CN117602095A - 飞机襟翼滑轨滑轮架运动功能试验装置及安装试验方法 - Google Patents
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Abstract
本发明属于飞机结构功能验证技术领域，尤其涉及飞机襟翼滑轨滑轮架运动功能试验装置及安装试验方法，包括：激光跟踪仪、试验台架、行程放大机构、激光位移传感器、拉线式位移传感器；试验台架的两侧分别设置有支持横梁，第一滑轨和所述第二滑轨分别固定在两个支持横梁上，行程放大机构设置在试验台架的中空部，激光位移传感器设置在襟翼盒段的翼面上，拉线式位移传感器设置在襟翼盒段的侧面上；激光位移传感器用于获取翼面的转动角度，拉线式位移传感器用于获取翼面的偏转角度，能准确模拟真机状态、匀速推动翼面、对翼面偏转角度进行实时测量，缩短试验周期。
Description
技术领域
本发明属于飞机结构功能验证技术领域，尤其涉及飞机襟翼滑轨滑轮架运动功能试验装置及安装试验方法。
背景技术
飞机襟翼滑轨滑轮架结构的运动功能性试验是为了摸清新设计的结构形式是否可靠，能否流畅运动，在运动过程中是否会存在卡滞、停顿等情况。
目前，对于飞机襟翼滑轨滑轮架结构的运动功能性试验较少，技术手段落后。现有技术是这样进行的：
在真机或铁鸟结构进行试验；人工手动推动襟翼翼面运动；运动到固定位置停止，对滑轮架空间位置进行静态测量，推算偏转角度。
传统试验技术试验成本高、周期长，手动试验控制精度低，数据采集量少。
发明内容
本发明解决的技术问题：本发明的目的是提供飞机襟翼滑轨滑轮架运动功能试验装置及安装试验方法，能准确模拟真机状态、匀速推动翼面、对翼面偏转角度进行实时测量，并能够减轻操作者的劳动强度，缩短试验周期的运动功能性试验技术。
本发明的技术方案：
第一方面，本发明提供一种飞机襟翼滑轨滑轮架运动功能试验装置，飞机襟翼滑轨滑轮架结构对应的试验件包括：第一滑轨、第二滑轨、滑轮架以及襟翼盒段；所述滑轮架的中间位置固定在襟翼盒段上，所述滑轮架的两端分别固定在第一滑轨和第二滑轨上；
所述装置至少包括：激光跟踪仪、试验台架、行程放大机构、激光位移传感器、拉线式位移传感器；所述激光跟踪仪用于对第一滑轨和第二滑轨进行定位，从而模拟真机的滑轨状态；
所述试验台架的两侧分别设置有支持横梁，所述第一滑轨和所述第二滑轨分别固定在两个支持横梁上，所述行程放大机构设置在试验台架的中空部，所述激光位移传感器设置在襟翼盒段的翼面上，所述拉线式位移传感器设置在襟翼盒段的侧面上；所述激光位移传感器用于获取翼面的转动角度，所述拉线式位移传感器用于获取翼面的偏转角度。
进一步的，所述试验台架包括：试验台架本体3、顶丝调节垫块4、支持横梁5、滑轨前端固定单耳座6、滑轨中部固定双耳接头8；
所述第一滑轨7和第二滑轨22分别通过滑轨前端固定单耳座6、滑轨中部固定双耳接头8固定在两个支持横梁5上，且通过顶丝调节垫块4调整所述第一滑轨7和第二滑轨22的位置。
进一步的，所述行程放大机构包括：驱动作动筒13、驱动位移传感器14、翼面连接接头15、推拉旋转轴16、伸缩中轴17、中轴驱动接头18、中轴驱动三耳插头19、运动保护测力传感器23、运动机构旋转轴24；
在试验台架前端中部横梁上安装驱动作动筒13，驱动作动筒13活塞杆端依次串联运动保护测力传感器23、三耳插头19、中轴驱动接头18；
中轴驱动接头18的大孔一端穿入伸缩中轴17；
伸缩中轴17上端依次串联推拉旋转轴16、翼面连接接头15，翼面连接接头15连接襟翼盒段12，推动襟翼盒段25连并滑轮架9在两条滑轨上往复运动；
伸缩中轴17下端连接运动机构旋转轴24，使行程放大机构绕运动机构旋转轴旋转；
运动保护测力传感器23并联驱动位移传感器14，通过运动保护测力传感器23和驱动位移传感器14的反馈控制行程放大机构运动。
进一步的，所述行程放大机构的运动原理为：
利用两个球面低副，两个转动副，一个移动副，一个双向推力轴承驱动滑轮架组件连并翼面结构沿两滑轨做近似扇面扫描式运动。
进一步的，激光位移传感器支持座10固定在滑轮架9上，激光位移传感器11固定在激光位移传感器支持座10上。
进一步的，拉线式位移传感器支持座固定在襟翼盒段12拉杆与滑轮架9尾端的连接螺栓上，拉线式位移传感器20固定在拉线式位移传感器支持座21上。
进一步的，所述推拉旋转轴16由依次连接在一起的紧固螺栓3.1、轴盖3.2、推拉旋转轴转子3.3、滚珠3.4、轴体母座3.5组成。
第二方面，本发明还提供一种飞机襟翼滑轨滑轮架运动功能试验装置的安装方法，所述安装方法包括：
首先根据滑轨滑轮架组件的尺寸设计生产相应尺寸、外形的试验台架本体3及支持横梁5；
将试验台架本体3及其中一根支持横梁5固定；
将第二滑轨22通过滑轨前端固定单耳座6和滑轨中部固定双耳接头8安装在支持横梁5上，将其固定；
在第二滑轨22表面选取四个特征点，两个表面一面两个，在特征点上布置激光跟踪仪靶标2；利用激光跟踪仪1对四个特征点进行空间坐标扫描，并记录各点坐标；
在三维模型上测出第一滑轨7与第二滑轨22三个方向的距离，从而推算出第一滑轨7上四个特征点的坐标；
将第一滑轨7的位置大体定位；
在第一滑轨7底座上布置顶丝调节垫块4，根据四个特征点在激光跟踪仪中的读数，利用顶丝进行微调；
调整到四个特征点与理论位置偏差小于0.2mm时，将第一滑轨7固定；
在试验台架本体3前端中部横梁上安装驱动作动筒13，驱动作动筒13活塞杆端依次串联运动保护测力传感器23、三耳插头19、中轴驱动接头18；
中轴驱动接头18的大孔一端穿入伸缩中轴17；
伸缩中轴17上端依次串联推拉旋转轴16、翼面连接接头15，翼面连接接头15连接襟翼盒段12，推动襟翼盒段12连并滑轮架9在两条滑轨上往复运动；
伸缩中轴17下端连接运动机构旋转轴24，使整个运动系统绕旋转轴24旋转；
运动保护测力传感器23并联驱动位移传感器14，通过测力传感器和驱动位移传感器的反馈控制整个运动系统运动；
激光位移传感器支持座10固定在滑轮架9之上，激光位移传感器11固定在激光位移传感器支持座10上；
拉线式位移传感器支持座21固定在襟翼盒段12拉杆与滑轮架9尾端的连接螺栓上，拉线式位移传感器20固定在拉线式位移传感器支持座21上。
第三方面，本发明还提供一种飞机襟翼滑轨滑轮架运动功能试验装置的试验方法，所述试验方法包括：
首先，假设机襟翼滑轨滑轮架结构处于着陆状态；则激光位移传感器11、运动保护测力传感器23均处于初始状态；
驱动作动筒伸出，实时判断驱动作动筒的位移是否超出设定的位移限；
若超出，则需要对所述试验装置进行检查，排除故障；
若未超出位移限，则实时判断驱动作动筒的作动力是否超出设定的作用力限；
若超出，则需要对所述试验装置进行检查，排除故障；
若未超出作用力限，则作动筒继续作用，直至机襟翼滑轨滑轮架结构处于巡航状态，此时激光位移传感器11达到最大值，运动保护测力传感器23仍处于初始状态；
驱动作动筒收回，实时判断驱动作动筒的位移是否超出设定的位移限；
若超出，则需要对所述试验装置进行检查，排除故障；
若未超出位移限，则实时判断驱动作动筒的作动力是否超出设定的作用力限；
若超出，则需要对所述试验装置进行检查，排除故障；
若未超出作用力限，则作动筒继续收回，直至机襟翼滑轨滑轮架结构处于着陆状态；
如此往复，在每次试验过程中，测量翼面的转动角度和翼面的偏转角度，从而确定飞机襟翼滑轨滑轮架结构的运动功能是否正常。
本发明技术方案与现有技术相比具有以下优点：试验安装精度提高到了0.2mm；设计了行程放大机构放大液压作动筒行程，实现了大行程推拉运动；设计自动角度测量系统，实现了对角度的实时测量；在动力源串联了载荷传感器，并联拉线式位移传感器，实现了作动筒匀速伸缩和试验保护。该发明提高了飞机襟翼滑轨滑轮架结构运动功能试验的安装、测量精度；减少了人力劳动；放大了作动器行程；增强了试验的安全、可靠性，使试验结果更真实，数据采集更方便。
附图说明
图1为本发明实施例提供的一种飞机襟翼滑轨滑轮架运动功能试验装置的结构示意图；
图2为本发明实施例提供的行程放大机构的运动原理示意图；
图3为本发明实施例提供的推拉旋转轴结构分解示意图；
图4为本发明实施例提供的激光位移传感器和拉线式位移位移传感器偏转角度测量原理示意图；
图5为本发明实施例提供的一种飞机襟翼滑轨滑轮架运动功能试验装置的试验流程示意图；
1－激光跟踪仪，2－激光跟踪仪靶标，3－试验台架本体，4－顶丝调节垫块，5－支持横梁，6－滑轨前端固定单耳座，7－第一滑轨I，8－滑轨中部固定双耳接头，9－滑轮架，10－激光位移传感器支持座，11－激光位移传感器，12－襟翼盒段，13－驱动作动筒，14－驱动位移传感器，15－翼面连接接头，16－推拉旋转轴，17－伸缩中轴，18－中轴驱动接头，19－中轴驱动三耳插头，20－拉线式位移传感器，21－拉线式位移传感器支持座，22－第二滑轨II，23－运动保护测力传感器，24－运动机构旋转轴，3.1－紧固螺栓，3.2－轴盖，3.3－推来旋转轴转子，3.4－滚珠，3.5－轴体母座。
具体实施方式
大型飞机襟翼滑轨滑轮架结构的运动功能性试验是为了摸清新设计的结构形式是否可靠，能否流畅运动，在运动过程中是否会存在卡滞、停顿等情况。
传统试验技术试验周期长，成本高、控制精度低，数据采集量少。
本发明通过滑轨精确定位技术、设计模拟运动机构、布置翼面偏转角实时测量系统、设计运动驱动流程，提供了一种能准确模拟真机状态、匀速推动翼面运动、对翼面偏转角度进行实时测量，并能够减轻操作者的劳动强度，降低试验成本、缩短试验周期的运动功能试验方法。
本发明实施例提供一种飞机襟翼滑轨滑轮架运动功能试验装置，如图1所示，飞机襟翼滑轨滑轮架结构对应的试验件包括：第一滑轨、第二滑轨、滑轮架以及襟翼盒段；所述滑轮架的中间位置固定在襟翼盒段上，所述滑轮架的两端分别固定在第一滑轨和第二滑轨上；
所述装置至少包括：激光跟踪仪、试验台架、行程放大机构、激光位移传感器、拉线式位移传感器；所述激光跟踪仪用于对第一滑轨和第二滑轨进行定位，从而模拟真机的滑轨状态；
所述试验台架的两侧分别设置有支持横梁，所述第一滑轨和所述第二滑轨分别固定在两个支持横梁上，所述行程放大机构设置在试验台架的中空部，所述激光位移传感器设置在襟翼盒段的翼面上，所述拉线式位移传感器设置在襟翼盒段的侧面上；所述激光位移传感器用于获取翼面的转动角度，所述拉线式位移传感器用于获取翼面的偏转角度。
所述试验台架包括：试验台架本体3、顶丝调节垫块4、支持横梁5、滑轨前端固定单耳座6、滑轨中部固定双耳接头8；
所述第一滑轨7和第二滑轨22分别通过滑轨前端固定单耳座6、滑轨中部固定双耳接头8固定在两个支持横梁5上，且通过顶丝调节垫块4调整所述第一滑轨7和第二滑轨22的位置。
所述行程放大机构包括：驱动作动筒13、驱动位移传感器14、翼面连接接头15、推拉旋转轴16、伸缩中轴17、中轴驱动接头18、中轴驱动三耳插头19、运动保护测力传感器23、运动机构旋转轴24；
在试验台架前端中部横梁上安装驱动作动筒13，驱动作动筒13活塞杆端依次串联运动保护测力传感器23、三耳插头19、中轴驱动接头18；
中轴驱动接头18的大孔一端穿入伸缩中轴17；
伸缩中轴17上端依次串联推拉旋转轴16、翼面连接接头15，翼面连接接头15连接襟翼盒段12，推动襟翼盒段25连并滑轮架9在两条滑轨上往复运动；
伸缩中轴17下端连接运动机构旋转轴24，使行程放大机构绕运动机构旋转轴旋转；
运动保护测力传感器23并联驱动位移传感器14，通过运动保护测力传感器23和驱动位移传感器14的反馈控制行程放大机构运动。
如图2所示，所述行程放大机构的运动原理为：
利用两个球面低副，两个转动副，一个移动副，一个双向推力轴承驱动滑轮架组件连并翼面结构沿两滑轨做近似扇面扫描式运动。
激光位移传感器支持座10固定在滑轮架9上，激光位移传感器11固定在激光位移传感器支持座10上。
拉线式位移传感器支持座固定在襟翼盒段12拉杆与滑轮架9尾端的连接螺栓上，拉线式位移传感器20固定在拉线式位移传感器支持座21上。
如图3所示，所述推拉旋转轴16由依次连接在一起的紧固螺栓3.1、轴盖3.2、推拉旋转轴转子3.3、滚珠3.4、轴体母座3.5组成。
本发明实施例提供的一种飞机襟翼滑轨滑轮架结构运动功能试验方法通过以下步骤来实现：
首先根据滑轨滑轮架组件的尺寸设计生产相应尺寸、外形的试验台架本体3及支持横梁5；
将试验台架本体3及其中一根支持横梁5固定；
将滑轨II22通过滑轨前端固定单耳座6和滑轨中部固定双耳接头8安装在支持横梁5上，将其固定；
在滑轨II22表面选取四个特征点，两个表面一面两个，在特征点上布置激光跟踪仪靶标2。利用激光跟踪仪1对四个特征点进行空间坐标扫描，并记录各点坐标；
在三维模型上测出滑轨I7与滑轨II22三个方向的距离，从而推算出第二条滑轨上四个特征点的坐标；
将滑轨I7的位置利用传统工具(钢板尺)大体定位；
在滑轨I7底座上布置顶丝调节垫块4，根据四个特征点在激光跟踪仪中的读数，利用顶丝进行微调；
调整到四个特征点与理论位置偏差小于02mm，将滑轨I7固定；
在试验台架本体3前端中部横梁上安装运动驱动作动筒13，运动驱动作动筒13活塞杆端依次串联运动保护测力传感器23、中轴驱动三耳插头19、中轴驱动接头18；
中轴驱动接头18的大孔一端穿入伸缩中轴17；
伸缩中轴17上端依次串联推拉旋转轴16、翼面连接接头15，翼面连接接头15连接襟翼盒段12，推动襟翼盒段12连并滑轮架9在两条滑轨上往复运动；
伸缩中轴17下端连接运动机构旋转轴24，使整个运动系统绕旋转轴24旋转；
运动保护测力传感器23并联驱动位移传感器14，通过测力传感器和驱动位移传感器的反馈按照图5程序控制整个系统运动；
激光位移传感器支持座10固定在滑轮架9之上，激光位移传感器11固定在激光位移传感器支持座10上；
拉线式位移传感器支持座21固定在襟翼盒段12拉杆与滑轮架9尾端的连接螺栓上，拉线式位移传感器20固定在拉线式位移传感器支持座21上，根据图4原理进行翼面偏转角和拉杆偏转角度的测量。
本发明飞机襟翼滑轨滑轮架结构运动功能试验方法：包括激光跟踪仪、试验台架、行程放大机构、激光位移传感器、拉线式位移传感器、测力传感器等部件组成。
利用激光跟踪仪对滑轨进行精确定位，实现真机状态准确模拟；
设计运动机构，利用两个球面低副，两个转动副，一个移动副，一个双向推力轴承避免了翼面复杂运动可能带来的卡滞情况，驱动滑轮架组件连并翼面结构沿两滑轨做近似扇面扫描式运动，作动筒在传动轴1/3处施加推力驱动，将作动筒行程放大了3倍，实现了大行程的推动和回收，机构运动原理见图2；
设计角度测量系统，采用激光位移传感器组来测量翼面上多个点相对初始平面的垂直位移，根据几何三角关系推算翼面的转动角度，实现了实时测量：
用激光位移传感器测量翼面偏转角，设定两位移传感器间距L，两束激光照射在翼面上，在运动过程中测量位移Δl1和Δl2，根据几何三角关系推算翼面的转动角度拉杆轴线相对滑轨平面的偏转角度测量，在翼盒两侧开孔以便位移丝连接拉杆的上端，量出上下端距离L，在运动过程中测量位移Δl，偏转角度/>偏转角度测量原理见图4。
在提供推动力的作动筒活塞杆端头串联一个载荷传感器，载荷传感器(测力传感器)上固定拉线式位移传感器。在协调加载控制系统中设置位移超差限和载荷超差限，由位移传感器提供反馈控制作动筒进行匀速的伸缩，载荷传感器监控作动筒输出的大小，一旦超越载荷误差限，系统立即保护，检查排故后继续进行试验，试验控制原理见图5。
与现有技术相比具有的优点或积极效果：试验安装精度提高到了0.2mm；设计了行程放大机构放大液压作动筒行程，实现了大行程推拉运动；设计自动角度测量系统，实现了对角度的实时测量；在动力源串联了载荷传感器，并联拉线式位移传感器，实现了作动筒匀速伸缩和试验保护。该发明提高了飞机襟翼滑轨滑轮架结构运动功能试验的安装、测量精度；减少了人力劳动；放大了作动器行程；增强了试验的安全、可靠性，使试验结果更真实，数据采集更方便。
Claims (9)
1.一种飞机襟翼滑轨滑轮架运动功能试验装置，其特征在于，飞机襟翼滑轨滑轮架结构对应的试验件包括：第一滑轨、第二滑轨、滑轮架以及襟翼盒段；所述滑轮架的中间位置固定在襟翼盒段上，所述滑轮架的两端分别固定在第一滑轨和第二滑轨上；
所述装置至少包括：激光跟踪仪、试验台架、行程放大机构、激光位移传感器、拉线式位移传感器；所述激光跟踪仪用于对第一滑轨和第二滑轨进行定位，从而模拟真机的滑轨状态；
所述试验台架的两侧分别设置有支持横梁，所述第一滑轨和所述第二滑轨分别固定在两个支持横梁上，所述行程放大机构设置在试验台架的中空部，所述激光位移传感器设置在襟翼盒段的翼面上，所述拉线式位移传感器设置在襟翼盒段的侧面上；所述激光位移传感器用于获取翼面的转动角度，所述拉线式位移传感器用于获取翼面的偏转角度。
2.根据权利要求1所述的一种飞机襟翼滑轨滑轮架运动功能试验装置，其特征在于，所述试验台架包括：试验台架本体(3)、顶丝调节垫块(4)、支持横梁(5)、滑轨前端固定单耳座(6)、滑轨中部固定双耳接头(8)；
所述第一滑轨(7)和第二滑轨(22)分别通过滑轨前端固定单耳座(6)、滑轨中部固定双耳接头(8)固定在两个支持横梁(5)上，且通过顶丝调节垫块(4)调整所述第一滑轨(7)和第二滑轨(22)的位置。
3.根据权利要求1所述的一种飞机襟翼滑轨滑轮架运动功能试验装置，其特征在于，所述行程放大机构包括：驱动作动筒(13)、驱动位移传感器(14)、翼面连接接头(15)、推拉旋转轴(16)、伸缩中轴(17)、中轴驱动接头(18)、中轴驱动三耳插头(19)、运动保护测力传感器(23)、运动机构旋转轴(24)；
在试验台架前端中部横梁上安装驱动作动筒(13)，驱动作动筒(13)活塞杆端依次串联运动保护测力传感器(23)、三耳插头(19)、中轴驱动接头(18)；
中轴驱动接头(18)的大孔一端穿入伸缩中轴(17)；
伸缩中轴(17)上端依次串联推拉旋转轴(16)、翼面连接接头(15)，翼面连接接头(15)连接襟翼盒段(12)，推动襟翼盒段(25)连并滑轮架(9)在两条滑轨上往复运动；
伸缩中轴(17)下端连接运动机构旋转轴(24)，使行程放大机构绕运动机构旋转轴旋转；
运动保护测力传感器(23)并联驱动位移传感器(14)，通过运动保护测力传感器(23)和驱动位移传感器(14)的反馈控制行程放大机构运动。
4.根据权利要求3所述的一种飞机襟翼滑轨滑轮架运动功能试验装置，其特征在于，所述行程放大机构的运动原理为：
利用两个球面低副，两个转动副，一个移动副，一个双向推力轴承驱动滑轮架组件连并翼面结构沿两滑轨做近似扇面扫描式运动。
5.根据权利要求1所述的一种飞机襟翼滑轨滑轮架运动功能试验装置，其特征在于，激光位移传感器支持座(10)固定在滑轮架(9)上，激光位移传感器(11)固定在激光位移传感器支持座(10)上。
6.根据权利要求1所述的一种飞机襟翼滑轨滑轮架运动功能试验装置，其特征在于，拉线式位移传感器支持座固定在襟翼盒段(12)拉杆与滑轮架(9)尾端的连接螺栓上，拉线式位移传感器(20)固定在拉线式位移传感器支持座(21)上。
7.根据权利要求1所述的一种飞机襟翼滑轨滑轮架运动功能试验装置，其特征在于，所述推拉旋转轴(16)由依次连接在一起的紧固螺栓(3.1)、轴盖(3.2)、推拉旋转轴转子(3.3)、滚珠(3.4)、轴体母座(3.5)组成。
8.一种飞机襟翼滑轨滑轮架运动功能试验装置的安装方法，其特征在于，用于安装如权利要求1-7中任一项所述的试验装置，所述安装方法包括：
首先根据滑轨滑轮架组件的尺寸设计生产相应尺寸、外形的试验台架本体(3)及支持横梁(5)；
将试验台架本体(3)及其中一根支持横梁(5)固定；
将第二滑轨(22)通过滑轨前端固定单耳座(6)和滑轨中部固定双耳接头(8)安装在支持横梁(5)上，将其固定；
在第二滑轨(22)表面选取四个特征点，两个表面一面两个，在特征点上布置激光跟踪仪靶标(2)；利用激光跟踪仪(1)对四个特征点进行空间坐标扫描，并记录各点坐标；
在三维模型上测出第一滑轨(7)与第二滑轨(22)三个方向的距离，从而推算出第一滑轨(7)上四个特征点的坐标；
将第一滑轨(7)的位置大体定位；
在第一滑轨(7)底座上布置顶丝调节垫块(4)，根据四个特征点在激光跟踪仪中的读数，利用顶丝进行微调；
调整到四个特征点与理论位置偏差小于0.2mm时，将第一滑轨(7)固定；
在试验台架本体(3)前端中部横梁上安装驱动作动筒(13)，驱动作动筒(13)活塞杆端依次串联运动保护测力传感器(23)、三耳插头(19)、中轴驱动接头(18)；
中轴驱动接头(18)的大孔一端穿入伸缩中轴(17)；
伸缩中轴(17)上端依次串联推拉旋转轴(16)、翼面连接接头(15)，翼面连接接头(15)连接襟翼盒段(12)，推动襟翼盒段(12)连并滑轮架(9)在两条滑轨上往复运动；
伸缩中轴(17)下端连接运动机构旋转轴(24)，使整个运动系统绕旋转轴(24)旋转；
运动保护测力传感器(23)并联驱动位移传感器(14)，通过测力传感器和驱动位移传感器的反馈控制整个运动系统运动；
激光位移传感器支持座(10)固定在滑轮架(9)之上，激光位移传感器(11)固定在激光位移传感器支持座(10)上；
拉线式位移传感器支持座(21)固定在襟翼盒段(12)拉杆与滑轮架(9)尾端的连接螺栓上，拉线式位移传感器(20)固定在拉线式位移传感器支持座(21)上。
9.一种飞机襟翼滑轨滑轮架运动功能试验装置的试验方法，其特征在于，采用如权利要求1-7中任一项所述的试验装置实现，所述试验方法包括：
首先，假设机襟翼滑轨滑轮架结构处于着陆状态；则激光位移传感器(11)、运动保护测力传感器(23)均处于初始状态；
驱动作动筒伸出，实时判断驱动作动筒的位移是否超出设定的位移限；
若超出，则需要对所述试验装置进行检查，排除故障；
若未超出位移限，则实时判断驱动作动筒的作动力是否超出设定的作用力限；
若超出，则需要对所述试验装置进行检查，排除故障；
若未超出作用力限，则作动筒继续作用，直至机襟翼滑轨滑轮架结构处于巡航状态，此时激光位移传感器(11)达到最大值，运动保护测力传感器(23)仍处于初始状态；
驱动作动筒收回，实时判断驱动作动筒的位移是否超出设定的位移限；
若超出，则需要对所述试验装置进行检查，排除故障；
若未超出位移限，则实时判断驱动作动筒的作动力是否超出设定的作用力限；
若超出，则需要对所述试验装置进行检查，排除故障；
若未超出作用力限，则作动筒继续收回，直至机襟翼滑轨滑轮架结构处于着陆状态；
如此往复，在每次试验过程中，测量翼面的转动角度和翼面的偏转角度，从而确定飞机襟翼滑轨滑轮架结构的运动功能是否正常。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202311558414.1A CN117602095A (zh) | 2023-11-21 | 2023-11-21 | 飞机襟翼滑轨滑轮架运动功能试验装置及安装试验方法 |
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| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
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| CN202311558414.1A CN117602095A (zh) | 2023-11-21 | 2023-11-21 | 飞机襟翼滑轨滑轮架运动功能试验装置及安装试验方法 |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN117885913A (zh) * | 2024-03-18 | 2024-04-16 | 埃瑞泰克斯(上海)机械制造有限公司 | 基于精确算法的最佳拟合系统及其操作方法 |
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2023
- 2023-11-21 CN CN202311558414.1A patent/CN117602095A/zh active Pending
Cited By (2)
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|---|---|---|---|---|
| CN117885913A (zh) * | 2024-03-18 | 2024-04-16 | 埃瑞泰克斯(上海)机械制造有限公司 | 基于精确算法的最佳拟合系统及其操作方法 |
| CN117885913B (zh) * | 2024-03-18 | 2024-06-04 | 埃瑞泰克斯(上海)机械制造有限公司 | 基于精确算法的最佳拟合系统及其操作方法 |
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