專利名稱：飛機操縱系統載荷機構原位測試系統的制作方法
技術領域：
本發明涉及的是一種飛機操縱系統測試系統，具體涉及一種飛機操縱系統載荷機 構原位測試系統。
背景技術：
飛機操縱系統用來供飛行員操縱飛機繞縱軸、橫軸和立軸旋轉，以改變或保持飛 機的飛行狀態，是飛機一個十分重要的系統。現代飛機的操縱系統基本是無會回力操縱系 統，作用在飛機操縱舵面上的氣動力不能反傳至駕駛桿。為使飛行員操縱駕駛桿有真實感 覺，操縱系統中設置有載荷機構，用來產生適當的操縱力，并在飛行員松開駕駛桿時使其能 夠自動回中。例如，平尾載荷機構用來形成縱向操縱力，并使得操縱力隨著駕駛桿的行程、 飛行表速和高度的變化而改變；副翼載荷機構用來形成橫向操縱桿力，并使操縱力的大小 與駕駛桿行程成正比。載荷機構是飛機操縱系統的重要附件，如果載荷機構工作不正常，會 造成飛機操縱系統出現桿重、桿輕或桿皮條故障，使桿力梯度發生變化，改變飛行員正常的 操縱習慣和感覺，這些都會對飛機飛行性能的發揮造成直接影響，甚至危及飛行安全。因 此，通過對駕駛桿的縱向和橫向桿力-桿位移進行定期檢測，實現對載荷機構的性能測試， 保證其性能正常、可靠是航空維修保障單位的一項重要和經常性工作。
目前，航空維修單位沒有對飛機操縱系統載荷機構進行檢測的測試設備，無法實 現對載荷機構的原位測試。雖然可以實現對載荷機構的離位檢測，但增加了載荷機構的拆 裝工作量，延長了排故時間，降低了工作效率，影響了飛機的完好率，嚴重制約了航空維修 保障工作的開展。發明內容
本發明的目的在于針對現有飛機操縱系統中的載荷機構在航空維修保障工作中 存在的上述問題，提供了一種用于飛機操縱系統中的載荷機構性能指標綜合測試的飛機操 縱系統載荷機構原位測試系統，該系統操作簡單、安全可靠，能夠根據技術標準判斷駕駛桿 操縱是否正常，從而判斷載荷機構的性能是否符合要求，以滿足航空維修保障單位定檢、排 故、新品裝機后對駕駛桿桿力與位移測試工作的需要。
本發明的技術方案為:一種飛機操縱系統載荷機構原位測試系統，該系統包括便 攜式加固計算機和測試裝置，測試裝置包括操縱桿和駕駛桿卡具，操縱桿與駕駛桿卡具之 間連接有力傳感器，駕駛桿卡具上安裝有角度傳感器，力傳感器和角度傳感器分別與插接 在保險絲加固計算機上的PCI數據采集卡電連接。
優選的是，操縱桿包括連桿和連接在連桿兩端的手柄，連桿的中間部分與力傳感 器連接。
優選的是，駕駛桿卡具包括卡箍和用于控制卡箍夾緊度的夾緊裝置，卡箍上連接 有支架，力傳感器與支架連接；支架上安裝有固定塊，角度傳感器通過固定塊安裝在支架 上。
優選的是，力傳感器采用拉/壓力傳感器。優選的是，便攜式加固計算機采用220V交流電源供電，或者通過逆變電源使用機載27V直流電源供電。本發明的有益效果為:(1)本發明結構簡單、體積小、操作方便，能夠實現駕駛桿桿力和桿位移的實時、快速、準確、可靠和安全的測試，并能通過測試軟件自動生成桿力-桿位移特性曲線，從而實現對載荷機構的性能評判，解決了航空維修保障單位缺乏檢測設備而不能對載荷機構進行原位檢測的難題。(2)本發明采用便攜式加固計算機實現數據的實時顯示、存儲、打印、查詢等功能，便于攜帶，可以在各種惡劣環境下使用；并通過插接在便攜式加固計算機上的PCI數據采集卡完成整個測試過程的力數據及位移數據的實時采集及存儲，實現數據采集的自動化。(3)本發明便攜式加固計算機采用220V交流電源供電，還可以通過逆變電源使用機載27V直流電源供電，使現場檢測過程中無需220V交流電源保障。(4)本發明采用角度傳感器和拉/壓力傳感器來檢測操縱駕駛桿的桿力和位移數據，并直接傳送至PCI數據采集卡，傳感器采集的數據在傳送過程中精度沒有損失，測試精度高，角位移測量精度可達到0.1度,力測量精度可達0.02%FSo (5)本發明可原位測試飛機操縱系統中的載荷機構的性能，通用性強、測試手段先進、精度高、工作可靠、操作方便、且便于維護和保養，對提高飛機完好率，確保飛行安全都將具有重要意義。
圖1為本發明具體實施方式
的測試裝置結構示意圖。圖2為本發明具體實施方式
的控制系統框圖。
具體實施例方式下面結合附圖對本發明作進一步說明。
具體實施方式
:一種飛機操縱系統載荷機構原位測試系統，該系統包括便攜式加固計算機和測試裝置，測試裝置包括操縱桿和駕駛桿卡具，操縱桿與駕駛桿卡具之間連接有力傳感器1，駕駛桿卡具上安裝有角度傳感器2，力傳感器I和角度傳感器2分別與插接在便攜式加固計算機上的PCI數據采集卡電連接。為了便于對操縱桿的操作，上述操縱桿包括連桿3和連接在連桿3兩端的手柄4，連桿3的中間部分與力傳感器I連接。為了便于將本發明測試裝置安裝在駕駛桿上，上述駕駛桿卡具包括卡箍5和用于控制卡箍5夾緊度的夾緊裝置6，卡箍5上連接有支架7，力傳感器I與支架7連接；支架7上安裝有固定塊8，角度傳感器2通過固定塊8安裝在支架上。為了滿足力數據的測試精度，上述力傳感器I采用拉/壓力傳感器，其精度達
0.02%FS。便攜式加固計算機采用220V交流電源供電，或者通過逆變電源使用機載27V直流電源供電。飛機操縱系統載荷機構的原位測試通過測試并繪制駕駛桿的桿力-桿位移特性曲線來實現。測試時，將駕駛桿卡具安裝在駕駛桿上，通過操縱桿操縱駕駛桿，完成對飛機平尾操縱系統大力臂、中力臂、小力臂狀態時駕駛桿桿力-桿位移，以及副翼操縱系統駕駛桿桿力-桿位移數據的檢測。在通過操縱桿操縱駕駛桿工作過程中，PCI數據采集卡實時采 集并保存由力傳感器和角度傳感器測量到的力和位移數據，便攜式加固計算機讀取PCI數 據采集卡中存儲的力和位移數據，并繪制出相應的桿力-桿位移特性曲線，根據技術標準 判斷駕駛桿桿力-桿位移特性曲線是否符合要求，從而判定載荷機構性能是否正常，并可 實現測試數據和桿力-桿位移特性曲線的存儲、查詢和打印。
權利要求
1.一種飛機操縱系統載荷機構原位測試系統，其特征在于:該系統包括便攜式加固計算機和測試裝置，測試裝置包括操縱桿和駕駛桿卡具，操縱桿與駕駛桿卡具之間連接有力傳感器，駕駛桿卡具上安裝有角度傳感器，力傳感器和角度傳感器分別與插接在便攜式加固計算機上的PCI數據采集卡電連接。
2.如權利要求1所述的飛機操縱系統載荷機構原位測試系統，其特征在于:操縱桿包括連桿和連接在連桿兩端的手柄，連桿的中間部分與力傳感器連接。
3.如權利要求1所述的飛機操縱系統載荷機構原位測試系統，其特征在于:駕駛桿卡具包括卡箍和用于控制卡箍夾緊度的夾緊裝置，卡箍上連接有支架，力傳感器與支架連接；支架上安裝有固定塊，角度傳感器通過固定塊安裝在支架上。
4.如權利要求1至3任意一項所述的飛機操縱系統載荷機構原位測試系統，其特征在于:力傳感器采用拉/壓力傳感器。
5.如權利要求1至3任意一項所述的飛機操縱系統載荷機構原位測試系統，其特征在于:便攜式加固計算機采用220V交流電源供電，或者通過逆變電源使用機載27V直流電源供電。
全文摘要
本發明涉及一種飛機操縱系統載荷機構原位測試系統，該系統包括便攜式加固計算機和測試裝置，測試裝置包括操縱桿和駕駛桿卡具，操縱桿與駕駛桿卡具之間連接有力傳感器，駕駛桿卡具上安裝有角度傳感器，力傳感器和角度傳感器分別與插接在保險絲加固計算機上的PCI數據采集卡電連接。本發明結構簡單、體積小、操作方便，能夠實現駕駛桿桿力和桿位移的實時、快速、準確、可靠和安全的測試，并能通過測試軟件自動生成桿力-桿位移特性曲線，從而實現對載荷機構的性能評判，解決了航空維修保障單位缺乏檢測設備而不能對載荷機構進行原位檢測的難題。
文檔編號G01M13/00GK103207064SQ20121051762
公開日2013年7月17日 申請日期2012年12月6日 優先權日2012年12月6日
發明者周凱, 唐有才, 鄒剛, 王占勇, 劉振崗, 郭剛 申請人:中國人民解放軍海軍航空工程學院青島校區