本发明专利技术提出了一种用于飞机方向舵试验的支撑装置，其具有第一连杆组件、驱动组件和第二连杆组件，第一连杆组件具有第一端和相对的第二端，并包括在第二端处的返力连杆接头，在该处第一连杆组件能转动地连接于方向舵；驱动组件具有第三端和相对的第四端，并在第三端处连接于上述第一端，且包括在第四端处的驱动接头，在该处驱动组件能转动地连接于方向舵，驱动组件的长度是能调节的，使得方向舵能围绕转动轴线转动；第二连杆组件具有第五端和相对的第六端，并在第五端处连接到上述第一端，且在第六端处能转动地连接到垂尾后梁。该支撑装置能满足对各角度的试验加载需求。本发明专利技术还提出了一种假件支撑组件，其包括至少两个这样的支撑装置。撑装置。撑装置。
【技术实现步骤摘要】
用于飞机方向舵试验的支撑装置
[0001]本专利技术涉及用于飞机的地面试验支撑装置，具体地，本专利技术提出了一种用于飞机方向舵试验的支撑装置。
技术介绍
[0002]民用飞机需要进行MOC4试验来验证飞机的静力、疲劳和损伤容限性能来表明适航符合性。民用飞机的MOC4试验中为了降低试验成本会引入假件装置，这些假件装置按照功能分为支撑假件、驱动假件及加载假件。支撑假件的功能是用于固定试验机结构；驱动假件的功能除了固定试验件结构以外还需要保证结构的运动功能；加载假件的功能是为了实现试验机载荷引入。
[0003]本领域已知的假件装置包括：
[0004]CN213974522U(公开日期：2021年8月17日)公开了一种垂尾盒段试验支撑假件，该垂尾盒段支撑假件固定于上墙端上，包括：多个支撑假件框，通过多个框连接角盒固定与上墙端；支撑假件蒙皮，覆盖于多个支撑假件框上，支撑假件蒙皮的中部设有支撑假件与垂尾连接区；多个蒙皮连接带板，位于支撑假件蒙皮沿飞机航向的两侧，连接于支撑假件蒙皮和上墙端上。通过该假件的设计保证垂尾与后机身连接关系不变，并通过合理的刚度设计调整支撑假件与垂尾盒段的传载比例，从而较为真实地模拟后机身对垂尾盒段的支撑。
[0005]CN216815964U(公开日期：2022年6月24日)公开了一种用于试验的舵面模拟器，包括：作动器假件、扭力管、摇臂、筒形梁一段、加载接头、筒形梁二段。作动器假件一端与摇臂铰接，另一端与机体支撑结构连接，用于作动器真件，用来调整模拟器长度。扭力管与摇臂固定连接，扭力管的一端与筒形梁一段的一端固定连接，筒形梁二段的一端插入筒形梁一段的另一端内部，筒形梁一段外部套设有加载接头，利用贯穿螺栓连接加载接头、筒形梁二段和筒形梁一段，实现连接。该设计能有效承受并传递载荷、改变舵面偏转角度用于在充分论证分析的前提下，只需一个升降舵即可完成试验考核目的，另一个升降舵采用舵面模拟器替代真实结构在强度试验中的应用。
[0006]上述两种假件装置并不能满足对飞机方向舵进行试验时所需的支撑装置的要求，它们与方向舵试验支撑装置设计意图不同，应用场景不同，结构形式也不同。
[0007]事实上，传统的方向舵试验支撑装置由于试验本身对于载荷加载场景的要求的关系结构较为简单，更多依靠手工调整实现试验对支撑的要求。然而，随着对于方向舵试验的场景要求的提高，已经发现传统的方向舵试验装置存在以下不足：
[0008](1)传统的方向舵试验支持装置不可调节角度，一套方向舵试验支持装置只对应一个方向舵角度，当需要对多个方向舵角度进行试验时，针对一个试验过程就需要制造2套或以上的方向舵试验支持装置，成本较高；
[0009](2)在(1)的基础上，如果方向舵加载角度发生变化，就需要重新制造方向舵试验支持装置，制造周期长；
[0010](3)不同工况下换装方向舵试验支持装置需要整体拆除，换装程序复杂周期长。
[0011]因此，本领域希望针对精细化的试验要求，提出一种新的用于飞机方向舵试验的支撑装置，其能改善现有支撑装置的上述缺陷中的至少一个缺陷。
技术实现思路
[0012]本专利技术所基于的任务是提出一种在民用飞机地面试验中使用的、成本低廉且便于制造和安装的用于支撑方向舵以进行试验的支撑装置。该支撑装置能在不同工况的要求下实现对方向舵左、右偏转角度的调节。
[0013]基于该任务，本申请提出了一种用于方向舵试验的支撑装置，其能转动地连接于飞机的方向舵以及垂尾后梁，其中，支撑装置具有整体呈杆状的第一连杆组件、驱动组件和第二连杆组件。第一连杆组件具有第一端和相对的第二端，并且第一连杆组件包括在第二端处的返力连杆接头，在该返力连杆接头处，第一连杆组件能转动地连接于方向舵。驱动组件则具有第三端和相对的第四端，在第三端处，驱动组件连接于第一连杆组件的第一端，并且驱动组件还包括在第四端处的驱动接头，在该驱动接头处，驱动组件能转动地连接于方向舵。驱动组件在第三端与第四端之间的长度是能调节的，并且驱动组件构造成通过调节其长度能使方向舵围绕一转动轴线转动。第二连杆组件则具有第五端和相对的第六端，其在第五端处连接到第一连杆组件的第一端，并且在第六端处能转动地连接到垂尾后梁。
[0014]由此，本申请提出了一种在飞机方向舵试验时使用的、用于支撑方向舵的支撑装置，其包括三个连杆状的组件，并且这三个连杆状的组件均连接于第一连杆组件的第一端。特别地，驱动组件的杆长度还是可调节的。由于在使用中第一连杆组件和驱动组件各有一端可转动地连接于方向舵的舵面，而第二连杆组件有一段可转动地连接于垂尾后梁，因此在使用中，三个组件不再能发生平动，当调节驱动组件的长度时，就仅会使得方向舵围绕转动轴线进行转动。
[0015]由此，针对一个飞机方向舵试验，只需根据试验对飞机的方向舵的支撑要求制作相应数量的本专利技术所提出的支撑装置，即可通过调整驱动组件的长度来无级提供多个方向舵偏舵角度，从而涵盖方向舵所有偏舵角度，满足所有角度的试验加载需求，由此显著降低试验的成本。
[0016]此外，当需要调整方向舵的偏舵角度时，也无需像现有技术中那样拆除支撑装置，而是通过调节驱动组件的长度即可实现对方向舵偏舵角度的调整，简化了试验换装工作，优化提升了试验效率。
[0017]在本专利技术的一非限制性实施例中，驱动组件可调节的长度可以通过例如伸缩式套管套筒实现。
[0018]在本专利技术的另一非限制性实施例中，驱动组件可调节的长度通过调节螺纹连接部的长度来实现。
[0019]具体地，驱动组件还包括耳轴支撑件和套筒，耳轴支撑件和驱动接头分别设有外螺纹部，从而螺纹连接于套筒的两端所开设的内螺纹部。在使用支撑装置时，通过扭动套筒就能调节改变套筒与驱动接头和耳轴支撑件之间的螺纹连接，特别是螺纹连接部的长度，从而改变驱动组件的长度，并进而实现对方向舵的偏舵角度的调节，简化了试验流程。
[0020]优选地，在套筒上套设有调节螺套，调节螺套的长度可以短于套筒的总长度，或者等于套筒的总长度。调节螺套相对于套筒不可转动地固定于套筒。
[0021]替代地，调节螺套也可以与套筒是一体地。
[0022]可选地，调节螺套呈六角螺套的形式，使得试验人员通过使用对应型号的扳手就可以拧动调节螺套，进而调节驱动组件的长度，进一步便捷了试验中对于支撑装置的调整，进而便捷了对于方向舵的偏舵角度的调整。
[0023]在本专利技术的一非限制性实施例中，第一连杆组件在返力连杆接头处通过第一舵面连接螺栓和第一轴承而能转动地连接于方向舵的舵面，并且，方向舵偏舵时所围绕转动的转动轴线与该第一舵面连接螺栓的纵向轴线同轴。通过使用第一舵面连接螺栓和第一轴承，使得返力连杆接头能围绕第一舵面连接螺栓的纵向轴线转动。该第一轴承具体是安装在返力连杆接头的末端耳片处，并且在该处配合地设有呈六角开槽抗剪螺母形式的螺母和垫片。
[0024]优选地，第一连杆组件包括有第一返力连杆和第二返力连杆。它们可以具有相同的形状，并且对称地布置为使得在第一返力连杆本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种用于飞机方向舵试验的支撑装置(100)，所述支撑装置(100)连接于飞机的方向舵(D)以及垂尾后梁，其中，所述支撑装置(100)具有第一连杆组件(1)、驱动组件(2)和第二连杆组件(3)，其中，所述第一连杆组件(1)具有第一端和相对的第二端，并且所述第一连杆组件(1)包括在所述第二端处的返力连杆接头(13)，在所述返力连杆接头(13)处，所述第一连杆组件(1)能转动地连接于所述方向舵(D)；其中，所述驱动组件(2)具有第三端和相对的第四端，所述驱动组件在所述第三端处连接于所述第一连杆组件(1)的第一端，并且所述驱动组件(2)包括在所述第四端处的驱动接头(23)，在所述驱动接头(23)处，所述驱动组件(2)能转动地连接于所述方向舵(D)，其中，所述驱动组件在所述第三端与所述第四端之间的长度是能调节的，使得所述方向舵(D)能围绕转动轴线转动；并且其中，所述第二连杆组件(3)具有第五端和相对的第六端，所述第二连杆组件(3)在所述第五端处连接到所述第一连杆组件(1)的第一端，并且在所述第六端处能转动地连接到所述垂尾后梁。2.如权利要求1所述的支撑装置(100)，其特征在于，所述第一连杆组件(1)在所述返力连杆接头(13)处通过第一舵面连接螺栓(110)和第一轴承(16)而能转动地连接于所述方向舵(D)，其中，所述第一舵面连接螺栓(110)在所述转动轴线所在的直线上。3.如权利要求2所述的支撑装置(100)，其特征在于，所述驱动组件(2)还包括耳轴支撑件(22)和套筒(211)，其中，所述耳轴支撑件(22)和所述驱动接头(23)分别螺纹连接于所述套筒(211)的两端。4.如权利要求3所述的支撑装置(100)，其特征在于，在所述驱动接头(23)处，所述驱动组件(2)通过第二舵面连接螺栓(27)和第二轴承(26)而能转动地连接于所述方向舵(D)的舵面。5.如权利要求4所述的支撑装置(100)，其特征在于，所述套筒(211...
【专利技术属性】
技术研发人员：蒋海睿，吕雪莹，朱正义，
申请(专利权)人：中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院，
类型：发明
国别省市：
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