一种主操作系统静强度试验加载装置的制作方法

本实用新型属于航空工程设计领域，尤其涉及一种主操纵系统静强度试验加载装置。

背景技术：

过去的加载装置升降舵操纵系统的推拉载荷和副翼操纵系统的转矩要用两套加载装置分别加载，实施起来不简便，且在驾驶盘上给副翼操纵系统施加转矩时会有附加载荷，影响试验结果精度。

技术实现要素：

本实用新型的目的是提供一种主操纵系统静强度试验加载装置，用于解决上述问题。

为达到上述目的，本实用新型采用的技术方案是：一种主操作系统静强度试验加载装置，包括圆形的加载盘；

所述加载盘中心位置与驾驶柱固定，所述加载盘的边缘设有凹槽，在所述凹槽内设有钢索，所述钢索一端与加载盘固定，钢索另一端施加载荷；

在所述加载盘中心位置还设有耳片，所述耳片与加载盘固定连接，且所述耳片与所述加载盘垂直。

进一步地，所述加载盘边缘设有沿圆心对称的两个固定孔，螺栓穿过所述固定孔与所述钢索的一端固定。

进一步地，所述凹槽的形状为V型或梯形。

进一步地，所述耳片上还设有加载孔，所述加载孔与推拉加载装置连接。

进一步地，所述加载盘与所述耳片的材料一致。

本实用新型的主操纵系统静强度试验加载装置针对飞机主操纵系统静强度试验提供了一种简便的加载装置，本实用新型的装置上分别设置有副翼操纵系统加载接口和升降舵操纵系统加载接口，在飞机主操纵系统静强度试验 中应用本装置加载不会产生除试验载荷之外的其它任何附加载荷，解决了过去飞机主操纵系统静强度试验中附加载荷影响试验结果精度的问题，提高了试验效率。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本实用新型的实施例，并与说明书一起用于解释本实用新型的原理。

图1为本实用新型一实施例的顺时针转矩施加示意图。

图2为本实用新型一实施例的逆时针转矩施加示意图。

图3为本实用新型一实施例的拉载荷施加示意图。

图4为本实用新型一实施例的推载荷施加示意图。

其中,1-加载盘，2-驾驶柱，3-钢索，4-耳片，11-凹槽，12-固定孔，41-加载孔。

具体实施方式

为使本实用新型实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例型的，旨在用于解释本实用新型，而不能理解为对本实用新型的限制。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造型劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。下面结合附图对本实用新型的实施例进行详细说明。

在本实用新型的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本实用新型和简化描述，而不是指示或暗示所 指的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，因此不能理解为对本实用新型保护范围的限制。

本实用新型的一种主操作系统静强度试验加载装置，包括加载盘1，加载盘1为圆形，加载盘为圆形；加载盘1中心位置与驾驶柱2固定，加载盘1的边缘设有凹槽11，在凹槽11内设有钢索3，钢索3的一端与加载盘1固定，钢索3另一端施推拉加载荷；在加载盘1中心位置还设有耳片4，耳片4与加载盘1固定连接，且耳片1与加载盘4垂直。

加载盘1边缘设有沿圆心对称的两个固定孔12，螺栓穿过固定孔12与钢索3的一端固定。耳片4上还设有加载孔41，加载孔41与推拉加载装置用螺栓连接即可。需要说明的是，凹槽11的形状为V型，当然还可以是梯形。此外，为保证试验强度足够，加载盘1与耳片4的材料一致，均采用钢制或合金材料。

当钢索3一端固定于固定孔12，钢索3的另一端施加加载力F即可实现副翼操作系统的转矩试验；当推拉加载装置与耳片的加载孔41连接后，施加推拉载荷F即可实现升降舵操纵系统的推拉试验。

本实用新型的一种主操纵系统静强度试验加载装置针对飞机主操纵系统静强度试验提供了一种简便的加载装置，本实用新型的装置上分别设置有副翼操纵系统加载接口和升降舵操纵系统加载接口，在飞机主操纵系统静强度试验中应用本装置加载不会产生除试验载荷之外的其它任何附加载荷，解决了过去飞机主操纵系统静强度试验中附加载荷影响试验结果精度的问题，提高了试验效率。

以上所述，仅为本实用新型的最优具体实施方式，但本实用新型的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本实用新型揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本实用新型的保护范围之内。因此，本实用新型的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。