻转部件远离主体支架的一侧上沿翻转部件的长度方向滑动设置有滑移升降框架，滑移升降框架与翻转部件之间设置有带动滑移升降框架滑动的直线滑移模组，滑移升降框架上或主体支架上可拆卸设置有施力装置；本发明能够对施力装置的高度以及角度进行灵活调节，进而兼容满足对不同高度与角度的舵面进行检测。

Description

一种飞机舵面间隙测量装置

技术领域

本发明属于飞机舵面间隙测量装置的技术领域，具体涉及一种飞机舵面间隙测量装置。

背景技术

飞机舵面主要包含垂尾方向舵、鸭翼、副翼和襟翼等，主要用于控制飞机俯仰和横侧操纵；在飞机操控中，副翼和方向舵协同作用，实现飞机的转弯，副翼完成横滚，方向舵完成偏航。

飞机舵面与飞机的连接主要采用铰接，通过作动筒来控制舵面的旋转角度。在飞机的零件制造和部件装配过程中都会存在误差，积累后在舵面上会产生转动间隙，当转动间隙超差后，飞控系统无法将误差进行补偿，不仅会影响飞机的控制精度和机动性，严重时还会诱发颤振，引起灾难性后果，因此在飞机的研制过程中必须严格控制舵面的间隙。因此舵面间隙的测量也由为重要，只有测量出舵面的间隙才能够有效的调整间隙，飞机舵面间隙测量装置的研制对飞机的研制及飞机的操控性及机动性意义重大。

目前飞机需要测量的舵面间隙主要有方向舵、鸭翼、襟翼等，传统的测量方式是针对每个舵面需单独设置一套间隙测量装置，并利用砝码对方向舵进行施力。这就导致检测设备数量众多，检测成本高昂，且操作十分不便。因此，现在急需一种能够兼容不同高度位置及角度位置进行舵面间隙检测的装置。

发明内容

本发明的目的在于提供一种飞机舵面间隙测量装置，实现对飞机舵面的检测施力高度及倾斜角度进行灵活调节的功能。

本发明通过下述技术方案实现：

一种飞机舵面间隙测量装置，包括主体支架以及设置在主体支架上的翻转部件，所述翻转部件的连接端与主体支架的顶部转动铰接，所述翻转部件与主体支架之间设置有连接杆，所述连接杆（的驱动端与主体支架的顶部滑动连接，所述连接杆的支撑端与翻转部件的底部铰接；所述主体支架上还设置有带动连接杆的驱动端线性滑动的翻转驱动机构；所述翻转部件远离主体支架的一侧上沿翻转部件的长度方向滑动设置有滑移升降框架，所述滑移升降框架与翻转部件之间设置有带动滑移升降框架滑动的直线滑移模组，所述滑移升降框架上或主体支架上可拆卸设置有施力装置。

为了更好的实现本发明，进一步地，所述施力装置包括施力装置骨架、施力直线移动机构、球头接头、力传感器，所述施力装置骨架设置在滑移升降框架的一端，所述施力装置骨架远离滑移升降框架的一端上设置有施力直线移动机构，所述施力直线移动机构的运动端与力传感器的一端连接，所述力传感器的另一端设置有球头接头。

为了更好的实现本发明，进一步地，所述施力装置骨架上还设置有与力传感器连接的力传感器显示装置。

为了更好的实现本发明，进一步地，所述翻转驱动机构包括直线导轨、固定安装在直线导轨一端的翻转部件安装支座、滑动设置在直线导轨上的滑动支座、驱动滑动支座滑动的翻转直线驱动机构，所述翻转部件连接端铰接在翻转部件安装支座顶部，所述连接杆的驱动端与滑动支座的顶部铰接。

为了更好的实现本发明，进一步地，所述直线导轨的顶部与翻转部件之间还设置有用于支撑翻转部件的翻转部件停放座。

为了更好的实现本发明，进一步地，所述翻转直线驱动机构包括驱动电机、翻转直线丝杆、螺纹套装在翻转直线丝杆上的翻转直线丝杆座，所述翻转直线丝杆平行于直线导轨设置，且翻转直线丝杆的一端与驱动电机的输出轴传动连接，所述翻转直线丝杆座的顶部与滑动支座的底部连接。

为了更好的实现本发明，进一步地，所述直线滑移模组包括滑动设置在翻转部件上的滑移槽中的滑移块、平行于滑移槽转动设置的滑移直线丝杆、驱动滑移直线丝杆转动的滑移电机、螺纹套设在滑移直线丝杆上的滑移丝杆座，所述滑移块远离翻转部件的一侧与滑移升降框架连接，所述滑移丝杆座的一侧与滑移升降框架连接。

为了更好的实现本发明，进一步地，所述滑移升降框架远离翻转部件一侧的中部和端部均设置有施力装置安装板。

为了更好的实现本发明，进一步地，所述主体支架的边缘处设置有若干升降支脚。

为了更好的实现本发明，进一步地，所述主体支架的底部四角处设置有万向轮，所述主体支架的一端设置有牵引杆。

本发明与现有技术相比，具有以下优点及有益效果：

（1）本发明通过在主体支架上铰接翻转部件，并通过翻转驱动机构带动连接杆的驱动端进行线性滑动，进而通过连接杆的支撑端带动翻转部件绕着与主体支架的铰接处进行一定角度的转动，实现对翻转部件的支撑高度及支撑角度进行调节，进而实现对施力装置的安装高度及安装角度进行调节；

（2）本发明通过在翻转部件的一侧上线性滑动设置滑移升降框架，并通过直线滑移模组带动滑移升降框架进行线性滑动，进而实现对滑移升降框架的支撑高度进行调节，进而实现对施力装置的高度进行调节；

（3）本发明通过翻转部件的翻转以及滑移升降框架的升降进行配合，进而使得施力装置能够对不同高度以及不同角度的飞机舵面进行兼容施力检测。

附图说明

图1为本发明的整体结构示意图；

图2为翻转驱动机构的结构示意图；

图3为翻转直线驱动机构的结构示意图；

图4为滑移升降框架的安装示意图；

图5为连接杆的结构示意图；

图6为滑动支座的结构示意图；

图7为施力装置的结构示意图；

图8为图7的剖视图；

图9为翻转部件呈90°的状态示意图。

其中：001-翻转驱动机构；002-翻转部件；003-连接杆；004-滑动支座；005-施力装置；006-万向轮；007-升降支脚；008-牵引杆；011-主体框架；012-翻转直线驱动机构；013-翻转部件安装支座；014-轴线导轨；015-施力装置安装座；016-牵引杆连接座；017-万向旋转吊环；018-翻转部件停放座；021-翻转铰接支座；022-翻转固定框架；023-连接杆连接支座；024-直线滑移模组；025-滑移块；026-滑移升降框架；027-第一施力装置安装板；028-第二施力装置安装板；031-连杆；032-限位销；033-轴承座；034-轴承；041-铰接支座；042-滑块；043-翻转直线丝杆座；051-施力装置骨架；052-力传感器显示装置；053-施力丝杆；054-操作手柄；055-球头接头；056-力传感器；057-导向装置；058-连接座；059-丝杆接头；121-驱动电机；122-减速机；123-联轴器；124-第一轴承座；125-翻转直线丝杆；126-第二轴承座；127-安装板。

具体实施方式

实施例1：

本实施例的一种飞机舵面间隙测量装置，如图1、图4、图9所示，包括主体支架以及设置在主体支架上的翻转部件002，所述翻转部件002的连接端与主体支架的顶部转动铰接，所述翻转部件002与主体支架之间设置有连接杆003，所述连接杆003的驱动端与主体支架的顶部滑动连接，所述连接杆003的支撑端与翻转部件002的底部铰接；所述主体支架上还设置有带动连接杆003的驱动端线性滑动的翻转驱动机构001；所述翻转部件002远离主体支架的一侧上沿翻转部件002的长度方向滑动设置有滑移升降框架026，所述滑移升降框架026与翻转部件002之间设置有带动滑移升降框架026滑动的直线滑移模组024，所述滑移升降框架上或主体支架上可拆卸设置有施力装置005。

主体支架为方框状的钢结构件，主体支架的顶部沿长度方向的中线处设置有翻转部件002，翻转部件002为方框状的钢结构支座。翻转部件002的一端为连接端，另一端为自由端，翻转部件002的连接端与主体支架顶部转动铰接，使得翻转部件002能够绕着铰接处转动。翻转部件002靠近主体支架的一侧的中部设置有铰接支耳，铰接支耳与连接杆003的支撑端铰接，连接杆003的驱动端与主体支架的顶部滑动铰接。需要对翻转部件002进行角度翻转时，即可通过翻转驱动机构001带动连接杆003的驱动端沿着主体支架的长度方向滑动，进而使得连接杆003的倾角发生改变，进而通过连接杆003的支撑端带动翻转部件002绕着与主体支架之间的铰接处进行一定角度的转动，进而实现翻转角度在20°-90°的调节与翻转高度的调节。

同时，在翻转部件002远离主体支架的一侧上沿翻转部件002的长度方向的中线处滑动设置有滑移升降框架026，在翻转部件002翻转完成并固定后，即可通过直线滑移模组024带动滑移升降框架026进行线性滑动，进一步调节施力装置005的高度。

针对飞机舵面上的方向舵、鸭翼、襟翼等处于不同高度与不同翻转角度的部件，通过翻转部件002的翻转以及滑移升降框架026的滑动配合，进而实现对施力装置005进行安装高度和安装角度的调节，使得施力装置005能够在不同高度与角度实现与飞机舵面部件进行连接，进而通过施力装置对飞机舵面进行测量。

进一步的，根据实际使用高度需求，将施力装置005安装在滑移升降框架026上或直接安装在主体支架上。

实施例2：

本实施例在实施例1的基础上做进一步优化，如图7和图8所示，所述施力装置005包括施力装置骨架051、施力直线移动机构、球头接头055、力传感器056，所述施力装置骨架051设置在滑移升降框架026上或主体支架上，所述施力装置骨架051远离滑移升降框架的一端上设置有施力直线移动机构，所述施力直线移动机构的运动端与力传感器056的一端连接，所述力传感器056的另一端设置有球头接头055。

施力装置骨架051的连接端通过连接螺栓直接安装在滑移升降框架026的一端或安装在主体支架的顶部，施力装置骨架051的安装端上设置有施力直线移动机构，球头接头055直接与飞机舵面上的方向舵、鸭翼、襟翼等部件的球窝万向转动卡接，然后即可通过施力直线移动机构朝向靠近飞机舵面的方向进行直线运动，进而带动球头接头055向飞机舵面进行施力，同时通过设置在施力直线移动机构的运动端与球头接头055之间的力传感器056实时检测施加的力。

进一步的，如图7和图8所示，所述施力直线移动机构包括施力丝杆053、连接座058、丝杆接头059，施力装置骨架051的安装端上设置有供施力丝杆053转动螺纹安装的螺纹安装套筒，施力丝杆053的一端延伸至螺纹安装套筒外侧，施力丝杆053的另一端也延伸至螺纹安装套筒的外侧并设置有操作手柄054。连接座058的一侧与力传感器056的一端通过螺栓连接或焊接，连接座058的另一侧上螺纹安装有丝杆接头059，丝杆接头059内部设置有与施力丝杆053端部的T型接块转动卡接的T型槽。通过操作手柄054带动施力丝杆053转动，通过施力丝杆053与螺纹安装套筒的螺纹配合，进而使得施力丝杆053轴向移动，进而带动球头接头055向飞机舵面施力。

进一步的，如图7所示，所述施力装置骨架051上还设置有与力传感器056连接的力传感器显示装置052，通过力传感器显示装置052实时显示力传感器056检测到的压力，同时将压力通过优先传输或无线传输的方式传输至外部监控设备，以便工作人员实时监测球头接头055对飞机舵面的施力情况。

进一步的，如图7所示，连接座058的一侧设置有导向装置057，所述导向装置057包括安装在连接座058一侧的导向板以及设置在导向板靠近施力丝杆053一侧两端的导向杆，施力装置骨架051上则设置有与导向杆滑动配合的导向孔，通过导向杆与导向孔的滑动配合，实现对施力丝杆053线性移动的导向。

本实施例的其他部分与实施例1相同，故不再赘述。

实施例3：

本实施例在上述实施例1或2的基础上做进一步优化，如图2所示，所述翻转驱动机构001包括直线导轨014、固定安装在直线导轨014一端的翻转部件安装支座013、滑动设置在直线导轨014上的滑动支座004、驱动滑动支座004滑动的翻转直线驱动机构012，所述翻转部件002连接端铰接在翻转部件安装支座013顶部，所述连接杆003的驱动端与滑动支座004的顶部铰接。

如图2和图6所示，主体支架包括主体框架011，主体框架011的顶部沿长度方向的中线处设置有安装槽，安装槽中平行对齐设置有两根直线导轨014，滑动支座004的底部两侧分别设置有与两根直线导轨014滑动连接的滑块042，滑动支座004的顶部设置有与连接杆003的驱动端铰接的铰接支座041，连接杆003的支撑端与翻转部件002底部的铰接支耳铰接。

安装槽的一端通过螺栓固定安装有翻转部件安装支座013，翻转部件安装支座013的顶部通过铰接支耳与翻转部件002连接端铰接。

通过翻转直线驱动机构012带动滑动支座004沿着直线导轨014线性滑动，进而带动连接杆003绕着铰接处转动，进而调节连接杆003的倾斜角度与支撑端的高度，进而带动翻转部件002绕着与翻转部件安装支座013之间的铰接处转动，进而调节翻转部件002的高度与倾斜角度。

进一步的，所述直线导轨014的顶部与翻转部件002之间还设置有用于支撑翻转部件002的翻转部件停放座018，在翻转部件002翻转下降至极限位置时，此时翻转部件002的底部与翻转部件停放座018的顶部横梁接触，通过翻转部件停放座018对翻转部件002进行支撑，避免支撑杆003一直受力。

进一步的，翻转部件停放座018顶部的横梁外部设置有橡胶垫，由于对翻转部件002进行缓冲。

进一步的，所述主体支架的顶部设置有施力装置安装座015，施力装置安装座015用于直接安装施力装置005。

本实施例的其他部分与上述实施例1或2相同，故不再赘述。

实施例4：

本实施例在上述实施例1-3任一项的基础上做进一步优化，如图3和图6所示，所述翻转直线驱动机构012包括驱动电机121、翻转直线丝杆125、螺纹套装在翻转直线丝杆125上的翻转直线丝杆座043，所述翻转直线丝杆125平行于直线导轨014设置，且翻转直线丝杆125的一端与驱动电机121的输出轴传动连接，所述翻转直线丝杆座043的顶部与滑动支座004的底部连接。

驱动电机121的输出端与减速机122的输入端传动连接，减速机122的输出端通过联轴器123与翻转直线丝杆125的一端连接，减速机122的底部通过安装板127与主体支架的顶部固定连接。翻转直线丝杆125的两端分别通过第一轴承座124以及第二轴承座126转动安装在主体支架的顶部，且翻转直线丝杆125与直线导轨014平行设置。

通过驱动电机121以及减速机122带动翻转直线丝杆125转动，进而带动翻转直线丝杆座043线性移动，进而带动滑动支座004沿着直线导轨014滑动。

本实施例的其他部分与上述实施例1-3任一项相同，故不再赘述。

实施例5：

本实施例在上述实施例1-4任一项的基础上做进一步优化，如图4所示，所述直线滑移模组024包括滑动设置在翻转部件002上的滑移槽中的滑移块025、平行于滑移槽转动设置的滑移直线丝杆、驱动滑移直线丝杆转动的滑移电机、螺纹套设在滑移直线丝杆上的滑移丝杆座，所述滑移块025远离翻转部件002的一侧与滑移升降框架026连接，所述滑移丝杆座的一侧与滑移升降框架026连接。通过滑移电机驱动滑移直线丝杆转动，进而带动滑移丝杆座线性移动，进而带动滑移升降框架026沿着滑移槽滑动。

进一步的，如图4所示，所述滑移升降框架026远离翻转部件002一侧的中部设置有第一施力装置安装板027，所述滑移升降框架026远离翻转部件002一侧的端部设置有第二施力装置安装板028，第一施力装置安装板027与第二施力装置安装板028均设置螺纹连接孔与施力装置5连接。

进一步的，如图4所示，所述翻转部件002包括翻转固定框架022，翻转固定框架022的一端通过翻转铰接支座021与主体支座的顶部铰接，翻转固定框架022靠近主体支架一侧的中部位置通过连接杆连接支座023与连接杆003的支撑端铰接。

进一步的，如图5所示，所述连接杆003包括连杆031以及分别设置在连杆031两端的轴承座033，轴承座033的内孔中设置有轴承034，同时在连杆031的端部设置有贯穿轴承座033的限位销032。

本实施例的其他部分与上述实施例1-4任一项相同，故不再赘述。

实施例6：

本实施例在上述实施例1-5任一项的基础上做进一步优化，如图1所示，所述主体支架的边缘处设置有若干升降支脚007，通过升降支脚007实现对主体支架的便捷支撑。

进一步的，如图1和图2所示，所述主体支架的底部四角处设置有万向轮006，所述主体支架的一端设置有牵引杆连接座016，牵引杆连接座016与牵引杆008的一端铰接。

进一步的，所述主体支架的顶部设置有若干个万向旋转吊环。

本实施例的其他部分与上述实施例1-5任一项相同，故不再赘述。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明做任何形式上的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化，均落入本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种飞机舵面间隙测量装置，包括主体支架以及设置在主体支架上的翻转部件（002），其特征在于，所述翻转部件（002）的连接端与主体支架的顶部转动铰接，所述翻转部件（002）与主体支架之间设置有连接杆（003），所述连接杆（003）的驱动端与主体支架的顶部滑动连接，所述连接杆（003）的支撑端与翻转部件（002）的底部铰接；所述主体支架上还设置有带动连接杆（003）的驱动端线性滑动的翻转驱动机构（001）；所述翻转部件（002）远离主体支架的一侧上沿翻转部件（002）的长度方向滑动设置有滑移升降框架（026），所述滑移升降框架（026）与翻转部件（002）之间设置有带动滑移升降框架（026）滑动的直线滑移模组（024），所述滑移升降框架上或主体支架上可拆卸设置有施力装置（005）。

2.根据权利要求1所述的一种飞机舵面间隙测量装置，其特征在于，所述施力装置（005）包括施力装置骨架（051）、施力直线移动机构、球头接头（055）、力传感器（056），所述施力装置骨架（051）设置在滑移升降框架（026）的一端，所述施力装置骨架（051）远离滑移升降框架（026）的一端上设置有施力直线移动机构，所述施力直线移动机构的运动端与力传感器（056）的一端连接，所述力传感器（056）的另一端设置有球头接头（055）。

3.根据权利要求2所述的一种飞机舵面间隙测量装置，其特征在于，所述施力装置骨架（051）上还设置有与力传感器（056）连接的力传感器显示装置（052）。

4.根据权利要求3所述的一种飞机舵面间隙测量装置，其特征在于，所述翻转驱动机构（001）包括直线导轨（014）、固定安装在直线导轨（014）一端的翻转部件安装支座（013）、滑动设置在直线导轨（014）上的滑动支座（004）、驱动滑动支座（004）滑动的翻转直线驱动机构（012），所述翻转部件（002）连接端铰接在翻转部件安装支座（013）顶部，所述连接杆（003）的驱动端与滑动支座（004）的顶部铰接。

5.根据权利要求4所述的一种飞机舵面间隙测量装置，其特征在于，所述直线导轨（014）的顶部与翻转部件（002）之间还设置有用于支撑翻转部件（002）的翻转部件停放座（018）。

6.根据权利要求1-5任一项所述的一种飞机舵面间隙测量装置，其特征在于，所述翻转直线驱动机构（012）包括驱动电机（121）、翻转直线丝杆（125）、螺纹套装在翻转直线丝杆（125）上的翻转直线丝杆座（043），所述翻转直线丝杆（125）平行于直线导轨（014）设置，且翻转直线丝杆（125）的一端与驱动电机（121）的输出轴传动连接，所述翻转直线丝杆座（043）的顶部与滑动支座（004）的底部连接。

7.根据权利要求1-5任一项所述的一种飞机舵面间隙测量装置，其特征在于，所述直线滑移模组（024）包括滑动设置在翻转部件（002）上的滑移槽中的滑移块（025）、平行于滑移槽转动设置的滑移直线丝杆、驱动滑移直线丝杆转动的滑移电机、螺纹套设在滑移直线丝杆上的滑移丝杆座，所述滑移块（025）远离翻转部件（002）的一侧与滑移升降框架（026）连接，所述滑移丝杆座的一侧与滑移升降框架（026）连接。

8.根据权利要求7所述的一种飞机舵面间隙测量装置，其特征在于，所述滑移升降框架（026）远离翻转部件（002）一侧的中部和端部均设置有施力装置安装板。

9.根据权利要求1所述的一种飞机舵面间隙测量装置，其特征在于，所述主体支架的边缘处设置有若干升降支脚（007）。

10.根据权利要求1所述的一种飞机舵面间隙测量装置，其特征在于，所述主体支架的底部四角处设置有万向轮（006），所述主体支架的一端设置有牵引杆（008）。

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