[實用新型]一種作動器后飛控機(jī)械操縱系統(tǒng)疲勞試驗裝置

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201320284926.9
• 申請日: 2013-05-23
• 公開（公告）號: CN203350054U
• 公開（公告）日: 2013-12-18
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 劉庭耀;孫祥;孫仁俊;趙曉輝
• 申請（專利權(quán)）人: 中國航空工業(yè)集團(tuán)公司西安飛機(jī)設(shè)計研究所
• 主分類號: G01M99/00
• 分類號: G01M99/00
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

技術(shù)領(lǐng)域

本實用新型屬于飛控機(jī)械操縱系統(tǒng)疲勞試驗領(lǐng)域，特別是涉及到一種作動器后飛控機(jī)械操縱系統(tǒng)疲勞試驗裝置。

背景技術(shù)

傳統(tǒng)的作動器后飛控機(jī)械操縱系統(tǒng)疲勞試驗是將試驗件固定在夾具上施加載荷，這種方式的優(yōu)點是：加載頻率高，試驗周期較短。缺點是：由于試驗件是固定在夾具上的，對于軸承、關(guān)節(jié)軸承部位沒有達(dá)到考核效果，試驗結(jié)果和真實情況相差較大。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的是：提供一種能夠?qū)υ囼灱谠囼炦^程中準(zhǔn)確加載的一種作動器后飛控機(jī)械操縱系統(tǒng)疲勞試驗裝置。

本實用新型的技術(shù)方案是：一種作動器后飛控機(jī)械操縱系統(tǒng)疲勞試驗裝置，包括用于模擬飛機(jī)飛行時舵面氣動載荷的彈簧裝置1、連接飛控機(jī)械操縱系統(tǒng)拉桿2的三角搖臂3，所述三角搖臂3的另一端與彈簧裝置1連接，所述彈簧裝置1固定于地軌或承力墻上。

所述三角搖臂3通過螺栓4與彈簧裝置1連接。

所述三角搖臂3通過軸承9固定在地軌上。

所述彈簧裝置1外還設(shè)置有一個導(dǎo)向拉桿5。

所述彈簧裝置1通過關(guān)節(jié)軸承6固定于地軌或承力墻上。

所述作動器后飛控機(jī)械操縱系統(tǒng)還包括飛控機(jī)械操縱系統(tǒng)三角搖臂7通過螺栓8和拉桿2連接。

本實用新型的優(yōu)點是：本裝置通過彈簧對作動器后飛控機(jī)械操縱系統(tǒng)進(jìn)行約束，實現(xiàn)了對試驗件在運(yùn)動過程中準(zhǔn)確加載的試驗形式。模擬了飛機(jī)在飛行狀態(tài)下作動器后飛控機(jī)械操縱系統(tǒng)的運(yùn)動過程，令試驗結(jié)果更真實。

附圖說明

圖1為作動器后飛控機(jī)械操縱系統(tǒng)；

圖2是本實用新型結(jié)構(gòu)示意圖。

其中，1-彈簧裝置，2-拉桿，3-三角搖臂，4-螺栓，5-導(dǎo)向拉桿，6-關(guān)節(jié)軸承，7-飛控機(jī)械操縱系統(tǒng)三角搖臂，8-螺栓，9-軸承，10-螺栓

具體實施方式

下面結(jié)合附圖對本實用新型做進(jìn)一步詳細(xì)描述，請參閱圖1至圖2。

如圖1所示，為作動器后飛控機(jī)械操縱系統(tǒng)，主要包括飛控機(jī)械操縱系統(tǒng)三角搖臂，拉桿，連接螺栓等部件。飛機(jī)通過作動器推動三角搖臂，三角搖臂帶動拉桿運(yùn)動，操縱舵面偏轉(zhuǎn)。簡單描述一下。

如圖2所示，為本實用新型結(jié)構(gòu)示意圖，一種作動器后飛控機(jī)械操縱系統(tǒng)疲勞試驗裝置，包括用于模擬飛機(jī)飛行時舵面氣動載荷的彈簧裝置1，該彈簧裝置在設(shè)計時需要充分考慮舵面的氣動載荷，保證試驗過程中正確加載、連接飛控機(jī)械操縱系統(tǒng)拉桿2的三角搖臂3，該三角搖臂3在試驗時應(yīng)通過軸承9等部件固定于地軌上，所述三角搖臂3的另一端與彈簧裝置1連接，所述彈簧裝置1固定于地軌或承力墻上。

所述三角搖臂3通過螺栓4與彈簧裝置1連接。

所述三角搖臂3通過軸承9固定在地軌上。

所述彈簧裝置1還設(shè)置有一個導(dǎo)向拉桿5。

所述彈簧裝置1通過關(guān)節(jié)軸承6固定于地軌或承力墻上。

所述作動器后飛控機(jī)械操縱系統(tǒng)還包括飛控機(jī)械操縱系統(tǒng)三角搖臂7通過螺栓8和拉桿2連接。

所述作動器后飛控機(jī)械操縱系統(tǒng)拉桿2通過螺栓10和三角搖臂3連接。