一种飞机脚蹬机构间隙测量装置的制造方法
【专利摘要】本实用新型涉及一种飞机脚蹬机构间隙测量装置，所述飞机脚蹬机构间隙测量装置包括外筒、内筒、刻度盘、平衡端、左力臂、右力臂、左支撑、右支撑；左支撑和右支撑分别与飞机左右脚踏板或脚蹬轴用螺钉连接的方式予以夹持连接；外筒一端螺连刻度盘，外筒另一端即外筒过渡端与左力臂上端通过螺钉连接，左力臂下端与左支撑螺钉连接；内筒一端连接平衡端且均置于外筒内，内筒另一端即内筒过度端与右力臂上端通过螺钉连接，右力臂下端与右支撑螺钉连接；左力臂及左支撑与右力臂及右支撑对称安装。本实用新型的飞机脚蹬机构间隙测量装置可有效地提高脚蹬间隙测量的准确性，及避免了以往在座舱内弯腰测量同时受空间限制的种种不便，大大减轻间隙测量的工作强度。
【专利说明】
一种飞机脚蹬机构间隙测量装置
技术领域
[0001] 本发明属于飞机全机主操纵系统疲劳试验检查或飞机维护检查技术领域，尤其涉 及一种飞机脚蹬机构间隙测量装置，用于在试验现场或维护现场进行飞机脚蹬机构间隙的 工程测量。
【背景技术】
[0002] 以往在飞机全机主操纵系统疲劳试验现场或者外场飞机操纵系统检查维护现场 对飞机脚蹬机构间隙进行测量时，要求测量人员先去除脚蹬机构立柱间的机构盖板等物， 然后分别在左右脚蹬立柱下部的安装调整孔插上销钉，将左右两个销钉靠近对齐后，用手 将左右脚蹬左前右后（或右前左后）相对地移动至最大距离，松手待左右脚蹬稳定后，再用 钢板尺测量左右销钉在航向的相对位置，最后给出左右脚蹬前后的相对位移。除了飞机脚 蹬机构间隙测量外，对于方向舵操纵系统或脚蹬机构的系统调整，也是根据左右销钉能否 对齐来进行调整的。由于在飞机全机主操纵系统疲劳试验座舱内设有加载设备、在外场飞 机座舱内的左右脚蹬立柱之间设有机构盖板等物，因此，在脚蹬机构间隙测量的过程中受 座舱内空间的限制，往往使得脚蹬机构间隙的测量或者对方向舵操纵系统的调整很不方 便，另外，如果拆卸这些加载设备或机构盖板等物并且在间隙测量后再予以恢复安装则费 时费力。可见，在飞机全机主操纵系统疲劳试验现场或者外场飞机操纵系统检查维护现场 的脚蹬机构间隙测量的工作负担较重。
【发明内容】
[0003] 本发明的目的是提供一种飞机脚蹬机构间隙测量装置，解决目前的飞机脚蹬测量 费时费力、工作量繁重，或测量精度不高的问题。
[0004] 为达到上述目的，本发明采用的技术方案是:一种飞机脚蹬机构间隙测量装置，所 述飞机脚蹬机构间隙测量装置包括外筒、内筒、刻度盘、平衡端、左力臂、右力臂、左支撑、右 支撑;左支撑和右支撑分别与飞机左右脚踏板或脚蹬轴用螺钉连接的方式予以夹持连接； 外筒一端螺连刻度盘，外筒另一端即外筒过渡端与左力臂上端通过螺钉连接，左力臂下端 与左支撑螺钉连接；内筒一端连接平衡端且均置于外筒内，内筒另一端即内筒过度端与右 力臂上端通过螺钉连接，右力臂下端与右支撑螺钉连接;左力臂及左支撑与右力臂及右支 撑对称安装。
[0005] 进一步地，左力臂与右力臂相同，左支撑与右支撑相同，且左力臂及左支撑的安装 结构与右力臂及右支撑的安装结构相同。
[0006] 进一步地，左支撑包括支撑主件、支撑配件、特型橡胶垫和橡胶垫;支撑主件为叉 耳式板型体结构，支撑主件的叉耳部分与左力臂的下端螺接，支撑主件的板型部分与特型 橡胶垫胶接为一体;支撑配件与橡胶垫胶接为一体，且支撑主件、支撑配件、特型橡胶垫和 橡胶垫的中部协调钻孔或配孔，左支撑和左脚蹬螺接。
[0007] 进一步地，特型橡胶垫同一面的横向设有半圆弧凹槽，所述半圆弧凹槽与脚蹬轴 固定连接，纵向设有梯形凹槽，所述梯形凹槽与支撑配件及脚踏板固定连接。
[0008] 进一步地，刻度盘连接在外筒端头，内筒一端穿过刻度盘并置于外筒内部且内筒 与外筒相对转动，刻度盘的外表面设置有刻度线，内筒外表面上设有基准线，或刻度盘外表 面设置基准线，内筒外表面设置刻度线。
[0009] 进一步地，平衡端外表面为锯齿状且与外筒的内表面接触，所述锯齿状的凸点顶 部形状为圆弧形。
[0010]进一步地，左支撑与左力臂下端螺钉连接且左支撑被左力臂限位，限位位置为左 力臂与左力臂垂直位置。
[0011]进一步地，左力臂为槽型件结构，左力臂的力臂结构为可调式力臂结构或固定式 力臂结构。
[0012] 本发明的飞机脚蹬机构间隙测量装置将对脚蹬机构下部左右销钉的前后相对位 移测量转变为对脚蹬机构上部测量装置内筒与外筒的相对转动测量，更方便于测量人员现 场对飞机脚蹬机构间隙进行测量，且测量精度有极大提高，避免了以往在座舱内弯腰测量 同时受空间限制的种种不便，大大减轻间隙测量的工作强度。
【附图说明】
[0013] 此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施 例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。
[0014] 图1为本发明的飞机脚蹬机构间隙测量装置的连接示意图；
[0015] 图2为本发明的飞机脚蹬机构间隙测量装置的安装示意图；
[0016] 图3为本发明的刻度盘结构示意图；
[0017] 图4为本发明的内筒及基准线示意图；
[0018] 图5为本发明的左力臂(或右力臂)结构示意图；
[0019]图6为本发明的左力臂(或右力臂)可调式力臂结构示意图；
[0020]图7为本发明的左支撑(或右支撑)结构安装示意图；
[0021 ]图8为本发明的支撑主件结构示意图；
[0022] 图9为本发明的特型橡胶垫结构示意图；
[0023] 图10为本发明的支撑配件及橡胶垫结构示意图；
[0024] 图11为本发明的平衡端结构示意图；
[0025] 其中，1-外筒，2-内筒，3-刻度盘，4-平衡端，5-左力臂，6-右力臂，7-左支撑，8-右 支撑，9-支撑主件，10-支撑配件，11-特型橡胶垫，12-橡胶垫。
【具体实施方式】
[0026] 为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中 的附图，对本发明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发明 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 于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。下 面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
[0027] 在本发明的描述中，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发明和简化描述，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发明保护 范围的限制。
[0028] 如图1至图11所示，飞机脚蹬机构间隙测量装置包括外筒1、内筒2、刻度盘3、平衡 端4、左力臂5、右力臂6、左支撑7、右支撑8，左支撑7包括支撑主件9、支撑配件10、特型橡胶 垫11和橡胶垫12;左力臂5与右力臂6相同，左支撑7与右支撑8相同，所谓相同指的是材料、 结构、尺寸等均相同，左力臂5与左支撑7的安装结构和右力臂6与右支撑8的安装结构相同 且安装对称，对称中心为两脚蹬的中心位置;外筒1 一端螺连刻度盘，外筒1另一端即过度端 与左力臂5上端通过螺钉连接并固定，左力臂5下端与左支撑7通过单个螺钉连接，左支撑7 可绕螺钉旋转但在安装测量位置被左力臂5限位，即与左力臂5成90°垂直角（左支撑7与左 力臂5槽型件匹配，可旋转至槽型件腹板处且被腹板挡住）；内筒2-端连接平衡端4,平衡端 4可使内筒2在外筒1内更容易地转动或在其轴线方向伸长或压缩运动，内筒2另一端即过度 端与右力臂6上端通过螺钉连接并固定，右力臂6下端与右支撑8通过单个螺钉连接，右支撑 8可绕螺钉旋转但在安装测量位置被右力臂6限位，即与右力臂6成90°垂直角（右支撑8与右 力臂6槽型件匹配，可旋转至槽型件腹板处且被腹板挡住）；左支撑7和右支撑8用螺钉连接 的方式分别与飞机左右脚踏板或脚蹬轴予以夹持。
[0029] 本发明的飞机脚蹬机构间隙测量装置通过测量人员分别将左支撑7、右支撑8对应 夹持连接在左、右脚蹬板或脚蹬轴上，推动左右脚蹬前后相对运动至最大位置(左前右后或 者右前左后），松手待其稳定后，读取内外筒相对转动的角度数，即可知道左右脚蹬前后的 相对位移，内外筒转动的角度数与左右脚蹬前后相对位移的关系为：
，其中，α 为脚蹬机构间隙测量装置内筒与外筒的相对转动角度数;h为间隙测量装置左力臂5或右力 臂6的高度值，也就是左右力臂上端（内外筒转轴中心线）到下端螺钉连接孔之间的距离;X 为左右脚蹬前后的相对位移;在保证脚蹬机构间隙测量装置内外筒在左右脚蹬立柱之间的 盖板之上并方便测量人员读取内外筒相对旋转角度的前提下，将力臂高度值设定取整，便 于测量角度与脚蹬机构间隙测量值的换算。
[0030] 本发明的飞机脚蹬机构间隙测量装置的外筒1、内筒2均有过渡端，以便与左力臂 5、右力臂6的上端螺接。
[0031] 本发明的飞机脚蹬机构间隙测量装置的刻度盘3,连接在外筒1的一端并与内筒2 外表面上的轴向基准线配合使用，便于测量人员读取内外筒相对转动的角度数，内筒2外表 面上的基准线可以在整个径向外表面刻制或标记，也可以在其径向半表面刻制或标记。此 外，还可以在刻度盘3上刻制基准线、内筒2外表面刻制刻度线。
[0032] 本发明的飞机脚蹬机构间隙测量装置的平衡端4,连接在内筒2的一端，与外筒1接 触的外表面为锯齿状，每个锯齿表面均为"凸面"即圆弧面设计，可使得内筒2在外筒1内容 易转动或在其轴线方向伸长或压缩运动；"锯齿"的大小和数量设置可以根据内外筒直径大 小进行确定，一般为8、12或16等，详见图11所示(图中圆弧面未清晰表示）。
[0033] 本发明的飞机脚蹬机构间隙测量装置的左力臂5或右力臂6,其结构形式为槽型管 件，分为固定高度力臂结构形式和可调节高度力臂结构形式两种，视飞机脚蹬机构间隙测 量的实际情况进行选取:在固定高度力臂不满足间隙测量的力臂高度要求时，选取可调节 高度力臂的结构结构。
[0034] 本发明的脚蹬机构间隙测量装置的左支撑7和右支撑8均包括支撑主件9和支撑配 件10，支撑主件9 一侧表面连接或粘贴有特形橡胶垫11，支撑配件10-侧表面连接或粘贴有 橡胶垫12,所有螺接孔均为协调钻孔或配钻;将左支撑7、右支撑8分别与左、右脚蹬踏板连 接安装时，支撑主件9的特形橡胶垫11在上贴合脚踏板，支撑配件10的橡胶垫12在下贴合脚 踏板下表面;特型橡胶垫11的结构设计特点是，横向即脚蹬轴向有半圆弧凹槽，方便与脚蹬 轴贴合并固定连接，纵向有梯形凹槽，方便与支撑配件10及一般脚踏板螺接固定;在脚蹬踏 板不易拆卸的情况下进行脚蹬机构间隙测量时，如果连接螺钉在支撑主件10中部不能穿过 脚踏板，则左支撑7或右支撑8各用四个支撑配件10分别将左右脚踏板和支撑主件9 一起直 接外侧夹持连接;如果连接螺钉在支撑主件10中部穿过脚踏板，则左支撑7或右支撑8各用 两个支撑配件10与支撑主件9分别将左右脚踏板夹持连接;在脚蹬踏板可拆卸的情况下，则 左支撑7或右支撑8各用两个支撑配件10与支撑主件9直接将左右脚蹬轴夹持连接，此时，特 型橡胶垫11的半圆弧凹槽贴合在脚蹬轴上。一般情况下，左支撑7和右支撑8与左右脚踏板 的夹持螺接，可在其支撑主件9和支撑配件10合适的螺接孔位置上用四个或四个以上的螺 钉予以连接
[0035] 另外，结合本发明的飞机脚蹬机构间隙测量装置在飞机座舱内的装配并进行脚蹬 机构的间隙测量过程作进一步阐述：
[0036] 第一步，先按图1所示，先将平衡端4与内筒2左端进行螺接，同时，将刻度盘3与外 筒1右端进行螺接并固定，再将带有平衡端3的内筒2放入带有刻度盘3的外筒1中，旋转并调 整内筒2表面的基准线位置朝上。
[0037] 第二步，将左力臂5上端与外筒1左端(过渡端)进行螺接，即连接主钉(大孔)和两 个辅钉(小孔）；同样，将右力臂6上端与内筒2右端(过度端)进行螺接，即连接主钉和两个辅 钉;左力臂5和右力臂6结构相同但对称安装。在此，本发明所示的左力臂5或右力臂6的力臂 结构有两种形式:一是两端有过渡端的固定高度力臂的槽型件结构(参见图5)，另一种是可 调节高度力臂、分段连接且两端有过渡端的槽型件结构(参见图6)。
[0038]第三步，按图1、图7所示，将左支撑7中连接或粘贴有特型橡胶垫11的支撑主件9 (参见图8、图9)，与左力臂5下端进行螺接并旋转至图1位置;右支撑8的结构与左支撑7相同 但安装对称(参见图1)。在实际的飞机脚蹬机构间隙测量当中，也可以根据座舱内空间及脚 蹬机构的实际情况，也可以将左支撑7、右支撑8按图2所示进行安装。拉伸或压缩外筒1和内 筒2的相对距离，使得左支撑7、右支撑8位置分别贴合飞机左右脚踏板。
[0039]第四步，按图1、图2、图7所示，分别用四个粘贴橡胶垫12的支撑配件10(参见图10) 以及四个以上的螺钉将飞机左脚蹬或脚蹬轴以及带有特型橡胶垫11的左支撑主件9 一并螺 接固定；同样，分别用四个粘贴橡胶垫12的支撑配件10以及四个或四个以上的螺钉将飞机 右脚蹬或脚蹬轴以及带有特型橡胶垫11的右支撑主件9 一并螺接固定。一般情况下，即针对 一般飞机脚踏板且不拆卸脚踏板的情况下进行脚蹬机构间隙测量时，左支撑7及右支撑8各 有一个支撑主件9和四个支撑配件10，分别与左右脚踏板的夹持螺接，对此，可在其支撑主 件9和支撑配件10合适的螺接孔位置上用四个或四个以上的螺钉予以连接一一如果连接螺 钉在支撑主件10中部不能穿过脚踏板，则左支撑7或右支撑8各用四个支撑配件10分别将左 右脚踏板和支撑主件9 一起直接外侧夹持连接固定;如果连接螺钉在支撑主件10中部位置 可以穿过脚踏板，则左支撑7或右支撑8各用两个支撑配件10与支撑主件9分别将左右脚踏 板夹持连接固定。在飞机脚蹬踏板可拆卸的情况下，左支撑7或右支撑8各用两个支撑配件 10与支撑主件9直接将左右脚蹬轴夹持连接，此时，支撑主件9上的特型橡胶垫11的半圆弧 凹槽贴合在脚蹬轴上。
[0040] 第五步，分别将夹持连接左右脚蹬板或脚蹬轴的左支撑7和右支撑8进行左前右后 或者右前左后地前后相对运动，缓慢推动左右支撑相对运动至最大位置后松手，待左支撑7 和右支撑8位置稳定后，然后读取外筒1和内筒2相对转动的角度数，即根据本发明刻度盘3 刻度线及内筒2表面基准线相对位置进行读取。由此，可按前述内外筒转动的角度数与左右 脚蹬前后相对位移的关系式，换算出左右脚蹬前后的相对位移。
[0041] 本发明的飞机脚蹬机构间隙测量装置用于飞机全机主操纵系统疲劳试验或外场 飞机维护检查过程中对脚蹬机构间隙即左右脚蹬前后相对自由间隙的检查和测量。本发明 所带来的优点是:为减轻飞机脚蹬机构间隙测量工作负担，避免在座舱内受空间影响以及 加载设备限制等种种不便，将传统的脚蹬机构下部销钉前后位移测量转变为飞机脚蹬机构 上部的飞机脚蹬机构间隙测量装置内外筒的相对转动角度测量，也就是直接读取测量装置 内外筒的转动刻度数，即可得到脚蹬机构前后的相对位移，便于测量人员更有效地进行飞 机脚蹬机构间隙测量工作，提高了测量精度。
[0042]以上所述，仅为本发明的最优【具体实施方式】，但本发明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发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换， 都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范 围为准。
【主权项】
1. 一种飞机脚蹬机构间隙测量装置，其特征在于，所述飞机脚蹬机构间隙测量装置包 括外筒（1)、内筒（2)、刻度盘(3)、平衡端(4)、左力臂（5)、右力臂（6)、左支撑(7)、右支撑 (8);左支撑(7)和右支撑(8)分别与飞机左右脚踏板或脚蹬轴用螺钉连接的方式予以夹持 连接;外筒（1) 一端螺连刻度盘(3)，外筒（1)另一端即外筒过渡端与左力臂（5)上端通过螺 钉连接，左力臂(5)下端与左支撑(7)螺钉连接；内筒(2) -端连接平衡端(4)且均置于外筒 (4)内，内筒(2)另一端即内筒过度端与右力臂(6)上端通过螺钉连接，右力臂(6)下端与右 支撑(8)螺钉连接;左力臂(5)及左支撑(7)与右力臂(6)及右支撑(8)对称安装。2. 根据权利要求1所述的飞机脚蹬机构间隙测量装置，其特征在于，左力臂（5)与右力 臂（6)相同，左支撑(7)与右支撑(8)相同，且左力臂（5)及左支撑(7)的安装结构与右力臂 (6)及右支撑(8)的安装结构相同。3. 根据权利要求2所述的飞机脚蹬机构间隙测量装置，其特征在于，左支撑(7)包括支 撑主件(9)、支撑配件（10)、特型橡胶垫（11)和橡胶垫（12);支撑主件(9)为叉耳式板型体结 构，支撑主件(9)的叉耳部分与左力臂(5)的下端螺接，支撑主件(9)的板型部分与特型橡胶 垫（11)胶接为一体;支撑配件（10)与橡胶垫（12)胶接为一体，且支撑主件（9)、支撑配件 (10)、特型橡胶垫(11)和橡胶垫(12)的中部协调钻孔或配孔，左支撑和左脚蹬螺接。4. 根据权利要求3所述的飞机脚蹬机构间隙测量装置，其特征在于，特型橡胶垫（11)同 一面的横向设有半圆弧凹槽，所述半圆弧凹槽与脚蹬轴固定连接，纵向设有梯形凹槽，所述 梯形凹槽与支撑配件(10)及脚踏板固定连接。5. 根据权利要求1所述的飞机脚蹬机构间隙测量装置，其特征在于，刻度盘(3)连接在 外筒⑴端头，内筒⑵一端穿过刻度盘⑶并置于外筒⑴内部且内筒⑵与外筒⑴相对转 动，刻度盘(3)的外表面设置有刻度线，内筒(2)外表面上设有基准线，或刻度盘(3)外表面 设置基准线，内筒(2)外表面设置刻度线。6. 根据权利要求1所述的飞机脚蹬机构间隙测量装置，其特征在于，平衡端(4)外表面 为锯齿状且与外筒(1)的内表面接触，所述锯齿状的凸点顶部形状为圆弧形。7. 根据权利要求2所述的飞机脚蹬机构间隙测量装置，其特征在于，左支撑(7)与左力 臂(5)下端螺钉连接且左支撑(7)被左力臂（5)限位，限位位置为左力臂(7)与左力臂(5)垂 直位置。8. 根据权利要求2所述的飞机脚蹬机构间隙测量装置，其特征在于，左力臂（5)为槽型 件结构，左力臂(5)的力臂结构为可调式力臂结构或固定式力臂结构。
【文档编号】G01B5/14GK205679175SQ201620514632
【公开日】2016年11月9日
【申请日】2016年5月31日 公开号201620514632.4, CN 201620514632, CN 205679175 U, CN 205679175U, CN-U-205679175, CN201620514632, CN201620514632.4, CN205679175 U, CN205679175U
【发明人】卢京明, 孙仁俊
【申请人】中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所