用于飞机方向舵试验的支撑装置的制作方法

1.本发明涉及用于飞机的地面试验支撑装置，具体地，本发明提出了一种用于飞机方向舵试验的支撑装置。


背景技术：

2.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。
3.本领域已知的假件装置包括：
4.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。
5.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。
6.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。
7.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：
8.(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；
9.(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；
10.(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。
11.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。


技术实现要素：

12.本发明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。
13.基于该任务，本技术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。
14.由此，本技术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。
15.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发明所提出的支撑装置，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。
16.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。
17.在本发明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。
18.在本发明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。
19.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。
20.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。
21.替代地，调节螺套也可以与套筒是一体地。
22.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。
23.在本发明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。
24.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和第二返力连杆之间形成一空隙。这样的设计能够减轻第一连杆组件的总重量，并且对称的分件式设计可以便捷、简化第一连杆组件的安装。
25.具体来说，第一返力连杆和第二返力连杆在它们的第一端部处例如通过螺纹紧固件连接到彼此，并且连接到第二连杆组件，而在它们的第二端部处，第一返力连杆和第二返力连杆同样固定连接到彼此，例如是通过螺纹紧固件，并且连接到返力连杆接头。
26.进一步的，在第一返力连杆和第二返力连杆的纵向方向上，在与第二连杆组件的连接部和与返力连杆接头的连接部之间的位置处，第一返力连杆和第二返力连杆还通过例如螺纹紧固件连接到彼此，并且连接到驱动组件的耳轴支撑件。
27.在本发明的又一非限制性实施例中，在驱动接头处，驱动组件通过第二舵面连接螺栓和第二轴承来能转动地连接于方向舵的舵面。通过使用第二舵面连接螺栓和第二轴承，使得驱动接头也连接成能围绕第二舵面连接螺栓的纵向轴线转动。该第二轴承安装在驱动接头的末端耳片处，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。
28.在本发明的还有一非限制性实施例中，第二连杆组件包括第三连杆。第三连杆具有第三端部和与第三端部相对的第四端部，其中，在第四端部处，第三连杆连接到第一连杆组件的第一端，例如是第一返力连杆和第二返力连杆的第一端部，例如是通过螺纹紧固件，而在第三端部处，第三连杆则能转动地连接到垂尾后梁。
29.这样的设置实现了本技术所提出的支撑装置与垂尾后梁的安定面之间的可转动的连接，并且实现了三个组件在同一节点处的交汇，即，第二连杆组件和驱动组件都连接到第一连杆组件的第一端，具体来说，它们都连接到第一连杆组件的第一返力连杆和第二返力连杆的第一端部处，但不是在同一个连接点处。
30.优选地，第三连杆在第三端部处通过第三连杆连接螺栓和第三轴承而能转动地连接到垂尾后梁。通过使用第三连杆连接螺栓和第三轴承，实现了第三连杆能围绕第三连杆连接螺栓的纵向轴线的转动。该第三轴承安装在第三连杆的末端耳片处，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。
31.可选的，第三连杆实施为小于第一返力连杆和第二返力连杆的长度，因此其在实施时也可称为“小连杆”。
32.可选地，小连杆通过作动器支座与垂尾后梁连接。
33.本发明还提出了一种假件支撑组件，用于飞机方向舵的地面试验。该假件支撑组件包括至少两个根据本发明上述任一方案的支撑装置。
34.优选地，该假件支撑组件包括三个这样的支撑装置。
35.在使用中，支撑装置的具体数量可以根据方向舵的支撑要求进行调节。该支撑假件组件安装于飞机的方向舵与垂尾后梁之间。
36.在进行试验时，通过对假件支撑组件所包括的该多个支撑装置的各驱动组件的长度进行调节，使得它们同时伸长或缩短，从而使得方向舵能围绕其转动轴线转动，实现试验要求的各个偏舵角度，其中，方向舵的这一转动轴线与假件支撑组件所包含的这些支撑装置的返力连杆接头处的各第一舵面连接螺栓所构成的直线共线。
附图说明
37.本发明的上述技术特征及其他技术特征将在下文中参照附图中示出的、旨在被理解为示例性而非限制性的实施例进行说明。
38.图1是根据本发明的假件支撑组件的安装位置的示意图；
39.图2详细示出了图1中所示的假件支撑组件；
40.图3以立体图示出了根据本发明的用于飞机方向舵试验的支撑装置；
41.图4以另一立体图示出了图3所示的支撑装置；以及
42.图5至图7示出了支撑装置中的驱动组件中的若干部件的立体图，其中，图5示出了驱动接头，图6示出了调节螺套，图7示出了耳轴支撑件。
43.附图标记列表：
44.d 方向舵
45.sf 假件支撑组件
46.ss 垂直安定面
47.100 支撑装置
48.1 第一连杆组件
49.11 螺母和垫片
50.12 第一返力连杆
51.13 返力连杆接头
52.14 螺母
53.15 垫片
54.16 第一轴承
55.17 螺母和垫片
56.18 螺栓
57.19 第二返力连杆
58.110 第一舵面连接螺栓
59.111 螺栓
60.1a 第一端部
61.1b 第二端部
62.1c 连接部
63.2 驱动组件
64.21 调节螺套
65.22 耳轴支撑件
66.23 驱动接头
67.24 螺母
68.25 垫片
69.26 第二轴承
70.27 第二舵面连接螺栓
71.28 外螺纹
72.29 内螺纹
73.210 外螺纹
74.211 套筒
75.3 第二连杆组件
76.31 第三连杆
77.32 螺母
78.33 垫片
79.34 第三轴承
80.35 第三连杆连接螺栓
81.3a(第三连杆的)第一端部。
具体实施方式
82.尽管本发明将与示例性实施例相结合进行描述，但是本领域技术人员将会理解的是，本说明书并非旨在将本发明限制于该示例性实施例。相反，本发明旨在不但覆盖示例性实施例，而且覆盖可以被包括在由所附权利要求书所限定的本发明的精神和范围之内的各种选择、改型、等效等。为了便于在所附权利要求书中解释和精确定义，除非另有说明，术语“上”、“下”、“内”和“外”用于参考在图中所示的示例性实施例中的各特征的位置来对这些特征进行描述。
83.首先参考图1，图1示意性示出了在地面试验时，采用假件支撑组件sf代替飞机原有的方向舵作动器，用于将方向舵d与垂直安定面ss连接固定。
84.图2进一步示出了假件支撑组件sf。在所示实施例中，假件支撑组件sf所应用于的飞机原先设计有三个方向舵作动器。因此，在该实施例中，假件支撑组件sf包括三个用于飞机方向舵试验的支撑装置100。
85.在未示出的实施例中，根据飞机方向舵自身的设计情况，假件支撑组件sf可以包括更少或更多的支撑装置100。
86.下面参考图3至图7阐释总地被赋予附图标记100的支撑装置。
87.图3和图4以从两个不同的角度观察的立体图示出了该支撑装置100。如图中可见的，支撑装置100包括第一连杆组件1、第二连杆组件3以及驱动组件2。
88.第一连杆组件1包括对称设置的第一返力连杆12和第二返力连杆19。这两个返力连杆18、19布置为使得在它们的主体之间形成一间隔距离。该间隔距离确定为足以容纳下
文会详细阐述的返力连杆接头13的厚度。相较于实心的连杆的构造，这样的设置能够有效实现对支撑装置100的总体双的减重，并且便于支撑装置100的组装，特别是第一返力连杆12和第二返力连杆19可以从两侧安装。
89.在所示实施例中，第一返力连杆12和第二返力连杆19在第一端部1a处通过螺栓111、螺母及垫片17固定连接到彼此，并与第二连杆组件3的第三连杆31枢转地连接。它们还在第二端部1b处通过螺栓18、螺母及垫片11固定连接到彼此，并与返力连杆接头13固定连接。此外，第一返力连杆12和第二返力连杆19还在连接部c处通过螺栓18、螺母及垫片11枢转连接到彼此，并且连接到耳轴支撑件22。如图所示，连接部c在第一端部1a处，靠近螺栓111所穿过的位置。
90.在返力连杆接头13处，第一连杆组件1通过第一舵面连接螺栓110、螺母14、垫片15、第一轴承16枢转连接到方向舵d，其中，第一轴承16使得返力连杆接头13能围绕第一舵面连接螺栓110的轴线转动，并且螺母14是六角开槽抗剪螺母。
91.驱动组件2包括与第一连杆组件1连接的耳轴支撑件22。在耳轴支撑件22上套设有套筒211，套筒211上套有调节螺套21，使得调节螺套21相对于套筒211不能转动。在所示的实施例中，调节螺套21适于以扳手操作使其转动。驱动组件2还包括驱动接头23。在驱动接头23处，驱动组件2通过第二舵面连接螺栓27、第二轴承26、垫片25、螺母24连接到方向舵d的舵面，其中，第二轴承26的设置使得驱动接头23能围绕第二舵面连接螺栓27的轴线转动，并且其中，螺母24为六角开槽抗剪螺母。
92.耳轴支撑件22和驱动接头23与套设有调节螺套21的套筒211通过螺纹配合连接。在使用支撑装置100时，通过人工拧调节螺套21就可以实现对耳轴支撑件22上的螺栓18到驱动接头23上的第二舵面连接螺栓27之间的距离的调节。
93.具体地，图5示出了驱动接头23以及其上所设的、用于与套筒211螺纹连接的外螺纹28。
94.图6示出了在套筒211的一端中所设的用于螺纹连接的内螺纹29。
95.图7则示出了耳轴支撑件22以及其上所设的、用于与套筒211螺纹连接的外螺纹210。
96.支撑装置100的第二连杆组件3包括第三连杆31。第三连杆31在其第一端部3a处通过第三连杆连接螺栓35、垫片33以及螺母32与垂尾后梁连接。
97.在该实施例中，螺母32是六角开槽抗剪螺母。
98.在该实施例中，在螺栓35与第三连杆31的第一端部3a处的耳片之间还设有第三轴承34，使得也称为小连杆的第三连杆31能绕第三连杆连接螺栓35的轴线转动，从而枢转地连接到垂直后梁。
99.当对飞机的方向舵进行试验需要支撑时，将如图2所示的三个支撑装置100的返力连杆接头13、驱动接头23分别连接到方向舵d的舵面，而第三连杆31则在其第一端部3a处连接到垂尾后梁，从而实现了对方向舵d与垂直安定面ss之间的连接。此时，每个支撑装置100的返力连接接头31处的第一舵面连接螺栓110、它们的驱动接头23处的第二舵面连接螺栓27以及它们第三连杆31处的第三连杆连接螺栓35分别在同一直线上。
100.随着试验的展开，通过调节假件支撑组件sf的各支撑装置100的调节螺套21，例如借助扳手拧动，使得各支撑装置100的驱动组件2的长度同时伸长或缩短，从而使得方向舵d
可以围绕一转动轴线转动向左或向右偏转。该转动轴线与三个支撑装置100的第一连杆组件1的返力连杆接头13处的第一舵面连接螺栓110所在的直线共线，以满足不同的试验工况下对方向舵d偏转的位置的要求。
101.在每一次完成调节之后，通过调节螺套21所实现的方向舵d偏转的角度是固定的。换言之，假件支撑组件sf将在该角度下实现对方向舵d的支撑，直到针对该工况的试验完成。在试验的过程中，加载于方向舵d的载荷是垂直于调节螺套21所套设的套筒211上的螺纹的，因而，调节过程中加载于方向舵d的试验载荷不会使得螺纹旋转，也就不会使调节完成的驱动组件2的长度再发生变化。此后，根据试验工况的要求，可以再次对调节螺套21进行调节，从而达到新的方向舵d的偏转角度。
102.应注意的是，在使用中，第一连杆组件与第二连杆组件的长度及其直径根据具体的支撑方向舵需满足的强度要求来确定，而并不限于图中所示的实施例的情况。
103.在本技术中，驱动组件2的长度是指连接状态下耳轴支撑件22、套筒211以及驱动接头23所构成的整体的总长度。在上述实施例中，总长度为驱动接头23处的第二舵面连接螺栓27与耳轴支撑件22处的螺栓18之间的距离。通过调节驱动组件2的总长度使得方向舵d围绕其转动轴线转动，从而实现了偏舵角度的变化。
104.本发明在其范围内，能将各实施方式自由组合，或是将各实施方式适当变形、省略。

技术特征：
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)上设置有调节螺套(21)，所述调节螺套(21)设置为使得通过转动所述调节螺套(21)能改变所述套筒(211)与所述耳轴支撑件(22)以及所述套筒(211)与所述驱动接头(23)之间的螺纹连接部的长度。6.如权利要求5所述的支撑装置(100)，其特征在于，所述第一连杆组件(1)还包括第一返力连杆(12)和第二返力连杆(19)，所述第一返力连杆(12)和所述第二返力连杆(19)对称地布置，并且在它们的两个端部处分别固定连接到彼此，并且所述耳轴支撑件(22)连接到它们的第一端部(1a)，而所述返力连杆接头(13)连接到它们的第二端部(1b)。7.如权利要求6所述的支撑装置(100)，其特征在于，所述耳轴支撑件(22)在连接部(1c)处通过螺纹紧固件连接到所述第一返力连杆(12)和所述第二返力连杆(19)，其中，所述连接部(1c)在所述第一端部(1a)和所述第二端部(1b)之间。8.如权利要求7所述的支撑装置(100)，其特征在于，所述第二连杆组件(3)包括第三连杆(31)，所述第三连杆具有第三端部(3a)和相对的第四端部，其中，在所述第四端部处，所述第三连杆(31)连接到所述第一连杆组件(1)的第一端，并且所述第三连杆在所述第三端部(3a)处能转动地连接到所述垂尾后梁。9.如权利要求8所述的支撑装置(100)，其特征在于，所述第三连杆(31)在所述第三端部(3a)处通过第三连杆连接螺栓(35)和第三轴承(34)而能转动地连接到所述垂尾后梁，并
且所述第三连杆(31)在所述第四端部处通过螺纹紧固件连接到所述第一返力连杆(12)和所述第二返力连杆(19)的第一端部(1a)。10.一种用于飞机方向舵试验的假件支撑组件(sf)，其特征在于包括至少两个如权利要求2至9中任一项所述的支撑装置(100)，所述方向舵(d)的所述转动轴线为至少两个支撑装置(100)的所述第一舵面连接螺栓(110)所连成的直线。

技术总结
本发明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。


技术研发人员：蒋海睿 吕雪莹 朱正义
受保护的技术使用者：中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院
技术研发日：2023.08.29
技术公布日：2023/10/20