CN220871712U - 一种辅助测量结构 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及一种辅助测量结构，包括支架、驱动臂及两个夹紧臂；支架包括安装架及两个连接架，安装架设有安装部，安装架的两侧分别为驱动侧及工件侧，两个连接架连接于安装架，且间隔设置于工件侧；两个夹紧臂分别设于两个连接架，各夹紧臂具有靠近及远离另一夹紧臂的活动行程，且在相互靠近时，用以夹紧于架体的外侧；驱动臂设于安装部，并设置于两个夹紧臂之间，驱动臂具有靠近及远离拨片的活动行程，驱动臂用以驱使拨片转动。本方案能够通过夹紧臂将辅助测量结构固定在架体上，然后通过驱动臂驱使拨片转动，以带动终点电门的头部伸缩，不需要外设驱动电机，节省成本，且结构简单，操作便捷、节省人力，并易于控制拨片行程，提高测量精度。

Description

一种辅助测量结构

技术领域

本实用新型涉及飞机起落架终点电门行程测量技术领域，尤其涉及一种辅助测量结构。

背景技术

弹射终点电门机构应用在飞机上，在修理时需要对其进行位移、角度检测。例如，专利CN 215726739 U公开了一种飞机零部件电门机构测试系统，其通过测试台和加载台，为被测电门机构提供完整的工作电气环境及动力源，通过采集被测电门机构的行程及旋转等位置信号，按照电门机构装机前试验的指令性文件要求的测试条件、方法及步骤，自动完成对被测电门机构的功能及性能测试。该专利中通过加载台上的旋转电机来对电门机构施加力和扭矩，也即需要另外配设驱动电机来带动电门的头部伸缩，增加了成本，并且还需要将驱动电机与电门的头部对应传动连接起来，操作相对繁琐。

实用新型内容

有鉴于此，有必要提供一种辅助测量结构，用以解决现有技术中需要另外配设驱动电机来带动电门的头部伸缩，增加了成本的技术问题。

本实用新型提供一种辅助测量结构，用于辅助测量飞机起落架的终点电门行程，所述飞机起落架包括架体及拨片，所述架体具有安装间隙，所述拨片一端设于所述安装间隙，并能够相对所述架体转动，另一端用以连接于终点电门的头部，以在转动时带动终点电门的头部伸缩，所述辅助测量结构包括：

支架，包括安装架及两个连接架，所述安装架设有安装部，所述安装架的两侧分别为驱动侧及工件侧，两个所述连接架连接于所述安装架，且间隔设置于所述工件侧；

两个夹紧臂，分别设于两个所述连接架，各所述夹紧臂具有靠近及远离另一所述夹紧臂的活动行程，且在相互靠近时，用以夹紧于架体的外侧；以及，

驱动臂，设于所述安装部，并设置于两个所述夹紧臂之间，所述驱动臂具有靠近及远离所述拨片的活动行程，所述驱动臂用以驱使所述拨片转动。

可选地，所述安装部为设于所述安装架的安装螺孔，所述安装螺孔沿第一方向贯穿所述安装架，其中，所述第一方向为所述驱动侧及所述工件侧的排布方向；

所述驱动臂包括驱动段、螺纹段及压抵段，所述驱动段、所述螺纹段及所述压抵段沿所述驱动侧至所述工件侧的方向依次连接，所述螺纹段螺接于所述安装螺孔。

可选地，所述驱动段沿其径向设有插接孔，所述插接孔贯穿所述驱动段；

所述驱动臂还包括操控手柄，所述操控手柄插设于所述插接孔中。

可选地，所述操控手柄包括操控杆及两个限位凸起，所述操控杆插设于所述插接孔中，两个所述限位凸起分别连接于所述操控杆的两端，用以限制所述操控杆脱离所述插接孔。

可选地，所述驱动臂还包括压抵块，所述压抵块连接于所述压抵段远离所述螺纹段的一端，并能够绕所述压抵段的轴向转动，用以压抵于拨片。

可选地，所述压抵块远离所述压抵段的一侧设有压抵橡胶垫。

可选地，各所述连接架远离所述安装架的一端设有连接螺母，各所述连接螺母的螺孔朝向另一所述连接螺母；

所述夹紧臂为夹紧螺杆，所述夹紧螺杆螺接于对应的所述连接螺母，以能够靠近及远离另一所述夹紧螺杆。

可选地，各所述夹紧螺杆靠近另一所述夹紧螺杆的一侧设有夹紧橡胶垫。

可选地，各所述连接架可拆卸地连接于所述安装架。

可选地，所述安装架在所述安装部的两侧分别设有螺纹孔，所述螺纹孔沿所述驱动侧与所述工件侧的排布方向贯穿所述安装架；

两个所述连接架分别对应于两个所述螺纹孔，且各所述连接架设有连接段，所述连接段设有外螺纹，以能够螺接于对应的所述螺纹孔，使得所述连接架可拆卸地连接于所述安装架。

与现有技术相比，本实用新型提供的辅助测量结构中，在测量时，先将两个连接架置于架体的外侧，并将安装部对应拨片放置，再驱使两个夹紧臂相互靠近以夹紧在架体外侧，使得辅助测量结构能够固定在架体上；然后驱使驱动臂沿自驱动侧至工件侧的方向活动，使得驱动臂能够压抵拨片转动，从而带动终点电门的头部伸缩，以便于对终点电门进行行程测量。如此，能够通过夹紧臂将辅助测量结构固定在架体上，然后通过驱动臂驱使拨片转动，以带动终点电门的头部伸缩，不需要外设驱动电机，节省成本，且结构简单，操作便捷、节省人力，并易于控制拨片行程，提高测量精度。

上述说明仅是本实用新型技术方案的概述，为了能够更清楚了解本实用新型的技术手段，并可依照说明书的内容予以实施，以本实用新型的较佳实施例并配合附图详细说明如下。本实用新型的具体实施方式由以下实施例及其附图详细给出。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本实用新型的进一步理解，构成本申请的一部分，本实用新型的示意性实施例及其说明用于解释本实用新型，并不构成对本实用新型的不当限定。在附图中：

图1为本实用新型提供的辅助测量结构的一实施例的结构示意图；

图2为图1中支架的结构示意图；

图3为图1中驱动臂的部分结构示意图；

图4为图3中驱动臂的截面图；

图5为图1中夹紧臂的结构示意图；

图6为架体及拨片的一实施例的局部结构示意图。

附图标记说明：

100、辅助测量结构；1、支架；11、安装架；11a、驱动侧；11b、工件侧；11c、螺纹孔；111、安装部；111a、安装螺孔；12、连接架；13、连接螺母；2、夹紧臂；21、夹紧螺杆；3、驱动臂；31、驱动段；31a、插接孔；32、螺纹段；33、压抵段；34、操控手柄；341、操控杆；342、限位凸起；35、压抵块；36、压抵橡胶垫；200、架体；200a、安装间隙；210、拨片；220、转轴。

具体实施方式

下面结合附图来具体描述本实用新型的优选实施例，其中，附图构成本申请一部分，并与本实用新型的实施例一起用于阐释本实用新型的原理，并非用于限定本实用新型的范围。

请参见图1至图6，本辅助测量结构100用于辅助测量飞机起落架的终点电门行程，飞机起落架包括架体200及拨片210，架体200具有安装间隙200a，拨片210一端设于安装间隙200a，并能够相对架体200转动，另一端用以连接于终点电门的头部，以在转动时带动终点电门的头部伸缩，辅助测量结构100包括支架1、驱动臂3及两个夹紧臂2；支架1包括安装架11及两个连接架12，安装架11设有安装部111，安装架11的两侧分别为驱动侧11a及工件侧11b，两个连接架12连接于安装架11，且间隔设置于工件侧11b；两个夹紧臂2分别设于两个连接架12，各夹紧臂2具有靠近及远离另一夹紧臂2的活动行程，且在相互靠近时，用以夹紧于架体200的外侧；驱动臂3设于安装部111，并设置于两个夹紧臂2之间，驱动臂3具有靠近及远离拨片210的活动行程，驱动臂用以驱使拨片210转动。

本实用新型提供的辅助测量结构100中，在测量时，先将两个连接架12置于架体200的外侧，并将安装部111对应拨片210放置，再驱使两个夹紧臂2相互靠近以夹紧在架体200的外侧壁，使得辅助测量结构100能够固定在架体200上；然后驱使驱动臂3沿自驱动侧11a至工件侧11b的方向活动，使得驱动臂3能够压抵拨片210转动，从而带动终点电门的头部伸缩，以便于对终点电门进行行程测量。如此，能够通过夹紧臂2将辅助测量结构100固定在架体200上，然后通过驱动臂3驱使拨片210转动，以带动终点电门的头部伸缩，不需要外设驱动电机，节省成本，且结构简单，操作便捷、节省人力，并易于控制拨片210的行程，提高测量精度。

需要说明的是，在本实施例中，将驱动侧11a与工件侧11b的排布方向定义为第一方向，第一方向的具体方向不做限制，可以是安装架11的长度方向或宽度方向，也可以是其他方向。具体地，在本实施例中，第一方向为安装架11的厚度方向，在附图中以F示出此外，架体200与拨片210之间通过转轴220转动连接。

进一步地，安装部111为设于安装架11的安装螺孔111a，安装螺孔111a沿驱动侧11a与工件侧11b的排布方向贯穿安装架11；驱动臂3包括驱动段31、螺纹段32及压抵段33，驱动段31、螺纹段32及压抵段33沿驱动侧11a至工件侧11b的方向依次连接，螺纹段32螺接于安装螺孔111a。本方案中，通过螺纹段32与安装螺孔111a的配合，实现驱动臂3沿第一方向活动，使得驱动臂3对拨片210的驱使更加稳定，便于控制拨片210的转动角度，提高测量精度，且结构简单可靠。

更进一步的，驱动段31沿其径向设有插接孔31a，插接孔31a贯穿驱动段31；驱动臂3还包括操控手柄34，操控手柄34插设于插接孔31a中。如此，测量人员在转动驱动臂3时，能够持握操控手柄34，以旋转驱动臂3，提高便捷性。具体地，操控手柄34包括操控杆341及两个限位凸起342，操控杆341插设于插接孔31a中，两个限位凸起342分别连接于操控杆341的两端，用以限制操控杆341脱离插接孔31a。本实施例中，通过两个限位凸起342限制操控杆341脱离插接孔31a，提高操控杆341的安装稳定性。

进一步地，驱动臂3还包括压抵块35，压抵块35连接于压抵段33远离螺纹段32的一端，并能够绕压抵段33的轴向转动，用以压抵于拨片210。本实施例中，为避免压抵段33与拨片210之间直接接触，而与拨片210之间发生相对转动并产生磨损。故而，在压抵段33上还对应设置压抵块35，压抵块35与压抵段33之间相对转动设置，如此，在旋转驱动臂3、且压抵块35压抵于拨片210上时，压抵段33与压抵块35之间相对转动，而压抵块35与拨片210之间不发生相对转动，从而避免对拨片210外表面造成损伤。具体地，压抵块35远离压抵段33的一侧设有压抵橡胶垫36。

进一步地，各连接架12远离安装架11的一端设有连接螺母13，各连接螺母13的螺孔朝向另一连接螺母13；夹紧臂2为夹紧螺杆21，夹紧螺杆21螺接于对应的连接螺母13，以能够靠近及远离另一夹紧螺杆21。本方案中，通过夹紧螺杆21与连接螺母13的配合，实现对架体200的夹紧，结构简单可靠，且操作便捷。同样地，在另一实施例中，为避免夹紧螺杆21磨损架体200外侧壁，在各夹紧螺杆21靠近另一夹紧螺杆21的一侧设有夹紧橡胶垫。

进一步地，各连接架12可拆卸地连接于安装架11。本方案中，将连接架12与安装架11可拆卸连接，以在连接架12发生变形损坏时能够及时进行更换，提高便捷性。具体地，安装架11在安装部111的两侧分别设有螺纹孔11c，螺纹孔11c沿驱动侧11a与工件侧11b的排布方向贯穿安装架11；两个连接架12分别对应于两个螺纹孔11c，且各连接架12设有连接段，连接段设有外螺纹，以能够螺接于对应的螺纹孔11c，使得连接架12可拆卸地连接于安装架11。也即，本方案中，通过连接段与螺纹孔11c的配合实现连接架12与安装架11的可拆卸连接，操作便捷，同时还能够调整连接架12在工件侧11b的长度，提高灵活性。

以上所述，仅为本实用新型较佳的具体实施方式，但本实用新型的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本实用新型揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本实用新型的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种辅助测量结构，用于辅助测量飞机起落架的终点电门行程，所述飞机起落架包括架体及拨片，所述架体具有安装间隙，所述拨片一端设于所述安装间隙，并能够相对所述架体转动，另一端用以连接于终点电门的头部，以在转动时带动终点电门的头部伸缩，其特征在于，所述辅助测量结构包括：

支架，包括安装架及两个连接架，所述安装架设有安装部，所述安装架的两侧分别为驱动侧及工件侧，两个所述连接架连接于所述安装架，且间隔设置于所述工件侧；

两个夹紧臂，分别设于两个所述连接架，各所述夹紧臂具有靠近及远离另一所述夹紧臂的活动行程，且在相互靠近时，用以夹紧于架体的外侧；以及，

驱动臂，设于所述安装部，并设置于两个所述夹紧臂之间，所述驱动臂具有靠近及远离所述拨片的活动行程，所述驱动臂用以驱使所述拨片转动。

2.根据权利要求1所述的辅助测量结构，其特征在于，所述安装部为设于所述安装架的安装螺孔，所述安装螺孔沿第一方向贯穿所述安装架，其中，所述第一方向为所述驱动侧及所述工件侧的排布方向；

所述驱动臂包括驱动段、螺纹段及压抵段，所述驱动段、所述螺纹段及所述压抵段沿所述驱动侧至所述工件侧的方向依次连接，所述螺纹段螺接于所述安装螺孔。

3.根据权利要求2所述的辅助测量结构，其特征在于，所述驱动段沿其径向设有插接孔，所述插接孔贯穿所述驱动段；

所述驱动臂还包括操控手柄，所述操控手柄插设于所述插接孔中。

4.根据权利要求3所述的辅助测量结构，其特征在于，所述操控手柄包括操控杆及两个限位凸起，所述操控杆插设于所述插接孔中，两个所述限位凸起分别连接于所述操控杆的两端，用以限制所述操控杆脱离所述插接孔。

5.根据权利要求2所述的辅助测量结构，其特征在于，所述驱动臂还包括压抵块，所述压抵块连接于所述压抵段远离所述螺纹段的一端，并能够绕所述压抵段的轴向转动，用以压抵于拨片。

6.根据权利要求5所述的辅助测量结构，其特征在于，所述压抵块远离所述压抵段的一侧设有压抵橡胶垫。

7.根据权利要求1所述的辅助测量结构，其特征在于，各所述连接架远离所述安装架的一端设有连接螺母，各所述连接螺母的螺孔朝向另一所述连接螺母；

所述夹紧臂为夹紧螺杆，所述夹紧螺杆螺接于对应的所述连接螺母，以能够靠近及远离另一所述夹紧螺杆。

8.根据权利要求7所述的辅助测量结构，其特征在于，各所述夹紧螺杆靠近另一所述夹紧螺杆的一侧设有夹紧橡胶垫。

9.根据权利要求1所述的辅助测量结构，其特征在于，各所述连接架可拆卸地连接于所述安装架。

10.根据权利要求9所述的辅助测量结构，其特征在于，所述安装架在所述安装部的两侧分别设有螺纹孔，所述螺纹孔沿所述驱动侧及所述工件侧的排布方向贯穿所述安装架；

两个所述连接架分别对应于两个所述螺纹孔，且各所述连接架设有连接段，所述连接段设有外螺纹，以能够螺接于对应的所述螺纹孔，使得所述连接架可拆卸地连接于所述安装架。