多自由度側杆的操縱力及對應位移測試裝置製造方法
2023-05-28 07:41:46
多自由度側杆的操縱力及對應位移測試裝置製造方法
【專利摘要】本發明提供一種多自由度側杆的操縱力及對應位移測試裝置，包括：側杆，其包括側杆底板；側杆夾具單元，其用於夾緊側杆；手動驅動測量裝置，其包括安裝支架單元和把手單元，安裝支架單元與側杆底板連接以支撐所述側杆，把手單元安裝到安裝支架單元的頂部，用於模擬對應於飛機的俯仰軸或橫滾軸的側杆的運動；傾角傳感器，其布置在側杆夾具單元的頂部，用於採集飛機的俯仰軸或橫滾軸的角度；以及拉壓力傳感器，其布置在側杆夾具單元的側部，並連接到把手單元，用於採集飛機的俯仰軸或橫滾軸的操縱力，拉壓力傳感器垂直於側杆的軸線布置。本發明的測試裝置能夠準確地得到側杆的操縱力及對應位移的數據。
【專利說明】多自由度側杆的操縱力及對應位移測試裝置
【技術領域】
[0001]本發明屬於航空工程試驗【技術領域】，具體涉及一種多自由度側杆的操縱力及對應 位移測試裝置。
【背景技術】
[0002] 飛機側杆駕駛裝置又稱側杆控制器，簡稱側杆，其主要功能是輸出指令，控制飛機 的俯仰和橫滾。為了滿足側杆的前期研發試驗以及後期驗證試驗的需求，需要有一套測試 裝置來檢測側杆的操縱力及相應位移。
[0003] 飛機側杆不同於汽車換擋杆等操縱杆，飛機側杆的操縱力及相應位移測試有以下 難點：
[0004] 1.飛機側杆是雙自由度的，用來控制飛機的俯仰軸及橫滾軸，在實際操縱中，極易 產生耦合。而在設計側杆時所提的操縱力和位移指標以及適航條款的規定中都是以單個方 向的力和位移之間關係的形式提出，所以在實際測試時，需要測試單軸的操縱力及相應位 移，並嚴格避免雙自由度的耦合。
[0005] 2.為了飛行員操縱側杆時的舒適性和可靠性，飛機側杆一般被設計成多曲面的不 規則外形結構用以貼合手部曲線。用常規的測試裝置與側杆連接，在運動過程中極易出現 間隙，影響測量數據的準確性。
[0006] 3.飛機的側杆往往是一個整體的設備，在測試過程中不能對部件及整體進行拆 卸、改造及改裝。
[0007] 因此，設計一種針對多自由度、複雜外形側杆的操縱力及對應位移測試裝置，成為 亟待解決的問題。
【發明內容】
[0008] 為了解決上述技術問題，本發明提供一種多自由度側杆的操縱力及對應位移測試 裝置，其能夠準確地得到側杆的操縱力及對應位移的數據。
[0009] 根據本發明的實施例，多自由度側杆的操縱力及對應位移測試裝置，包括：
[0010] 側杆，其包括側杆底板；
[0011] 側杆夾具單元，其用於夾緊所述側杆；
[0012] 手動驅動測量裝置，其包括安裝支架單元和把手單元，所述安裝支架單元與所述 側杆底板連接以固定所述手動驅動測量裝置，所述把手單元安裝到所述安裝支架單元的頂 部，用於模擬對應於飛機的俯仰軸或橫滾軸的所述側杆的運動；
[0013] 傾角傳感器，其布置在所述側杆夾具單元的頂部，用於採集飛機的俯仰軸或橫滾 軸的角度；以及 _
[0014] 拉壓力傳感器，其布置在所述側杆夾具單兀的側部，並連接到所述把手單兀，用於 採集飛機的俯仰軸或橫滾軸的操縱力，其中所述拉壓力傳感器垂直於所述側杆的軸線布 置。
[0015] 進一步地，所述側杆包括第一表面、第二表面和第三表面；
[0016] 所述側杆夾具單元包括第一平板、第二平板和第三平板以及將所述第一平板、第 二平板和第三平板連接在一起的多個安裝板，其中所述第一平板、所述第二平板和所述第 三平板分別與所述第一表面、所述第二表面和所述第三表面貼合，以夾緊所述側杆。
[0017] 進一步地，所述把手單元通過楔形的把手安裝調整片安裝到所述安裝支架單元的 頂部。
[0018] 進一步地，所述把手單元包括把手、橫向滾珠軸承單元、橫向直線導軌、縱向滾珠 軸承單元以及縱向直線導軌，所述橫向直線導軌平行於所述側杆的運動方向延伸，當推動 所述把手時，所述橫向滾珠軸承單元沿著所述橫向直線導軌橫向運動，同時所述縱向滾珠 軸承單元沿著所述縱向直線導軌縱向向下運動，以模擬所述側杆的運動。
[0019] 進一步地，還包括與所述拉壓力傳感器連接的可轉動的拉壓力傳感器連接單元， 所述把手單元穿過所述拉壓力傳感器連接單元。所述拉壓力傳感器連接單元可以轉動，作 用是防止所述把手單元在模擬所述側杆運動的過程中出現死區或卡阻。
[0020] 進一步地，所述傾角傳感器通過傾角傳感器調整片安裝到所述側杆夾具單元的頂 部。
[0021] 進一步地，所述傾角傳感器為雙軸傾角傳感器。
[0022] 進一步地，所述拉壓力傳感器通過拉壓力傳感器調整片安裝到所述側杆夾具單元 的側部。
[0023] 進一步地，所述拉壓力傳感器為S型拉壓力傳感器。
[0024] 由於被測物（即飛機側杆）是多曲面的不規則外形結構，且不能對部件及整體進 行拆卸、改造及改裝。因此，本發明在側杆上挑選出3個平面，並設計一個側杆夾具單元與 這3個平面貼合，保證在運動過程中沒有間隙。
[0025] 被測物（即飛機側杆）是雙自由度的，為避免雙自由度的耦合。本發明設計了一 個手動驅動測量裝置，該裝置與被測件（即飛機側杆）的底座固定，用兩套直線導軌與滾珠 軸承單元來模擬單自由度的弧線運動，安裝直線導軌時，通過安裝調整片，使直線導軌與S 型拉壓力傳感器平行，保證驅動時無卡阻，過度摩擦。運用直線導軌可以約束另一自由度， 從而解決【背景技術】中的難點1。
[0026]另外，在側杆夾具單元上方安裝雙軸傾角傳感器，用於採集俯仰軸或橫滾軸的角 度；在側杆夾具單元右側或後側安裝S型拉壓力傳感器，用於採集橫滾軸或俯仰軸的操縱 力。安裝雙軸傾角傳感器時，通過安裝調整片，將傳感器調至水平，並在採集前清零；安裝 S型拉壓力傳感器時，通過安裝調整片，使傳感器與側杆軸線垂直且傳感器的對稱平面與側 杆運動平面重合，並在採集前清零。該裝置使側杆在運動過程中，S型拉壓力傳感器始終垂 直於側杆軸線，保證了所採集數據的準確性，從而解決【背景技術】中的難點2及難點3。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0027]本發明的其它特徵以及優點將通過以下結合附圖詳細描述的優選實施方式更好 地理解，其中：
[0028]圖1示出了根據本發明的多自由度側杆的操縱力及對應位移測試裝置的側杆的 不意圖；
[0029] 圖2示出了根據本發明的多自由度側杆的操縱力及對應位移測試裝置的側杆夾 具單元的示意圖；以及
[0030] 圖3示出了根據本發明的多自由度側釺的操縱力及對應位移測試裝置的示意圖。
【具體實施方式】
[0031] 在以下優選的實施例的具體描述中，將參考構成本發明一部分的所附的附圖。所 附的附圖通過示例的方式示出了能夠實現本發明的特定的實施例。示例的實施例並不旨在 窮盡根據本發明的所有實施例。可以理解，在不偏離本發明的範圍的前提下，可以利用其他 實施例，也可以進行結構性或者邏輯性的修改。
[0032] 在以下的具體描述中，方向性的術語，例如"左"、"右""頂部"、"底部"、"前"、"後"、 "向前"、"向後"等，參考附圖中描述的方向使用。本發明的實施例的部件可被置於多種不同 的方向，方向性的術語是用於示例的目的而非限制性的。
[0033] 如圖1到3中所示，本發明的多自由度側杆的操縱力及對應位移測試裝置主要包 括側杆300、側杆夾具單元200、手動驅動測量裝置1〇〇、傾角傳感器108和拉壓力傳感器 105。側杆300包括側杆底板304 ;側杆夾具單元200用於夾緊側杆300。手動驅動測量裝 置100包括安裝支架單元101和把手單元103,其中安裝支架單元101固定在側杆底板304 上，把手單元103安裝在安裝支架單元101上，用於模擬對應於飛機的俯仰軸或橫滾軸的所 述側杆的運動。傾角傳感器108布置在側杆夾具單元200的頂部，用於採集飛機的俯仰軸 或橫滾軸的角度。拉壓力傳感器105布置在側杆夾具單元200的側部，並連接到把手單元 103,用於採集飛機的俯仰軸或橫滾軸的操縱力，拉壓力傳感器105垂直於側杆300的軸線 布置。
[0034] 具體地，側杆夾具單元200與側杆300之間的固定：側杆夾具單元200中的安裝板 201、安裝板202、安裝板203、平板204、平板205通過螺栓固定，套在側杆300上，平板204、 平板205、平板206分別與側杆300中的平面301、平面 3〇2、平面303貼合，最後用螺栓將平 板206與安裝板201、安裝板202分別固定。
[0035] 手動驅動測量裝置100與側杆300之間的固定：安裝支架單元101與側杆底板304 通過螺栓固定。拉壓力傳感器連接單元106與拉壓力傳感器105通過螺栓固定，並將把手 單元103穿入拉壓力傳感器連接單元106中，把手單元調整片102與安裝支架單元101、把 手單元103分別用螺栓固定。把手單元103通過楔形的把手安裝調整片102安裝到安裝支 架單元200的頂部。拉壓力傳感器連接單元106可以轉動，作用是防止把手單元103在模 擬側杆300的運動的過程中出現死區或卡阻。
[0036] 把手單元103包括把手109、橫向滾珠軸承單元110、橫向直線導軌111、縱向滾珠 軸承單元112以及縱向直線導軌113,橫向直線導軌111平行於側杆300的運動方向（對應 於飛機的俯仰軸或橫滾軸）延伸。當推動把手1〇9時，橫向滾珠軸承單元110沿著橫向直 線導軌111橫向運動，同時縱向滾珠軸承單元112沿著縱向直線導軌113縱向向下運動，以 模擬側杆300的運動。
[0037] 拉壓力傳感器105優選為S型拉壓力傳感器，其通過拉壓力傳感器調整片104與 安裝板202用螺栓固定，拉壓力傳感器105與拉壓力傳感器調整片104用螺栓固定。
[0038] 傾角傳感器108優選為雙軸傾角傳感器，其通過傾角傳感器調整片107與安裝板 203用螺栓固定，傾角傳感器108與傾角傳感器調整片107用螺栓固定。
[0039] 安裝完成後，將S型拉壓力傳感器105及雙軸傾角傳感器108的數值歸零，推動或 拉動把手1〇9,使橫向滾珠軸承單元110及縱向滾珠軸承單元II2分別在橫向直線導軌111 及縱向直線導軌113上滑動,從而模擬側杆3〇〇的橫滾軸運動，期間S型拉壓力傳感器105 始終垂直於側杆300的軸線，採集並解調S型拉壓力傳感器105及雙軸傾角傳感器108的 數據，得到側杆300的操縱力及對應位移的數據。
[0040] 當需要模擬側杆300的俯仰軸運動時，只需要將手動驅動測量裝置1〇〇和拉壓力 傳感器105旋轉90°即可。
[0041] 以上已揭示本發明的具體實施例的技術內容及技術特點，然而可以理解，在本發 明的創作思想下，本領域的技術人員可以對上述公開的各種特徵和未在此明確示出的特徵 的組合作各種變化和改進，但都屬於本發明的保護範圍。上述實施例的描述是示例性的而 不是限制性的，本發明的保護範圍由權利要求所確定。
【權利要求】
1. 多自由度側杆的操縱力及對應位移測試裝置，其特徵在於，包括： 側杆（300)，其包括側杆底板（304); 側杆夾具單元（200)，其用於夾緊所述側杆（300); 手動驅動測量裝置（100)，其包括安裝支架單元（101)和把手單元（103)，所述安裝支 架單元（101)與所述側杆底板（304)連接以固定所述手動驅動測量裝置（100)，所述把手單 元（103)安裝到所述安裝支架單元（101)的頂部，用於模擬對應於飛機的俯仰軸或橫滾軸 的所述側杆（300)的運動； 傾角傳感器（108)，其布置在所述側杆夾具單元（200)的頂部，用於採集飛機的俯仰軸 或橫滾軸的角度；以及 拉壓力傳感器（105),其布置在所述側杆夾具單元（200)的側部，並連接到所述把手單 元（103)，用於採集飛機的俯仰軸或橫滾軸的操縱力，其中所述拉壓力傳感器（105)垂直於 所述側杆（300)的軸線布置。
2. 根據權利要求1所述的多自由度側杆的操縱力及對應位移測試裝置，其特徵在於， 所述側杆（300)包括第一表面（301)、第二表面（302)和第三表面（303); 所述側杆夾具單元（200)包括第一平板（204)、第二平板（205)和第三平板（206)以及 將所述第一平板（204)、第二平板（205)和第三平板（206)連接在一起的多個安裝板（201、 202、203)，其中所述第一平板（204)、所述第二平板（205)和所述第三平板（206)分別與 所述第一表面（301)、所述第二表面（302)和所述第三表面（303)貼合，以夾緊所述側杆 (300)。
3. 根據權利要求1所述的多自由度側杆的操縱力及對應位移測試裝置，其特徵在於， 所述把手單元（103)通過楔形的把手安裝調整片（102)安裝到所述安裝支架單元（200)的 頂部。
4. 根據權利要求1到3中任一項所述的多自由度側杆的操縱力及對應位移測試裝置， 其特徵在於，所述把手單元（103)包括把手（109)、橫向滾珠軸承單元（110)、橫向直線導軌 (111)、縱向滾珠軸承單元（112)以及縱向直線導軌（113)，所述橫向直線導軌（111)平行於 所述側杆（300)的運動方向延伸，當推動所述把手（109)時，所述橫向滾珠軸承單元（110) 沿著所述橫向直線導軌（111)橫向運動，同時所述縱向滾珠軸承單元（112)沿著所述縱向 直線導軌（113)縱向向下運動，以模擬所述側杆（300)的運動。
5. 根據權利要求1到3中任一項所述的多自由度側杆的操縱力及對應位移測試裝置， 其特徵在於，還包括與所述拉壓力傳感器（105)連接的可轉動的拉壓力傳感器連接單元 (106)，所述把手單元（103)穿過所述拉壓力傳感器連接單元（106)。
6. 根據權利要求1所述的多自由度側杆的操縱力及對應位移測試裝置，其特徵在於， 所述傾角傳感器（108)通過傾角傳感器調整片（107)安裝到所述側杆夾具單元（200)的頂 部。
7. 根據權利要求6所述的多自由度側杆的操縱力及對應位移測試裝置，其特徵在於， 所述傾角傳感器（108)為雙軸傾角傳感器。
8. 根據權利要求1所述的多自由度側杆的操縱力及對應位移測試裝置，其特徵在於， 所述拉壓力傳感器（105)通過拉壓力傳感器調整片（104)安裝到所述側杆夾具單元（200) 的側部。
9. 根據權利要求8所述的多自由度側杆的操縱力及對應位移測試裝置，其特徵在於， 所述拉壓力傳感器（105)為S型拉壓力傳感器。
10. 根據權利要求1所述的多自由度側杆的操縱力及對應位移測試裝置，其特徵在於， 所述側杆底板（3〇4)與所述安裝支架單元（ 101)通過螺檢固定。
【文檔編號】G05B23/02GK104216401SQ201410483084
【公開日】2014年12月17日 申請日期:2014年9月19日 優先權日:2014年9月19日
【發明者】陸偉銘, 徐州, 張勇, 趙京洲, 陸清, 曾憲忠, 唐曦文 申請人:中國商用飛機有限責任公司, 中國商用飛機有限責任公司上海飛機設計研究院