CN217730822U - 一种用于飞机操纵系统功能试验的舵面夹具 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及飞机装配技术领域，具体涉及一种用于飞机操纵系统功能试验的舵面夹具，包含夹片机构和夹具主体；所述夹片机构的前端设置有孔状结构，所述夹片机构的后端与所述夹具主体固定连接；所述夹具主体设有弧形凹槽；解决了飞机操纵系统功能试验中舵面偏转导致外载荷力臂以及外载荷力矩变化的问题，保证了外载荷力臂以及外载荷力矩在试验过程中保持不变，还可以有效降低外载荷加载架的设计难度，结构简单、装配关系明确，操作简单。

Description

一种用于飞机操纵系统功能试验的舵面夹具

技术领域

本发明属于飞机装配技术领域，尤其涉及一种用于飞机操纵系统功能试验的舵面夹具。

背景技术

飞机操纵系统的外载荷主要来自舵面偏转引起的铰链力矩，在操纵系统功能验证试验中，需要借助地面加载架，模拟操纵系统外载荷。飞机操纵系统功能试验的舵面夹具通常固定在舵面某一位置，然后将地面加载架设置的载荷施加在舵面夹具上。

目前常见的舵面夹具选取一个点位作为系统外载荷的加载点，由于舵面偏转会使选定的点随之产生位移导致力臂不固定，最终引起输出铰链力矩的变化，不符合适航法规对驾驶杆操纵力的要求，现需要一款能够解决舵面偏转导致力臂不固定以及外载荷力矩变化问题的舵面夹具。

发明内容

本实用新型目的在于提供一种用于飞机操纵系统功能试验的舵面夹具,以解决铰链力矩随舵面偏转产生变化的技术问题。

为解决上述技术问题，本实用的一种用于飞机操纵系统功能试验的舵面夹具的具体技术方案如下：

一种用于飞机操纵系统功能试验的舵面夹具，包含夹片机构和夹具主体；所述夹片机构的前端设置有孔状结构，所述夹片机构的后端与所述夹具主体固定连接；所述夹具主体设有弧形凹槽，解决了飞机操纵系统功能试验中舵面偏转导致外载荷力臂以及外载荷力矩变化的问题，保证了外载荷力臂以及外载荷力矩在试验过程中保持不变。

进一步，所述夹片机构包含上舵面夹片和下舵面夹片，所述上舵面夹片的后端和下舵面夹片的后端通过第一螺栓螺母组件固定连接，所述上舵面夹片的前端和下舵面夹片的前端均孔状结构，所述上舵面夹片的后端和下舵面夹片的后端均设置有凹槽。

进一步，所述上舵面夹片和下舵面夹片形状一样且纵向剖视图均为直角三角形，所述上舵面夹片和下舵面夹片之间形成有锐角夹角。

进一步，所述夹具主体包含左夹具主体和右夹具主体，所述左夹具主体和右夹具主体通过第三螺栓螺母组件固定连接。

进一步，所述弧形凹槽设置在所述左夹具主体和右夹具主体固定连接之处。

进一步，所述孔状结构为腰形孔。

进一步，所述腰形孔的数量为两个且并排设置。

本实用的一种用于飞机操纵系统功能试验的舵面夹具，解决了飞机操纵系统功能试验中舵面偏转导致外载荷力臂以及外载荷力矩变化的问题，保证了外载荷力臂以及外载荷力矩在试验过程中保持不变，还可以有效降低外载荷加载架的设计难度，结构简单、装配关系明确，操作简单。

附图说明

图1为本实用的一种用于飞机操纵系统功能试验的舵面夹具结构示意图；

图2为本实用的一种用于飞机操纵系统功能试验的舵面夹具另一结构示意图；

图3为本实用的一种用于飞机操纵系统功能试验的舵面夹具侧视图；

图4为本实用的一种用于飞机操纵系统功能试验的舵面夹具主视图；

图5为本实用的一种用于飞机操纵系统功能试验的舵面夹具俯视图；

图6为本实用的舵面结构配平状态下结构示意图；

图7为本实用的舵面结构偏转状态下结构示意图；

图中标记说明：1-1、上舵面夹片；1-2、下舵面夹片；2-1、左夹具主体；2-2、右夹具主体；3、第一螺栓螺母组件；4、第二螺栓螺母组件；5、第三螺栓螺母组件；6、腰形孔；7、弧形凹槽；A、外载荷施加点切线引线标记；B、外载荷力臂；C、舵面结构。

具体实施方式

为了更好地了解本发明的目的、结构及功能，下面结合附图，对本实用一种用于飞机操纵系统功能试验的舵面夹具做进一步详细的描述。

如图1至图5所示，一种用于飞机操纵系统功能试验的舵面夹具，包含上舵面夹片1-1和下舵面夹片1-2，所述上舵面夹片1-1和下舵面夹片1-2纵向剖视图呈直角三角形，所述上舵面夹片1-1和下舵面夹片1-2通过第一螺栓螺母组件3固定连接，所述上舵面夹片1-1和下舵面夹片1-2之间形成有一定角度的夹角，所述夹角为锐角。

所述上舵面夹片1-1和下舵面夹片1-2通过第一螺栓螺母组件3固定连接的一端均设有凹槽，所述凹槽处通过第二螺栓螺母组件4固定连接有左夹具主体2-1和右夹具主体2-2，所述左夹具主体2-1和右夹具主体2-2通过第三螺栓螺母组件5固定连接，所述左夹具主体2-1和右夹具主体2-2连接后形成有一弧形凹槽7。

所述上舵面夹片1-1和下舵面夹片1-2的另一端均设置有腰形孔6，所述腰形孔6的数量为两个，所述腰形孔6并排设置，所述舵面夹具通过紧固件穿过所述腰形孔6与舵面结构C可拆卸连接。

由于舵面夹具采用弧形设计，以圆弧圆心为舵面结构C的铰链支点，半径为产生力矩的铰链长度，飞机操纵系统功能试验中施加的外载荷固定不变，当舵面夹具随着舵面结构C偏转时，弧形凹槽7可使得外载荷力臂B保持不变，从而使得外载荷力矩保持不变，所述外载荷力矩为外载荷和外载荷力臂B的乘积，所述外载荷力臂B为圆弧圆心到所述弧形凹槽7外载荷施加点的距离，外载荷施加点切线引线标记A为外载荷施加方向。

一种用于飞机操纵系统功能试验的舵面夹具，解决了飞机操纵系统功能试验中舵面结构C偏转导致外载荷力臂B以及外载荷力矩变化的问题，保证了外载荷力臂B在试验过程中保持不变，从而使得外载荷力矩保持不变；还可以有效降低外载荷加载架的设计难度，结构简单、装配关系明确，操作简单。

可以理解，本发明是通过一些实施例进行描述的，本领域技术人员知悉的，在不脱离本发明的精神和范围的情况下，可以对这些特征和实施例进行各种改变或等效替换。另外，在本发明的教导下，可以对这些特征和实施例进行修改以适应具体的情况及材料而不会脱离本发明的精神和范围。因此，本发明不受此处所公开的具体实施例的限制，所有落入本申请的权利要求范围内的实施例都属于本发明所保护的范围内。

Claims (7)

1.一种用于飞机操纵系统功能试验的舵面夹具，其特征在于，包含夹片机构和夹具主体；所述夹片机构的前端设置有孔状结构，所述夹片机构的后端与所述夹具主体固定连接；所述夹具主体设有弧形凹槽（7）。

2.根据权利要求1所述的用于飞机操纵系统功能试验的舵面夹具，其特征在于，所述夹片机构包含上舵面夹片（1-1）和下舵面夹片（1-2），所述上舵面夹片（1-1）的后端和下舵面夹片（1-2）的后端通过第一螺栓螺母组件（3）固定连接，所述上舵面夹片（1-1）的前端和下舵面夹片（1-2）的前端均孔状结构，所述上舵面夹片（1-1）的后端和下舵面夹片（1-2）的后端均设置有凹槽。

3.根据权利要求2所述的用于飞机操纵系统功能试验的舵面夹具，其特征在于，所述上舵面夹片（1-1）和下舵面夹片（1-2）形状一样且纵向剖视图均为直角三角形，所述上舵面夹片（1-1）和下舵面夹片（1-2）之间形成有锐角夹角。

4.根据权利要求1所述的用于飞机操纵系统功能试验的舵面夹具，其特征在于，所述夹具主体包含左夹具主体（2-1）和右夹具主体（2-2），所述左夹具主体（2-1）和右夹具主体（2-2）通过第三螺栓螺母组件（5）固定连接。

5.根据权利要求4所述的用于飞机操纵系统功能试验的舵面夹具，其特征在于，所述弧形凹槽（7）设置在所述左夹具主体（2-1）和右夹具主体（2-2）固定连接之处。

6.根据权利要求2所述的用于飞机操纵系统功能试验的舵面夹具，其特征在于，所述孔状结构为腰形孔（6）。

7.根据权利要求6所述的用于飞机操纵系统功能试验的舵面夹具，其特征在于，所述腰形孔（6）的数量为两个且并排设置。

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