一种用于飞行器外侧升降舵驱动的试验装置制造方法及图纸

本实用新型专利技术涉及飞行器机体强度试验设备设计，特别涉及一种用于飞行器外侧升降舵驱动的试验装置。试验装置包括：T型支座，固定在飞行器外翼大梁的腹板上；连杆，螺纹连接在T型支座的第一通孔内；连杆紧固螺母，设置在T型支座两端；连接耳片，一端螺纹连接在连杆的第二通孔内；耳片紧固螺母，螺接在连接耳片的连接端上；关节轴承，设置在连接耳片的轴承孔中；定位螺栓，定位螺栓用于与外侧升降舵连接支臂耳片固定连接，通过第一六角槽型螺母固定在轴承孔中。本实用新型专利技术的试验装置采用多余度、机械式设计方式，可随时调整翼面偏转角度，并具有可靠的锁紧功能，无需经常进行翼面角度校核，避免因为外侧升降舵角度的偏差而影响试验质量。

【技术实现步骤摘要】
一种用于飞行器外侧升降舵驱动的试验装置
本技术涉及飞行器机体强度试验设备设计，特别涉及一种用于飞行器外侧升降舵驱动的试验装置。
技术介绍
舵面驱动机构是飞行器中常见的一类执行元件，是用来实现工作机构的往复运动，它作为控制飞行器稳定性的元件，具有至关重要的作用。飞行器的驱动机构分为液压式和电传式，通过驱动机构控制翼面偏转，实现飞行器的各种飞行动作。按照GJB67.1A的要求，在飞行器研制阶段，需要通过试验对机体结构进行强度考核。在以往的试验中，常采用液压式或电传式驱动机构作为舵面与机身的连接结构，但随着载荷增大和试验时间延长，液压式或电传式驱动机构不能将翼面固定至某一角度，经常对翼面的偏转角进行校核及调整，往往造成试验结果出现误差。特别是对于高机动大过载飞行器来说，其载荷水平远高于有人飞行器，具有飞行小时少、日历寿命长、飞行强度大等特点。由于高机动大过载飞行器的使用过载高达18g，远大于有人飞行器的使用情况，并且载荷工况较多，飞行器原有的液压式或电传式驱动机构无法满足在高载荷状态下的角度锁紧及可靠性的需求。因此，根据高机动大过载飞行器强度试验的要求，需设计一个机械式的外侧升降舵驱动试验装置，以满足在外侧升降舵不同偏转角度下施加大载荷的需要。
技术实现思路
本技术的目的是提供了一种用于飞行器外侧升降舵驱动的试验装置，以满足在外侧升降舵不同偏转角度下施加大载荷的需要。本技术的技术方案是：一种用于飞行器外侧升降舵驱动的试验装置，包括：T型支座，包括相互固定的呈板状的固定部和呈圆柱状的安装部，所述T型支座的沿所述安装部轴线方向的截面呈T字形，且所述T型支座上沿所述安装部轴线方向开设有第一通孔，所述第一通孔的轴线与所述安装部的轴线重合，所述第一通孔设置有内螺纹，所述T型支座通过固定部固定在飞行器外翼大梁的腹板上；连杆，外部开设有与所述T型支座上第一通孔的内螺纹相适配的外螺纹，所述连杆通过螺纹配合设置在所述第一通孔内，所述连杆上还开设有轴线与所述安装部的轴线相重合的第二通孔，所述第二通孔设置有内螺纹；连杆紧固螺母，具有与所述连杆的外螺纹相适配的内螺纹，在所述T型支座的轴向两端的所述连杆上分别设置至少一个所述连杆紧固螺母；连接耳片，一端为耳片端，另一端为呈圆柱状的连接端，所述连接端的外部开设有与所述连杆的第二通孔的内螺纹相适配的外螺纹，所述连接耳片通过螺纹配合设置在所述第二通孔内，所述连接耳片的耳片端开设有轴承孔；耳片紧固螺母，螺接在所述连接耳片的连接端上；关节轴承，外圈固定设置在所述连接耳片的轴承孔中；定位螺栓，贯穿设置在所述关节轴承内圈的轴承孔中，并通过第一六角槽型螺母固定，所述定位螺栓用于与外侧升降舵连接支臂耳片固定连接。优选的，在所述T型支座的轴向两端的所述连杆上分别设置一个所述连杆紧固螺母。优选的，所述T型支座的固定部通过多个第二六角槽型螺母固定在飞行器外翼大梁的腹板上。优选的，所述定位螺栓上设置有至少两个垫圈。优选的，所述定位螺栓上开设有销孔，所述销孔内设置有适配的开口销。优选的，所述T型支座、连杆以及连接耳片均采用钢材制成。本技术的优点在于：本技术的用于飞行器外侧升降舵驱动的试验装置，采用多余度、机械式设计方式，可随时调整翼面偏转角度，并具有可靠的锁紧功能，无需经常进行翼面角度校核，避免因为外侧升降舵角度的偏差而影响试验质量，对于周期紧张的强度试验，可大大节约试验时间，提高试验质量；另外，试验装置与结构真实受力一致，能够保证了结构的传力特性；主体承力构件采用钢材加工，免去地面液压和电气系统的支持，节约成本，满足结构设计中强度与刚度最优原则。附图说明图1是本技术用于飞行器外侧升降舵驱动的试验装置的结构示意图；图2是本技术用于飞行器外侧升降舵驱动的试验装置中连接耳片的结构示意图；图3是本技术用于飞行器外侧升降舵驱动的试验装置中定位螺栓的主视图；图4是本技术用于飞行器外侧升降舵驱动的试验装置中定位螺栓的侧视图；图5是本技术用于飞行器外侧升降舵驱动的试验装置中T型支座的主视图；图6是本技术用于飞行器外侧升降舵驱动的试验装置中T型支座的侧视图。具体实施方式为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本技术，而不能理解为对本技术的限制。基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。下面结合附图对本技术的实施例进行详细说明。在本技术的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本技术保护范围的限制。下面结合附图1至图6对本技术用于飞行器外侧升降舵驱动的试验装置做进一步详细说明。本技术提供了主要用于高机动大过载飞行器外侧升降舵驱动试验装置；当然，该试验装置也同样适用于其他的飞行器。用于飞行器外侧升降舵驱动的试验装置主要包括连接耳片1、定位螺栓2、关节轴承3、垫圈4、第一六角槽型螺母标5、开口销6、耳片紧固螺母7、连杆8、T型支座9、第二六角槽型螺母10、连杆紧固螺母11；其中，垫圈4、第一六角槽型螺母5、开口销6以及第二六角槽型螺母10均优选为目前已知的标准件，且第一六角槽型螺母5比第二六角槽型螺母10略大。T型支座9包括相互固定的呈板状的固定部(参见图5中的左端)和呈圆柱状的安装部(参见图5中的右端)；T型支座9的沿安装部轴线方向的截面呈T字形，且T型支座9上沿安装部轴线方向开设有第一通孔，第一通孔的轴线与安装部的轴线重合，第一通孔设置有内螺纹，T型支座9通过固定部固定在飞行器外翼大梁的腹板(图中未示出)上。具体地，优选T型支座9的固定部通过多个第二六角槽型螺母10固定在飞行器外翼大梁的腹板上。连杆8外部开设有与T型支座9上第一通孔的内螺纹相适配的外螺纹，连杆8通过螺纹配合设置在第一通孔内，连杆8上还开设有轴线与安装部的轴线相重合的第二通孔，第二通孔设置有内螺纹。连杆紧固螺母11具有与连杆8的外螺纹相适配的内螺纹，在T型支座9的轴向两端的连杆8上分别设置至少一个连杆紧固螺母11；本实施例中，优选在T型支座9的轴向两端的连杆8上分别设置一个连杆紧固螺母11。具体安装时，先将一个连杆紧固螺母11拧入连杆8外表面，再将连杆8拧入T型支座9内腔，最后再拧入另一个连杆紧固螺母11；当外侧升降舵角度调整后，再拧紧两个连杆紧固螺母11进行固定，防止随着载荷的增大导致外侧升降舵角度偏离，影响试验的精度。连接耳片1一端为耳片端(参见图2中的左端)，另一端为呈圆柱状的连接端(参见图2中的右端)；其连接端的外部开设有与连杆8的第二本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于飞行器外侧升降舵驱动的试验装置，其特征在于，包括：T型支座(9)，包括相互固定的呈板状的固定部和呈圆柱状的安装部，所述T型支座(9)的沿所述安装部轴线方向的截面呈T字形，且所述T型支座(9)上沿所述安装部轴线方向开设有第一通孔，所述第一通孔的轴线与所述安装部的轴线重合，所述第一通孔设置有内螺纹，所述T型支座(9)通过所述固定部固定在飞行器外翼大梁的腹板上；连杆(8)，外部开设有与所述T型支座(9)上第一通孔的内螺纹相适配的外螺纹，所述连杆(8)通过螺纹配合设置在所述第一通孔内，所述连杆(8)上还开设有轴线与所述安装部的轴线相重合的第二通孔，所述第二通孔设置有内螺纹；连杆紧固螺母(11)，具有与所述连杆(8)的外螺纹相适配的内螺纹，在所述T型支座(9)的轴向两端的所述连杆(8)上分别设置至少一个所述连杆紧固螺母(11)；连接耳片(1)，一端为耳片端，另一端为呈圆柱状的连接端，所述连接端的外部开设有与所述连杆(8)的第二通孔的内螺纹相适配的外螺纹，所述连接耳片(1)通过螺纹配合设置在所述第二通孔内，所述连接耳片(1)的耳片端开设有轴承孔；耳片紧固螺母(7)，螺接在所述连接耳片(1)的连接端上；关节轴承(3)，外圈固定设置在所述连接耳片(1)的轴承孔中；定位螺栓(2)，贯穿设置在所述关节轴承(3)内圈的轴承孔中，并通过第一六角槽型螺母(5)固定，所述定位螺栓(2)用于与外侧升降舵连接支臂耳片固定连接。...

【技术特征摘要】
1.一种用于飞行器外侧升降舵驱动的试验装置，其特征在于，包括：T型支座(9)，包括相互固定的呈板状的固定部和呈圆柱状的安装部，所述T型支座(9)的沿所述安装部轴线方向的截面呈T字形，且所述T型支座(9)上沿所述安装部轴线方向开设有第一通孔，所述第一通孔的轴线与所述安装部的轴线重合，所述第一通孔设置有内螺纹，所述T型支座(9)通过所述固定部固定在飞行器外翼大梁的腹板上；连杆(8)，外部开设有与所述T型支座(9)上第一通孔的内螺纹相适配的外螺纹，所述连杆(8)通过螺纹配合设置在所述第一通孔内，所述连杆(8)上还开设有轴线与所述安装部的轴线相重合的第二通孔，所述第二通孔设置有内螺纹；连杆紧固螺母(11)，具有与所述连杆(8)的外螺纹相适配的内螺纹，在所述T型支座(9)的轴向两端的所述连杆(8)上分别设置至少一个所述连杆紧固螺母(11)；连接耳片(1)，一端为耳片端，另一端为呈圆柱状的连接端，所述连接端的外部开设有与所述连杆(8)的第二通孔的内螺纹相适配的外螺纹，所述连接耳片(1)通过螺纹配合设置在所述第二通孔内，所述连接耳片(1)的耳片端开设有轴承孔；耳片紧固螺母(...

【专利技术属性】
技术研发人员：邸洪亮，陈亮，刘庆，顾宇轩，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所，
类型：新型
国别省市：辽宁,21