CN220729619U - 一种飞机助力器试验装置 - Google Patents

Abstract

一种飞机助力器试验装置，属于航空助理器试验装置技术领域。本实用新型通过固定助理器的四孔及固定三角力臂支点，摇动三角力臂，用10:1力臂输出，进行助理器的副滑阀活塞杆试验。能够快速、省力、有效的对某型飞机助力器的副滑阀活塞杆进行飞机模拟试验。

Description

一种飞机助力器试验装置

技术领域

实用新型涉及一种飞机助力器试验装置，具体涉及一种飞机助理器的副滑阀活塞杆性能试验装置，属于航空助理器试验装置技术领域。

背景技术

某型飞机的液压助力器的副油阀门活塞杆，分解后，需维修时，需要反复检测助理器的副滑阀活塞杆的拉伸状态，并记录拉伸次数后的渗、漏油状态，作为基本的某型飞机助理器维修参数，并且由于助理器外形属于异形件，固定困难(只有4处螺栓孔供定位，其余摇臂干涉)，摇动费力，极易造成试验时，由于无法定位且用力猛而造成助力器活塞杆报废，该试验装置可以准确定位助力器四处螺栓孔，采用摇臂10：1省力的摇臂输出，轻松摇动助理器的副滑阀活塞杆，达到定位准确、摇动省力、渗、漏油现象明显的目地。

本实用新型的结构简单实用，相对于现有技术中仅凭人工选取相对应的通用扳手及标准工具有很高的实用性、快捷性、准确性、安全性，同时也能提高飞机助理器的副滑阀活塞杆的试验效率并降低由于工作者定位不准，用力过猛，而造成助理器的副滑阀活塞杆的报废几率。

实用新型内容

本实用新型旨在提供一种助力器试验装置，通过固定助理器的四孔及固定三角力臂支点，摇动三角力臂，用10:1力臂输出，进行助理器的副滑阀活塞杆试验。能够快速、省力、有效的对某型飞机助力器的副滑阀活塞杆进行飞机模拟试验。

本实用新型的技术方案：

一种飞机助力器试验装置，其特征在于，所述的飞机助力器试验装置包括底板1、小孔竖板2、大孔竖板3、细螺栓4、粗螺栓5、拉杆两端螺栓6、拉杆左接耳7、螺纹杆8、拉杆右接耳9、支撑座10、支撑座螺栓11、调整垫片12、三角力臂13、扳杆14、加力杆螺纹套15、加力杆16和六角螺母；

所述小孔竖板2与大孔竖板3相隔一定距离垂直固定在底板1的一侧，小孔竖板2、大孔竖板3上开设螺纹孔，分别用于与细螺栓4、粗螺栓5螺纹连接，并分别通过六角螺母紧固；

所述的拉杆左接耳7的一端是双耳，另一端为螺杆；拉杆右接耳9的一端是螺杆，另一端为单耳；螺纹杆8的杆内部为螺纹；拉杆两端螺栓6、六角螺母配合与拉杆左接耳7一端的双耳螺纹连接，拉杆左接耳7的螺杆端与螺纹杆8的一端内螺纹连接，螺纹杆8的另一端的内螺纹与拉杆右接耳9的螺杆端连接；

所述的三角力臂13与支撑座10之间通过支撑座螺栓11连接；调整垫片12作为支撑柱，置于支撑座螺栓11所穿过的部件端面之间；支撑座10侧边为凹槽，为三角力臂13的运动提供空间；

所述的拉杆右接耳9的单耳与三角力臂13的第一顶点铰接，三角力臂13的第二顶点与支撑座螺栓11螺纹连接，三角力臂13的第三顶点与扳杆14的一端固定；

所述的扳杆14的另一端与加力杆螺纹套15螺接，加力杆螺纹套15另一端与加力杆16焊接。

本实用新型的有益效果：本实用新型的结构简单实用，相对于现有技术中仅凭人工选取相对应的通用扳手及标准工具有很高的实用性、快捷性、省力性，同时也能提高飞机助理器的副滑阀活塞杆的试验效率并降低由于工作者定位不准，用力过猛，而造成助理器的副滑阀活塞杆的报废几率。

附图说明

图1为本实用新型整体结构主视图。

图2为本实用新型整体结构俯视图。

图3为底板示意图，其中(a)为主视图，(b)为侧视图，(c)为俯视图。

图4为小孔竖板示意图，其中(a)为主视图，(b)为俯视图。

图5为大孔竖板示意图，其中(a)为主视图，(b)为俯视图。

图6为细螺栓示意图，其中(a)为主视图，(b)为侧视图。

图7为粗螺栓示意图，其中(a)为主视图，(b)为侧视图。

图8为拉杆两端螺栓示意图，其中(a)为主视图，(b)为侧视图。

图9为拉杆左接耳示意图，其中(a)为主视图，(b)为俯视图。

图10为螺纹杆示意图。

图11为拉杆右接耳示意图，其中(a)为主视图，(b)为俯视图。

图12为支撑座示意图，其中(a)为主视图，(b)为俯视图。

图13为支撑座螺栓示意图，其中(a)为主视图，(b)为侧视图。

图14为调整垫片示意图。

图15为三角力臂示意图，其中(a)为主视图，(b)为侧视图。

图16为扳杆示意图。

图17为加力杆螺纹套示意图。

图18为加力杆示意图。

其中，1、底板，2、小孔竖板，3、大孔竖板，4、细螺栓，5、粗螺栓，6、拉杆两端螺栓，7、拉杆左接耳，8、螺纹杆，9、拉杆右接耳，10、支撑座，11、支撑座螺栓，12、调整垫片，13、三角力臂，14、扳杆，15、加力杆螺纹套，16、加力杆，B1、M10六角螺母，B2、M12六角螺母，B3、M8六角螺母，B4、M16六角螺母。

具体实施方式

下面结合附图并举实施例，对本实用新型进行详细描述。

如附图1所示，本实用新型提供了一种飞机助力器试验装置，该试验装置包括底板1、小孔竖板2、大孔竖板3、细螺栓4、粗螺栓5、拉杆两端螺栓6、拉杆左接耳7、螺纹杆8、拉杆右接耳9、支撑座10、支撑座螺栓11、调整垫片12、三角力臂13、扳杆14、加力杆螺纹套15、加力杆16、M10六角螺母B1、M12六角螺母B2、M8六角螺母B3、M16六角螺母B4。

所述小孔竖板2与大孔竖板3相隔一定距离垂直固定在底板1的一侧，底板1与小孔竖板2、大孔竖板3是通过焊接方式固定到一起；小孔竖板2、大孔竖板3上各开设2个螺纹孔，小孔竖板2的螺纹孔通过细螺栓4与M10六角螺母B1配合以及大孔竖板3的螺纹孔通过粗螺栓5与M12六角螺母B2配合，并配合固定助力器前、后四孔，实现对助力器的固定。

所述的拉杆左接耳7的一端是双耳，另一端为螺杆；拉杆右接耳9的一端是螺杆，另一端为单耳；螺纹杆8的杆内部为螺纹；拉杆两端螺栓6、M8六角螺母B3配合与拉杆左接耳7一端的双耳螺纹连接，拉杆左接耳7的螺杆与螺纹杆8的一端螺纹连接，螺纹杆8的另一端与拉杆右接耳9的螺杆螺纹连接。拉杆左接耳7与螺纹杆8之间、螺纹杆8与拉杆右接耳9之间可以相对转动；试验时可根据省力方式调整长度，调整后可用M16六角螺母B4锁紧固定。

三角力臂13与支撑座10之间通过支撑座螺栓11连接。调整垫片12作为支撑柱，置于支撑座螺栓11所穿过的部件端面之间(支撑座螺栓11螺栓头与支撑座10端面之间、支撑座10与扳杆14端面之间)。支撑座10侧边为凹槽，为三角力臂13的运动提供空间。

所述的拉杆右接耳9的单耳与三角力臂13的第一顶点铰接，三角力臂13的第二顶点与支撑座螺栓11螺纹连接，三角力臂13的第三顶点与扳杆14的一端焊接。

扳杆14的另一端通过加力杆螺纹套15螺接，加力杆螺纹套15另一端与加力杆16焊接。

进一步的，所述加力杆螺纹套15与加力杆16为焊接结构，通过加力杆螺纹套15M16螺纹孔与扳杆14螺纹连接。所述三角力臂13与扳杆14为焊接固定底板结构，拉杆两端螺栓6连接产品并固定，摆动三角力臂13通过10：1力臂传输摇动加力杆16进行试验。

综上所述，以上仅为本实用新型的较佳实施例而已，并非用于限定本实用新型的保护范围。凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。

Claims (1)

1.一种飞机助力器试验装置，其特征在于，所述的飞机助力器试验装置包括底板(1)、小孔竖板(2)、大孔竖板(3)、细螺栓(4)、粗螺栓(5)、拉杆两端螺栓(6)、拉杆左接耳(7)、螺纹杆(8)、拉杆右接耳(9)、支撑座(10)、支撑座螺栓(11)、调整垫片(12)、三角力臂(13)、扳杆(14)、加力杆螺纹套(15)、加力杆(16)和六角螺母；

所述小孔竖板(2)与大孔竖板(3)相隔一定距离垂直固定在底板(1)的一侧，小孔竖板(2)、大孔竖板(3)上开设螺纹孔，分别用于与细螺栓(4)、粗螺栓(5)螺纹连接，并分别通过六角螺母紧固；

所述的拉杆左接耳(7)的一端是双耳，另一端为螺杆；拉杆右接耳(9)的一端是螺杆，另一端为单耳；螺纹杆(8)的杆内部为螺纹；拉杆两端螺栓(6)、六角螺母配合与拉杆左接耳(7)一端的双耳螺纹连接，拉杆左接耳(7)的螺杆端与螺纹杆(8)的一端内螺纹连接，螺纹杆(8)的另一端的内螺纹与拉杆右接耳(9)的螺杆端连接；

所述的三角力臂(13)与支撑座(10)之间通过支撑座螺栓(11)连接；调整垫片(12)作为支撑柱，置于支撑座螺栓(11)所穿过的部件端面之间；支撑座(10)侧边为凹槽，为三角力臂(13)的运动提供空间；

所述的拉杆右接耳(9)的单耳与三角力臂(13)的第一顶点铰接，三角力臂(13)的第二顶点与支撑座螺栓(11)螺纹连接，三角力臂(13)的第三顶点与扳杆(14)的一端固定；

所述的扳杆(14)的另一端与加力杆螺纹套(15)螺接，加力杆螺纹套(15)另一端与加力杆(16)焊接。