一种飞机平尾升降舵操纵性能试验装置及其方法与流程

1.本技术属于飞机平尾升降舵操纵性能试验技术领域，具体涉及一种飞机平尾升降舵操纵性能试验装置及其方法。


背景技术：

2.进行飞机平尾升降舵操纵性能试验，验证飞机平尾升降舵的操纵性能，具体包括飞机平尾升降舵偏转角度与操纵力矩间的关系，以及飞机平尾升降舵偏转是否发生卡滞，为飞机平尾升降舵相关设计、改进提供支持，然而，当前，缺少一种能够快速有效完成飞机平尾升降舵操纵性能试验的技术方案，为此提出本技术。
3.需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本技术的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本技术的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本技术的新颖性和创造性。


技术实现要素：

4.本技术的目的是提供一种飞机平尾升降舵操纵性能试验装置及其方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
5.本技术的技术方案是：
6.一方面提供一种飞机平尾升降舵操纵性能试验装置，包括：
7.操纵摇臂，连接飞机平尾升降舵的转轴；
8.操纵作动筒；
9.操纵载荷传感器，连接在摇臂、操纵作动筒之间；
10.操纵位移传感器；
11.操纵位移连接丝，连接在位移传感器、操纵作动筒之间；
12.操纵控制器，连接操纵作动筒、操纵载荷传感器、操纵位移传感器，以能够控制操纵作动筒，通过操纵摇臂驱动飞机平尾升降舵偏转，以及实时监测飞机平尾升降舵偏转过程中，作用在操纵摇臂上的载荷，以及操纵摇臂的位移；
13.加载作动筒；
14.加载载荷传感器，连接在加载作动筒、飞机平尾安定面之间；
15.加载控制器，连接加载作动筒、加载载荷传感器，以能够控制加载作动筒对飞机平尾安定面施加载荷，并通过加载载荷传感器进行负反馈调节。
16.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机平尾升降舵操纵性能试验装置中，操纵摇臂一端套接在飞机平尾升降舵的转轴上，并通过多个销钉进行固定；
17.操纵摇臂另一端与操纵载荷传感器之间，通过单双耳结构配合，以销轴进行连接。
18.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机平尾升降舵操纵性能试验装置中，操纵作动筒上配置电磁控制阀，连接操纵控制器；
19.加载作动筒上配置电磁控制阀，连接加载控制器。
20.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机平尾升降舵操纵性能试验装置中，还包括：
21.加载杠杆，中部连接加载载荷传感器；
22.两个传力杆，连接在加载杠杆两端与飞机平尾安定面之间。
23.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机平尾升降舵操纵性能试验装置中，加载作动筒以及相应的加载载荷传感器、加载杠杆、传力杆有多组。
24.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机平尾升降舵操纵性能试验装置中，还包括：
25.偏转指示板，连接在飞机平尾安定面尖部，其上标注飞机平尾升降舵偏转的中立位置、上偏位置、下偏位置。
26.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机平尾升降舵操纵性能试验装置中，还包括：
27.上位机，连接操纵控制器、加载控制器。
28.另一方面提供一种飞机平尾升降舵操纵性能试验方法，包括：
29.通过加载作动筒对飞机平尾安定面施加载荷；
30.通过制操纵作动筒驱动飞机平尾升降舵偏转，使飞机平尾升降舵自中立位置偏转至上偏位置再折返回中立位置，以及使平尾升降舵自中立位置偏转至下偏位置再折返回中立位置；
31.在平尾升降舵偏转过程中，通过操纵载荷传感器实时记录作用在操纵摇臂上的载荷，以及通过操纵位移传感器记录操纵摇臂的位移，进而换算得到平尾升降舵偏转角度与操纵力矩之间的关系。
附图说明
32.图1是本技术实施例提供的飞机平尾升降舵操纵性能试验装置的示意图；
33.图2是本技术实施例提供的飞机平尾升降舵操纵性能试验装置的局部示意图；
34.图3是本技术实施例提供的操纵作动筒、加载作动筒的参考示意图；
35.图4是本技术实施例提供的操纵摇臂的示意图；
36.其中：
37.1-操纵摇臂；2-飞机平尾升降舵；3-操纵作动筒；4-操纵载荷传感器；5-操纵位移传感器；6-操纵位移连接丝；7-操纵控制器；8-加载作动筒；9-加载载荷传感器；10-加载控制器；11-加载杠杆；12-传力杆；13-偏转指示板；14-上位机；15-飞机平尾安定面。
38.为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本技术的限制。
具体实施方式
39.为使本技术的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本技术的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本技术的部分实施例，其仅用于解释本技术，而非对本技术的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本技术相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申
请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
40.此外，除非另有定义，本技术描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本技术所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本技术描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示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，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本技术的限制。本技术描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本技术描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本技术描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
41.此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本技术的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本技术中的具体含义。
42.下面结合附图1至图4对本技术做进一步详细说明。
43.一方面提供一种飞机平尾升降舵操纵性能试验装置，包括：
44.操纵摇臂1，一端连接飞机平尾升降舵2的转轴；飞机平尾升降舵2的转轴插入到壁面可设的孔中；
45.操纵作动筒3，其筒体可固定在壁面上；
46.操纵载荷传感器4，连接在摇臂1另一端、操纵作动筒3之间，具体是连接在操纵作动筒3的活塞杆上；
47.操纵位移传感器5，可固定在壁面上；
48.操纵位移连接丝6，连接在位移传感器5、操纵作动筒3之间；
49.操纵控制器7，连接操纵作动筒3、操纵载荷传感器4、操纵位移传感器5，以能够控制操纵作动筒3，具体是配置操纵作动筒3活塞杆伸缩长度的位移指令，通过操纵摇臂1驱动飞机平尾升降舵2偏转，以及实时监测飞机平尾升降舵2偏转过程中，作用在操纵摇臂1上的载荷，以及操纵摇臂1的位移；
50.加载作动筒8，其筒体可固定在壁面上；
51.加载载荷传感器9，连接在加载作动筒8、飞机平尾安定面15之间，具体是连接在加载作动筒8的活塞杆上；飞机平尾升降舵2的根部被固定于壁面；
52.加载控制器10，连接加载作动筒8、加载载荷传感器9，以能够控制加载作动筒8对飞机平尾安定面15施加载荷，并通过加载载荷传感器9进行负反馈调节，即是通过配置施加载荷大小的指令实现。
53.以上述实施例公开的飞机平尾升降舵操纵性能试验装置，进行飞机平尾升降舵操纵性能试验可参照以下进行：
54.通过加载作动筒8对飞机平尾安定面15施加载荷，使飞机平尾安定面15发生变形，
所施加的载荷与飞机平尾安定面15、飞机平尾升降舵2在受到的气动载荷等效，不必在飞机平尾升降舵2上施加载荷；
55.通过制操纵作动筒3驱动飞机平尾升降舵2偏转，使飞机平尾升降舵2自中立位置偏转至上偏位置再折返回中立位置，以及使平尾升降舵2自中立位置偏转至下偏位置再折返回中立位置；
56.在平尾升降舵2偏转过程中，通过操纵载荷传感器4实时记录作用在操纵摇臂1上的载荷，以及通过操纵位移传感器5记录操纵摇臂1的位移，进而换算得到平尾升降舵2偏转角度与操纵力矩之间的关系，具体是利用操纵摇臂1与飞机平尾升降舵2间的连接及其尺寸关系进行计算得到；
57.改变对飞机平尾安定面15施加载荷的大小，得到不同气动载荷下平尾升降舵2偏转角度与操纵力矩之间的关系，同时观察平尾升降舵2偏转过程是否会发生卡滞；
58.上述过程可通过对操纵控制器7、加载控制器10的指令配置，自动的高频率往复多次进行，方便、快捷，能够高效的完成飞机平尾升降舵操纵性能试验。
59.在一些可选的实施例中，上述的飞机平尾升降舵操纵性能试验装置中，操纵摇臂1一端套接在飞机平尾升降舵2的转轴上，并通过多个销钉进行固定；
60.操纵摇臂1另一端与操纵载荷传感器4之间，通过单双耳结构配合，以销轴进行连接。
61.在一些可选的实施例中，上述的飞机平尾升降舵操纵性能试验装置中，操纵作动筒3上配置电磁控制阀，连接操纵控制器7；
62.加载作动筒8上配置电磁控制阀，连接加载控制器10。
63.在一些可选的实施例中，上述的飞机平尾升降舵操纵性能试验装置中，还包括：
64.加载杠杆11，中部连接加载载荷传感器9；
65.两个传力杆12，连接在加载杠杆11两端与飞机平尾安定面15之间，以对加载载荷在飞机平尾安定面15进行分布。
66.在一些可选的实施例中，上述的飞机平尾升降舵操纵性能试验装置中，加载作动筒8以及相应的加载载荷传感器9、加载杠杆11、传力杆12有多组，具体数量及其分布位置，可由相关技术人员在应用本技术公开的技术方案时，以能够较好的还原飞机平尾升降舵2、飞机平尾安定面15受到的气动载荷为目的，根据具体实际进行确定，在此不再做更进一步的细致说明。
67.在一些可选的实施例中，上述的飞机平尾升降舵操纵性能试验装置中，还包括：
68.偏转指示板13，连接在飞机平尾安定面15尖部，其上标注飞机平尾升降舵2偏转的中立位置、上偏位置、下偏位置，可以此为标准，配置操纵作动筒3活塞杆伸缩长度对应于飞机平尾升降舵2偏转到中立位置、上偏位置、下偏位置的位移指令。
69.在一些可选的实施例中，上述的飞机平尾升降舵操纵性能试验装置中，还包括：
70.上位机15，连接操纵控制器7、加载控制器10，用以对操纵控制器7、加载控制器10的控制指令进行配置，以及自操纵控制器7、加载控制器10获取相关数据信息。
71.另一方面提供一种飞机平尾升降舵操纵性能试验方法，包括：
72.通过加载作动筒8对飞机平尾安定面15施加载荷；
73.通过制操纵作动筒3驱动飞机平尾升降舵2偏转，使飞机平尾升降舵2自中立位置
偏转至上偏位置再折返回中立位置，以及使平尾升降舵2自中立位置偏转至下偏位置再折返回中立位置；
74.在平尾升降舵2偏转过程中，通过操纵载荷传感器4实时记录作用在操纵摇臂1上的载荷，以及通过操纵位移传感器5记录操纵摇臂1的位移，进而换算得到平尾升降舵2偏转角度与操纵力矩之间的关系。
75.对于上述实施例公开的飞机平尾升降舵操纵性能试验方法，基于上述实施例公开的飞机平尾升降舵操纵性能试验装置实施，描述的较为简单，具体相关之处可参见飞机平尾升降舵操纵性能试验装置部分的相关说明，其技术效果也可参考飞机平尾升降舵操纵性能试验装置相关部分的技术效果，在此不再赘述。
[0076][0077]
说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
[0078]
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本技术的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本技术的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本技术的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本技术的保护范围之内。

技术特征：
1.一种飞机平尾升降舵操纵性能试验装置，其特征在于，包括：操纵摇臂(1)，连接飞机平尾升降舵(2)的转轴；操纵作动筒(3)；操纵载荷传感器(4)，连接在摇臂(1)、操纵作动筒(3)之间；操纵位移传感器(5)；操纵位移连接丝(6)，连接在位移传感器(5)、操纵作动筒(3)之间；操纵控制器(7)，连接操纵作动筒(3)、操纵载荷传感器(4)、操纵位移传感器(5)，以能够控制操纵作动筒(3)，通过操纵摇臂(1)驱动飞机平尾升降舵(2)偏转，以及实时监测飞机平尾升降舵(2)偏转过程中，作用在操纵摇臂(1)上的载荷，以及操纵摇臂(1)的位移；加载作动筒(8)；加载载荷传感器(9)，连接在加载作动筒(8)、飞机平尾安定面(15)之间；加载控制器(10)，连接加载作动筒(8)、加载载荷传感器(9)，以能够控制加载作动筒(8)对飞机平尾安定面(15)施加载荷，并通过加载载荷传感器(9)进行负反馈调节。2.根据权利要求1所述的飞机平尾升降舵操纵性能试验装置，其特征在于，操纵摇臂(1)一端套接在飞机平尾升降舵(2)的转轴上，并通过多个销钉进行固定；操纵摇臂(1)另一端与操纵载荷传感器(4)之间，通过单双耳结构配合，以销轴进行连接。3.根据权利要求1所述的飞机平尾升降舵操纵性能试验装置，其特征在于，操纵作动筒(3)上配置电磁控制阀，连接操纵控制器(7)；加载作动筒(8)上配置电磁控制阀，连接加载控制器(10)。4.根据权利要求1所述的飞机平尾升降舵操纵性能试验装置，其特征在于，还包括：加载杠杆(11)，中部连接加载载荷传感器(9)；两个传力杆(12)，连接在加载杠杆(11)两端与飞机平尾安定面(15)之间。5.根据权利要求4所述的飞机平尾升降舵操纵性能试验装置，其特征在于，加载作动筒(8)以及相应的加载载荷传感器(9)、加载杠杆(11)、传力杆(12)有多组。6.根据权利要求1所述的飞机平尾升降舵操纵性能试验装置，其特征在于，还包括：偏转指示板(13)，连接在飞机平尾安定面(15)尖部，其上标注飞机平尾升降舵(2)偏转的中立位置、上偏位置、下偏位置。7.根据权利要求1所述的飞机平尾升降舵操纵性能试验装置，其特征在于，还包括：上位机(15)，连接操纵控制器(7)、加载控制器(10)。8.一种飞机平尾升降舵操纵性能试验方法，其特征在于，包括：通过加载作动筒(8)对飞机平尾安定面(15)施加载荷；通过制操纵作动筒(3)驱动飞机平尾升降舵(2)偏转，使飞机平尾升降舵(2)自中立位置偏转至上偏位置再折返回中立位置，以及使平尾升降舵(2)自中立位置偏转至下偏位置再折返回中立位置；在平尾升降舵(2)偏转过程中，通过操纵载荷传感器(4)实时记录作用在操纵摇臂(1)
上的载荷，以及通过操纵位移传感器(5)记录操纵摇臂(1)的位移，进而换算得到平尾升降舵(2)偏转角度与操纵力矩之间的关系。

技术总结
本申请属于飞机平尾升降舵操纵性能试验技术领域，具体涉及一种飞机平尾升降舵操纵性能试验装置及其方法，其中，飞机平尾升降舵操纵性能试验装置包括：操纵摇臂，连接飞机平尾升降舵的转轴；操纵作动筒；操纵载荷传感器，连接在摇臂、操纵作动筒之间；操纵位移传感器；操纵位移连接丝，连接在位移传感器、操纵作动筒之间；操纵控制器，连接操纵作动筒、操纵载荷传感器、操纵位移传感器；加载作动筒；加载载荷传感器，连接在加载作动筒、飞机平尾安定面之间；加载控制器，连接加载作动筒、加载载荷传感器。连接加载作动筒、加载载荷传感器。连接加载作动筒、加载载荷传感器。


技术研发人员：臧伟锋 程华 陈安 张海英 李刚
受保护的技术使用者：中国飞机强度研究所
技术研发日：2023.03.17
技术公布日：2023/6/27