CN217466087U - 一种航空机轮刹车力矩测量系统的校验装置 - Google Patents
一种航空机轮刹车力矩测量系统的校验装置 Download PDFInfo
- Publication number
- CN217466087U CN217466087U CN202220726688.1U CN202220726688U CN217466087U CN 217466087 U CN217466087 U CN 217466087U CN 202220726688 U CN202220726688 U CN 202220726688U CN 217466087 U CN217466087 U CN 217466087U
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- bearing
- load sensor
- wheel braking
- fixing plate
- measurement system
- 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
Links
Images
Landscapes
- Force Measurement Appropriate To Specific Purposes (AREA)
Abstract
本实用新型提供了一种航空机轮刹车力矩测量系统的校验装置，位于校验装置最底部的底座板与第一承力固定板为平行固定连接，第二承力固定板活动套设在第一固定螺柱上，第二承力固定板与承力顶板为平行固定连接；承力顶板和第一承力固定板的相应位置上均设置有中心螺纹孔，第一单头承压螺栓的螺纹端穿过承力顶板的中心螺纹孔，且通过螺母固定，第二单头承压螺栓的螺纹端穿过第一承力固定板的中心螺纹孔。本实用新型实施例的技术方案解决了机轮刹车力矩测量系统的现有校验方式，由于对拉压式载荷传感器和放大器采用分别校验的方式容易产生累积误差，从而导致对力矩测量系统的校准精度带来较大影响的问题。
Description
技术领域
本实用新型涉及但不限于传感器系统校验技术领域，尤指一种航空机轮刹车力矩测量系统的校验装置。
背景技术
目前，在测量机轮刹车力矩的拉压式载荷传感器校验方面，通过标准测力计对拉压式载荷传感器进行校验是一种应用广泛的方式。现有校验方案的校验原理是通过比较标准测力计与被测拉压式载荷传感器的数值，对被测拉压式载荷传感器进行标定，进而实现拉压式载荷传感器校验的目的。
在实际工作过程中，拉压式载荷传感器的信号需要经过放大器传递到计算机，计算机将处理载荷信号得到的力矩值通过数显仪器输出。现有的机轮刹车力矩测量系统校验方法，通常是将拉压式载荷传感器和放大器分开校验。将拉压式载荷传感器连接在标准测力计上进行校验，标准测力计的载荷从零开始，每次以被测刹车力矩系统满量程的20％变化，顺次加到满量程，分别记录传感器系统的载荷显示值，校准三次，取三次平均值进行误差计算。这种将传感器和放大器分开校验的方法容易产生累积误差，进而影响力矩测量系统的校准精度。
实用新型内容
本实用新型的目的：本实用新型实施例提供一种航空机轮刹车力矩测量系统的校验装置，以解决机轮刹车力矩测量系统的现有校验方式，由于对拉压式载荷传感器和放大器采用分别校验的方式容易产生累积误差，从而导致对力矩测量系统的校准精度带来较大影响的问题。
本实用新型的技术方案为：本实用新型实施例提供一种航空机轮刹车力矩测量系统的校验装置，所述航空机轮刹车力矩测量系统中包括用于测量机轮刹车力矩的拉压式载荷传感器，以及与所述拉压式载荷传感器相连接的放大器；所述校验装置包括：底座板1、第二承力固定板2、第一固定螺柱3、承力顶板4、第二固定螺柱5、第一单头承压螺栓6、螺母7、第二单头承压螺栓9和第一承力固定板10；
其中，位于校验装置最底部的底座板1与第一承力固定板10通过多个第一固定螺柱3和配合螺母固定连接，且底座板1与第一承力固定板10平行安装；
所述第二承力固定板2中设置有与第一固定螺柱3位置对应、且间隙设置的多个通孔，通过所述通孔将第二承力固定板2活动套设在第一固定螺柱3上，所述第二承力固定板2与承力顶板4通过第二固定螺柱5和配合螺母固定连接，且第二承力固定板2与承力顶板4平行安装；
所述承力顶板4和第一承力固定板10的相应位置上均设置有中心螺纹孔，第一单头承压螺栓6的螺纹端穿过承力顶板4的中心螺纹孔，且通过螺母7固定，第二单头承压螺栓9的螺纹端穿过第一承力固定板10的中心螺纹孔。
可选地，如上所述的航空机轮刹车力矩测量系统的校验装置中，所述底座板1和第二承力固定板2之间用于放置千斤顶12和标准载荷传感器11，且标准载荷传感器11置于千斤顶12之上。
可选地，如上所述的航空机轮刹车力矩测量系统的校验装置中，所述第一单头承压螺栓6的螺纹端与拉压式载荷传感器8的上端面螺纹连接，所述第二单头承压螺栓9的螺纹端与拉压式载荷传感器8的下端面的螺纹连接。
可选地，如上所述的航空机轮刹车力矩测量系统的校验装置中，
所述校验装置，用于通过千斤顶12向上施加载荷，载荷通过标准载荷传感器11、承力固定板2、固定螺柱5、承力顶板4、单头承压螺栓6传递到拉压式载荷传感器8上，拉压式载荷传感器8将受到的拉向载荷信号经放大器传递到计算机，通过对比机轮刹车力矩测量系统输出的力矩值和标准载荷传感器11的输出信号，对拉压式载荷传感器系统进行拉向载荷校验。
可选地，如上所述的航空机轮刹车力矩测量系统的校验装置中，
所述第一承力固定板10的底部端面设置为拱形结构，通过将第一承力固定板10的顶部和底部反转后，采用所述第一固定螺柱3和配合螺母固定连接第一承力固定板10和底座板1，形成压向载荷校验装置，且千斤顶12、标准载荷传感器11、拉压载荷传感器8由下向上依次设置于底座板1与第一承力固定板10之间。
可选地，如上所述的航空机轮刹车力矩测量系统的校验装置中，
所述压向载荷校验装置，用于通过千斤顶12向上施加载荷，标准载荷传感器11和拉压载荷传感器8受到压向载荷，将拉压载荷传感器8和，标准载荷传感器11受到的压向载荷信号分别通过相应的放大器传递到计算机，通过对比机轮刹车力矩测量系统输出的力矩值和标准载荷传感器11的输出信号，对拉压式载荷传感器进行压向载荷校验。
本实用新型的有益效果为：本实用新型实施例提供一种航空机轮刹车力矩测量系统的校验装置，通过校验装置的结构设计，实现了对机轮刹车力矩测量系统的有效校验。采用该校验装置，一方面，能够对系统中的测量机轮刹车力矩的拉压式载荷传感器和放大器进行在线整体校验，消除分别单独校验带来的累积误差，提高了力矩测量系统的校准精度；另一方面，通过对校验装置的变形，能够对系统中的拉压式载荷传感器进行压向载荷校验；再一方面，采用一套装置可以完成对航空机轮刹车力矩测量系统的拉向载荷校验和压向载荷校验，节省资源且提供校验效率。
附图说明
附图用来提供对本实用新型技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本申请的实施例一起用于解释本实用新型的技术方案，并不构成对本实用新型技术方案的限制。
图1为本实用新型实施例提供的一种航空机轮刹车力矩测量系统的校验装置的结构示意图；
图2为图1所示实施例提供的航空机轮刹车力矩测量系统的校验装置的截面图；图2也为采用图1所示实施例提供的航空机轮刹车力矩测量系统的校验装置进行拉向载荷校验的原理示意图；
图3为本实用新型实施例提供的航空机轮刹车力矩测量系统的校验装置的一种变形结构的示意图；
图4为采用图3所示实施例提供的航空机轮刹车力矩测量系统的校验装置进行压向载荷校验的原理示意图。
具体实施方式
为使本实用新型的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本实用新型的实施例进行详细说明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。
针对上述已有技术状况，本实用新型提供了一种刹车力矩测量系统的校验装置，实现了对机轮刹车力矩测量系统的有效校验。采用该校验装置，能够对系统中的测量机轮刹车力矩的拉压式载荷传感器和放大器进行在线整体校验，消除分别单独校验带来的累积误差，提高了力矩测量系统的校准精度。
本实用新型提供以下几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。
图1为本实用新型实施例提供的一种航空机轮刹车力矩测量系统的校验装置的结构示意图，图1中的a图为主视图，c图为侧视图， c图为立体结构图。图2为图1所示实施例提供的航空机轮刹车力矩测量系统的校验装置的截面图，图2中的a图为图1中的 a的截面图，b 图为图1中的 b的截面图。
结合图1到图2所示，本实用新型实施例提供的校验装置为用于航空机轮刹车力矩测量系统进行整体在线校验的工装，该航空机轮刹车力矩测量系统中包括用于测量机轮刹车力矩的拉压式载荷传感器，以及与该拉压式载荷传感器相连接的放大器。如图1所示，本实用新型实施例提供的校验装置包括：底座板1、第二承力固定板2、第一固定螺柱3、承力顶板4、第二固定螺柱5、第一单头承压螺栓6、螺母7、第二单头承压螺栓9和第一承力固定板10。
如图1和图2所示航空机轮刹车力矩测量系统的校验装置的结构中，位于校验装置最底部的底座板1与第一承力固定板10通过多个第一固定螺柱3和配合螺母固定连接，且底座板1与第一承力固定板 10平行安装。
本实用新型实施例中，第二承力固定板2中设置有与第一固定螺柱3位置对应、且间隙设置的多个通孔，通过通孔将第二承力固定板 2活动套设在第一固定螺柱3上，第二承力固定板2与承力顶板4通过第二固定螺柱5和配合螺母固定连接，且第二承力固定板2与承力顶板4平行安装。
本实用新型实施例中，承力顶板4和第一承力固定板10的相应位置上均设置有中心螺纹孔，第一单头承压螺栓6的螺纹端穿过承力顶板4的中心螺纹孔，并通过螺母7固定，第二单头承压螺栓9的螺纹端穿过第一承力固定板10的中心螺纹孔。
在本实用新型实施例的一种实现方式中，可以采用如图1所示的校验装置对航空机轮刹车力矩测量系统进行拉向载荷校验。
基于图1所示校验装置的具体结构，底座板1和第二承力固定板 2之间用于放置千斤顶12和标准载荷传感器11，且标准载荷传感器 11置于千斤顶12之上。
该实现方式中，第一单头承压螺栓6的螺纹端与拉压式载荷传感器8的上端面螺纹连接；第二单头承压螺栓9的螺纹端与拉压式载荷传感器8的下端面的螺纹连接。
图2也为采用图1所示实施例提供的航空机轮刹车力矩测量系统的校验装置进行拉向载荷校验的原理示意图。如图2所示校验装置的结构，以及该校验装置中各部件与航空机轮刹车力矩测量系统中各传感器的安装结构。本实用新型实施例提供的校验装置执行拉向载荷校验的方式为：通过千斤顶12向上施加载荷，载荷通过标准载荷传感器11、承力固定板2、固定螺柱5、承力顶板4、单头承压螺栓6传递到拉压式载荷传感器8上，拉压式载荷传感器8将受到的拉向载荷信号经放大器传递到计算机，通过对比机轮刹车力矩测量系统输出的力矩值和标准载荷传感器11的输出信号，对拉压式载荷传感器系统进行拉向载荷校验。
在本实用新型实施例的另一种实现方式中，也可以采用本实用新型实施例中的校验装置对航空机轮刹车力矩测量系统进行压向载荷校验。
图3为本实用新型实施例提供的航空机轮刹车力矩测量系统的校验装置的一种变形结构的示意图，图4为采用图3所示实施例提供的航空机轮刹车力矩测量系统的校验装置进行压向载荷校验的原理示意图；图3中的a图为主视图，c图为侧视图，c图为立体结构图，图4为图3中的 a的截面图。
该实现方式中，第一承力固定板10的底部端面可以设置为拱形结构，通过将第一承力固定板10的顶部和底部反转后，采用第一固定螺柱3和配合螺母固定连接第一承力固定板10和底座板1，形成压向载荷校验装置，且千斤顶12、标准载荷传感器11、拉压载荷传感器8由下向上依次设置于底座板1与第一承力固定板10之间。
该实现方式中压向载荷校验装置的校验方式为：通过千斤顶12 向上施加载荷，标准载荷传感器11和拉压载荷传感器8受到压向载荷，将拉压载荷传感器8和，标准载荷传感器11受到的压向载荷信号分别通过相应的放大器传递到计算机，通过对比机轮刹车力矩测量系统输出的力矩值和标准载荷传感器11的输出信号，对拉压式载荷传感器进行压向载荷校验。
本实用新型实施例提供的航空机轮刹车力矩测量系统的校验装置，通过校验装置的结构设计，实现了对机轮刹车力矩测量系统的有效校验。采用该校验装置，一方面，能够对系统中的测量机轮刹车力矩的拉压式载荷传感器和放大器进行在线整体校验，消除分别单独校验带来的累积误差，提高了力矩测量系统的校准精度；另一方面，通过对校验装置的变形，能够对系统中的拉压式载荷传感器进行压向载荷校验；再一方面，采用一套装置可以完成对航空机轮刹车力矩测量系统的拉向载荷校验和压向载荷校验，节省资源且提供校验效率。
以下通过一个具体实施例对本实用新型实施例提供的航空机轮刹车力矩测量系统的校验装置的具体实施方式进行说明。
参照图1到图4所示的航空机轮刹车力矩测量系统的校验装置，底座板1和第一承力固定板10通过第一固定螺柱3配合螺母平行固定；第二承力固定板2和承力顶板4通过第二固定螺柱5配合螺母平行固定；第二承力固定板2上除了配合的第二固定螺柱5留的四个安装孔以外，还有与第一固定螺柱3配合的四个通孔，使第二承力固定板2可沿第一固定螺柱3自由滑动；第一单头承压螺栓6的螺纹端连接在承力顶板4上，第二单头承压螺栓9螺纹端连接在承力固定板 10上。
采用上述校验装置对航空机轮刹车力矩测量系统进行校验的实施方式如下：
实施方式1
对航空机轮刹车力矩测量系统进行拉向载荷校验时，如图1和图 2所示，千斤顶12和标准载荷传感器11置于底座板1与第二承力固定板2中间，标准载荷传感器11置于千斤顶12之上，拉压载荷传感器8的上下端面分别与第一单头承压螺栓6和第二单头承压螺栓9螺纹固定。通过千斤顶12向上施加载荷，载荷通过标准载荷传感器11、承力固定板2、固定螺柱5、承力顶板4、单头承压螺栓6传递到拉压式载荷传感器8上，拉压式载荷传感器8将受到的拉向载荷信号通过与其连接的放大器传递到计算机，计算机将处理后的拉向载荷信号得到的力矩值通过数显仪器输出，通过对比拉压式载荷传感器系统输出的力矩值和标准载荷传感器11的输出信号，对拉压式载荷传感器系统进行校验。
实施方式2
对航空机轮刹车力矩测量系统进行压向载荷校验时，如图3和图 4所示，底座板1与第一承力固定板10(翻转180°)通过第一固定螺柱3固定，千斤顶12、标准载荷传感器11、拉压载荷传感器8由下向上置于底座板1与第一承力固定板10中间。通过千斤顶12向上施加载荷，标准载荷传感器11和拉压载荷传感器8受到压向载荷，将拉压载荷传感器8和，标准载荷传感器11受到的压向载荷信号分别通过相应的放大器传递到计算机，计算机将处理压向载荷信号得到的力矩值通过数显仪器输出，通过对比机轮刹车力矩测量系统输出的力矩值和标准载荷传感器11的输出信号，对拉压式载荷传感器系统进行压向载荷校验。
虽然本实用新型所揭露的实施方式如上，但所述的内容仅为便于理解本实用新型而采用的实施方式，并非用以限定本实用新型。任何本实用新型所属领域内的技术人员，在不脱离本实用新型所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式及细节上进行任何的修改与变化，但本实用新型的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。
Claims (6)
1.一种航空机轮刹车力矩测量系统的校验装置，其特征在于，所述航空机轮刹车力矩测量系统中包括用于测量机轮刹车力矩的拉压式载荷传感器，以及与所述拉压式载荷传感器相连接的放大器；所述校验装置包括：底座板(1)、第二承力固定板(2)、第一固定螺柱(3)、承力顶板(4)、第二固定螺柱(5)、第一单头承压螺栓(6)、螺母(7)、第二单头承压螺栓(9)和第一承力固定板(10)；
其中，位于校验装置最底部的底座板(1)与第一承力固定板(10)通过多个第一固定螺柱(3)和配合螺母固定连接，且底座板(1)与第一承力固定板(10)平行安装；
所述第二承力固定板(2)中设置有与第一固定螺柱(3)位置对应、且间隙设置的多个通孔，通过所述通孔将第二承力固定板(2)活动套设在第一固定螺柱(3)上，所述第二承力固定板(2)与承力顶板(4)通过第二固定螺柱(5)和配合螺母固定连接，且第二承力固定板(2)与承力顶板(4)平行安装；
所述承力顶板(4)和第一承力固定板(10)的相应位置上均设置有中心螺纹孔，第一单头承压螺栓(6)的螺纹端穿过承力顶板(4)的中心螺纹孔，且通过螺母(7)固定，第二单头承压螺栓(9)的螺纹端穿过第一承力固定板(10)的中心螺纹孔。
2.根据权利要求1所述的航空机轮刹车力矩测量系统的校验装置，其特征在于，所述底座板(1)和第二承力固定板(2)之间用于放置千斤顶(12)和标准载荷传感器(11)，且标准载荷传感器(11)置于千斤顶(12)之上。
3.根据权利要求2所述的航空机轮刹车力矩测量系统的校验装置，其特征在于，所述第一单头承压螺栓(6)的螺纹端与拉压式载荷传感器(8)的上端面螺纹连接，所述第二单头承压螺栓(9)的螺纹端与拉压式载荷传感器(8)的下端面的螺纹连接。
4.根据权利要求3所述的航空机轮刹车力矩测量系统的校验装置，其特征在于，
所述校验装置，用于通过千斤顶(12)向上施加载荷，载荷通过标准载荷传感器(11)、承力固定板(2)、固定螺柱(5)、承力顶板(4)、单头承压螺栓(6)传递到拉压式载荷传感器(8)上，拉压式载荷传感器(8)将受到的拉向载荷信号经放大器传递到计算机，通过对比机轮刹车力矩测量系统输出的力矩值和标准载荷传感器(11)的输出信号，对拉压式载荷传感器系统进行拉向载荷校验。
5.根据权利要求1所述的航空机轮刹车力矩测量系统的校验装置，其特征在于，
所述第一承力固定板(10)的底部端面设置为拱形结构，通过将第一承力固定板(10)的顶部和底部反转后，采用所述第一固定螺柱(3)和配合螺母固定连接第一承力固定板(10)和底座板(1)，形成压向载荷校验装置，且千斤顶(12)、标准载荷传感器(11)、拉压式载荷传感器(8)由下向上依次设置于底座板(1)与第一承力固定板(10)之间。
6.根据权利要求5所述的航空机轮刹车力矩测量系统的校验装置，其特征在于，
所述压向载荷校验装置，用于通过千斤顶(12)向上施加载荷，标准载荷传感器(11)和拉压式载荷传感器(8)受到压向载荷，将拉压式载荷传感器(8)和，标准载荷传感器(11)受到的压向载荷信号分别通过相应的放大器传递到计算机，通过对比机轮刹车力矩测量系统输出的力矩值和标准载荷传感器(11)的输出信号，对拉压式载荷传感器进行压向载荷校验。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202220726688.1U CN217466087U (zh) | 2022-03-31 | 2022-03-31 | 一种航空机轮刹车力矩测量系统的校验装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202220726688.1U CN217466087U (zh) | 2022-03-31 | 2022-03-31 | 一种航空机轮刹车力矩测量系统的校验装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN217466087U true CN217466087U (zh) | 2022-09-20 |
Family
ID=83267424
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202220726688.1U Active CN217466087U (zh) | 2022-03-31 | 2022-03-31 | 一种航空机轮刹车力矩测量系统的校验装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN217466087U (zh) |
-
2022
- 2022-03-31 CN CN202220726688.1U patent/CN217466087U/zh active Active
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN205561747U (zh) | 钢筋混凝土及金属构件变形测量的电阻应变式位移传感器 | |
| CN217466087U (zh) | 一种航空机轮刹车力矩测量系统的校验装置 | |
| CN105352643A (zh) | 一种传动轴转矩标定方法 | |
| CN207850594U (zh) | 钢弦式锚杆测力计检定装置 | |
| CN111141206A (zh) | 一种应变计动态特性检测装置及其测试方法 | |
| CN113155330B (zh) | 一种连续测量轮轨作用力的方法及装置 | |
| CN107589031B (zh) | 一种校验拉压反力架 | |
| CN109883629B (zh) | 一种测量不同规格地脚支承三向刚度的测量装置及方法 | |
| CN111623909B (zh) | 一种双叉臂二力杆的受力测试方法 | |
| CN206756125U (zh) | 一种工件装配尺寸在线检测装置 | |
| CN111678484B (zh) | 一种显示模组整机匹配装置与干涉检查方法 | |
| CN216309630U (zh) | 力及力矩复合传感器 | |
| CN211121043U (zh) | 一种应变计动态特性检测装置 | |
| CN112629833B (zh) | 一种载荷采集方法及装置 | |
| JPS6250632A (ja) | 車両用操作ペダルの踏力検出装置 | |
| CN1916578A (zh) | 应变式多分量力传感器 | |
| CN112595454B (zh) | 一种卧式疲劳试验机动静态力校准系统 | |
| CN220018784U (zh) | 一种应力检测装置及其系统 | |
| CN216846078U (zh) | 一种电阻式应变传感器 | |
| CN218180193U (zh) | 一种压力传感器校准装置 | |
| CN214793554U (zh) | 电阻应变式拉力传感与受拉偏心检测组合器 | |
| CN214040474U (zh) | “一机两用”的组合式扭矩测量系统 | |
| CN218495981U (zh) | 轴偏置量测量系统 | |
| CN116352410B (zh) | 一种用于拼装铝合金电池托盘框架的拼装装置和拼装方法 | |
| CN116929702B (zh) | 一种飞行器气动特性测试天平装置与测试方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |