[实用新型]一种用于飞行器外侧升降舵驱动的试验装置

说明书

技术领域

本实用新型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。

背景技术

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。

发明内容

本实用新型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。

本实用新型的技术方案是：

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。

本实用新型的优点在于：

本实用新型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是本实用新型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是本实用新型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是本实用新型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是本实用新型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是本实用新型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是本实用新型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