專利名稱：一種飛機助力器假件載荷模擬器的制作方法
技術領域：
本發明屬于飛機操縱系統疲勞試驗技術，涉及一種飛機助力器假件載荷模擬器。
背景技術：
以往的飛機全機主操縱系統疲勞試驗均單獨進行試驗，并不與飛機機體疲勞同試，即在同一架飛機疲勞試驗機上不考慮飛機全機主操縱系統疲勞試驗與飛機機體疲勞試驗同時進行的問題，另外，飛機助力器前或復合舵機前操縱系統一般在固定狀態下對駕駛桿或腳蹬施加操縱載荷譜進行疲勞試驗，助力器后或復合舵機后操縱系統一般単獨在地面上進行疲勞試驗。因此，在一般的飛機主操縱系統或飛機機體疲勞試驗中，飛機助力器假件僅設計成固定飛機副翼、平尾或方向舵舵面并承受舵面疲勞載荷的簡單假件，并不涉及 飛機操縱系統本身，也不為飛機助力器前或復合舵機前操縱系統提供真實的分油活門操縱載荷和操縱行程，無法滿足實施操縱載荷及操縱位移譜的飛機全機主操縱系統疲勞試驗要求。
發明內容
本發明的目的設計ー種為飛機全機主操縱系統疲勞試驗提供實際助力器或復合舵機的分油活門操縱載荷和操縱行程(模擬助力器或復合舵機的分油活門操縱力)，又將飛機副翼、平尾或方向舵舵面固定在指定的飛機舵面位置并使得助力器后或復合舵機后操縱系統與機體疲勞同試的飛機助力器假件載荷模擬器。本發明的技術解決方案助力器假件載荷模擬器包括基座、前接頭、后接頭、中接頭和分油活丨1ホ旲擬器，分油活丨Iホ旲擬器包括外筒、活塞桿、外筒接頭、活塞桿接頭，如接頭與后接頭分別置于基座的兩端，并與基座螺紋連接，基座的側面設置中接頭，中接頭的位置與飛機助力器或復合舵機的分油活門的位置相對應，分油活門模擬器的活塞桿置于外筒內，外筒的外端連接外筒接頭，活塞桿的外端連接活塞桿接頭，分油活門模擬器的活塞桿接頭與中接頭連接，前接頭與飛機機體連接，后接頭與飛機助力器后或復合舵機后三角搖臂及拉桿或飛機副翼、平尾或方向舵舵面接頭連接；分油活門模擬器的外筒接頭與飛機助力器前或復合舵機前操縱拉桿系統連接。所述的基座側面設置耳片式接頭，以替代基座側面的中接頭，耳片式接頭的位置與飛機助力器或復合舵機的分油活門的位置相對應。所述的基座的側面設置的中接頭與基座螺紋連接，中接頭的位置與飛機助力器或復合舵機的分油活門的位置相對應。所述的中接頭的一端設置ー個套環，套環套接在前接頭上，中接頭的位置與飛機助力器或復合舵機的分油活門的位置相對應。所述的活塞桿上套接彈簧，外筒的端ロ設置有擋圈。本發明具有的優點和有益效果本發明能夠模擬并提供飛機助力器或復合舵機分油活門處的操縱載荷和操縱行程，滿足在操縱載荷及操縱位移譜下的全機主操縱系統疲勞試驗要求，同時將飛機副翼、平尾或方向舵舵面固定在指定的飛機舵面位置并使其助力器后或復合舵機后的操縱系統與飛機機體疲勞同試，從而使得全機主操縱系統疲勞試驗可以在同一架疲勞試驗機上與飛機機體疲勞試驗同時進行，達到了較為真實體現飛機主操縱系統的疲勞性能，又加快全機主操縱系統疲勞試驗進度的目的。
圖I是本發明結構示意圖；圖2、圖3、圖4是本發明中接頭安裝結構示意圖；圖5是本發明分油門模擬器一個實例的結構示意圖。
具體實施例方式下面結合附圖對本發明作詳細說明。 本發明所述的飛機助力器假件載荷模擬器，包括基座I、前接頭2、后接頭3、中接頭4和分油活門模擬器5。所述的飛機助力器是對飛機助力器或復合舵機的統稱，本發明所述的飛機助力器假件用于飛機硬式機械不可逆操縱系統的疲勞試驗。本發明要解決的問題是一.為飛機助力器前或復合舵機前全機主操縱系統(副翼、平尾或方向舵操縱系統)模擬并提供實際的助力器或復合舵機分油活門處的操縱載荷和操縱行程；ニ.調節并固定飛機助力器后或復合舵機后操縱系統、進而支撐飛機副翼、平尾或方向舵舵面處在指定舵面位置。因此，請參閱圖1，按圖I所示進行裝配并調整相關連接處——前接頭2與基座I的螺紋連接、中接頭4與基座I的螺紋連接，或中接頭4與前接頭2的套環套接，或替代接頭4的耳片式接頭12，保證中接頭4或耳片式接頭12的接頭位置與飛機助力器或復合舵機的分油活門的位置相對應；調整后接頭3與基座I的螺紋連接，即調節飛機助力器或復合舵機假件安裝長度，使得飛機助力器后或復合舵機后的操縱系統能夠固定并支持飛機副翼、平尾或方向舵舵面處在指定的舵面位置。所述的中接頭4，其結構形式既可設計成與基座I螺紋連接的接頭形式(參見圖2)，也可設計成套環套接在前接頭2的接頭形式(參見圖3)，也可由直接在基座I上加工而成的耳片式接頭12替代(參見圖4)。分油活門模擬器5包括外筒6、活塞桿7、外筒接頭8、活塞桿接頭9、彈簧10、擋圈11，活塞桿7上套接彈簧10，外筒6的端ロ設置有擋圈11。在全機主操縱系統疲勞試驗現場安裝前，應對其進行裝配、調整和必要的測試。請參見圖I和圖5，將前接頭2與飛機機體(助力器或復合舵機艙內前端點)連接，將后接頭3與飛機助力器后或復合舵機后三角搖臂及拉桿或飛機副翼、平尾或方向舵舵面接頭連接；將分油活門模擬器5的活塞桿接頭9與中接頭4或耳片式接頭12連接，同時將分油活門模擬器5的外筒接頭8與飛機助力器前或復合舵機前副翼、平尾或方向舵操縱系統的操縱拉桿接頭連接。本發明的飛機助力器假件載荷模擬器解決了在飛機操縱載荷與操縱位移譜下考核飛機主操縱系統疲勞性能及系統靜態性能指標、同時考慮與飛機機體疲勞同試的全機主操縱系統疲勞試驗問題，為同類型飛機全機主操縱系統疲勞試驗提供了一種能夠真實且實際驗證試驗的飛機助力器假件載荷模擬器。
權利要求
1.一種飛機助力器假件載荷模擬器，其特征是，載荷模擬器包括基座(I)、前接頭(2)、后接頭(3)、中接頭(4)和分油活門模擬器(5)，分油活門模擬器(5)包括外筒(6)、活塞桿(7)、外筒接頭(8)、活塞桿接頭(9)，前接頭(2)與后接頭(3)分別置于基座(I)的兩端，并與基座(I)螺紋連接，基座(I)的側面設置中接頭(4)，中接頭(4)的位置與飛機助力器或復合舵機的分油活門的位置相對應，分油活門模擬器(5)的活塞桿(7)置于外筒(6)內，外筒(6)的外端連接外筒接頭(8)，活塞桿(7)的外端連接活塞桿接頭(9)，分油活門模擬器(5)的活塞桿接頭(9)與中接頭(4)連接，如接頭(2)與飛機機體連接，后接頭(3)與飛機助力器后或復合舵機后的三角搖臂及拉桿或飛機副翼、平尾或方向舵舵面接頭連接；分油活門模擬器(5)的外筒接頭(8)與飛機助力器前或復合舵機前操縱系統拉桿連接。
2.根據權利要求I所述的ー種飛機助力器假件載荷模擬器，其特征是，所述的基座(I)側面設置耳片式接頭(12)，以替代基座(I)側面的中接頭(4)，耳片式接頭(12)的位置與飛機助力器或復合舵機的分油活門的位置相對應。
3.根據權利要求I所述的ー種飛機助力器假件載荷模擬器，其特征是，所述的基座(I)的側面設置的中接頭(4)與基座(I)螺紋連接，中接頭(4)的位置與飛機助力器或復合舵機的分油活門的位置相對應。
4.根據權利要求I所述的ー種飛機助力器假件載荷模擬器，其特征是，所述的中接頭(4)的一端設置ー個套環，套環套接在前接頭(2)上，中接頭(4)的位置與飛機助力器或復合舵機的分油活門的位置相對應。
5.根據權利要求I所述的ー種飛機助力器假件載荷模擬器，其特征是，所述的活塞桿(7)上套接彈簧(10)，外筒(6)的端ロ設置有擋圈(11)。
全文摘要
本發明屬于飛機操縱系統疲勞試驗技術，涉及一種飛機助力器假件載荷模擬器。載荷模擬器包括基座、前接頭、后接頭、中接頭和分油活門模擬器，分油活門模擬器包括外筒、活塞桿、外筒接頭、活塞桿接頭。本發明能夠模擬并提供飛機助力器或復合舵機分油活門處的操縱載荷和操縱行程，滿足在飛機操縱載荷及操縱位移譜下飛機全機主操縱系統疲勞試驗要求，同時按指定的飛機舵面位置進行固定并使其助力器后或復合舵機后的操縱系統與機體疲勞同試，從而使得飛機全機主操縱系統疲勞試驗可以在同一架疲勞試驗機上與飛機機體疲勞試驗同時進行，達到了較為真實體現飛機主操縱系統的疲勞性能，又加快飛機全機主操縱系統疲勞試驗進度的目的。
文檔編號B64F5/00GK102642624SQ201210146168
公開日2012年8月22日 申請日期2012年5月11日 優先權日2012年5月11日
發明者任孟娣, 盧京明, 喻杰, 牟瑾剛, 陳咸彤 申請人:中國航空工業集團公司西安飛機設計研究所