一种带限位保护的可升降加载模块的制作方法

本申请属于机械加工领域，尤其涉及一种带限位保护的可升降加载模块。

背景技术：

目前，与此构造类似的机构一般能执行起升、下降、推进、翻转等动作，主要用升降舞台、起重设备、衡器等。在飞机载荷地面标定试验中，以往都采用粘贴帆布带或者粘贴加载块的方式实现加载系统和试验件的连接，加载用的作动筒通过铰链支座固定在地面上。在这种方式下进行作动筒单点调试和多点联调时，作动筒与帆布带或者加载块脱开连接，并由试验人员手扶顺铰链活动方向倒向地面，再进行调试工作。在调试过程中，作动筒活塞杆完全收入和打出不会接触到飞机，故无安全风险。并且以往的飞机载荷地面标定试验只在同型号飞机中抽取一架进行，调试工作中作动筒由试验人员手扶的工作量不大。

但随着复合材料在飞机中大量使用，传统的粘贴方式需要打磨，会损伤飞机复合材料表面，而飞机价值极为高昂，只能采取非粘贴式的加载块对飞机施加压力。如果这种非粘贴式的加载块还是与通过铰链支座固定在地面的作动筒连接，就会导致加载块对准飞机上的加载位置时需要试验人员调整扶正，这种定位方式难度大，影响试验精度；并且现在存在某些机型需要对每架飞机进行载荷地面标定试验，在对这些机型进行载荷地面标定试验时，人工调整扶正工作量巨大，试验精度更难保证。如果这种非粘贴式的加载块与通过固支支座固定在地面的作动筒连接，虽然能解决定位难、工作量大的问题，但是会使作动筒在调试时，活塞杆打出接触到飞机，对飞机造成损坏。

现有的各类型作动筒支座都没有方便连续调节高度的功能，在试验加载时，作动筒行程极限一般远超过飞机安全变形范围。在控制系统失控，作动筒满载荷加载的情况下，飞机将受载产生塑性变形或者破坏。

技术实现要素：

为了解决现有的加载系统在飞机载荷地面标定试验中定位困难、在调试过程中可能损坏飞机、在加载过程中存在系统失控损坏飞机的风险等不足，本申请提供一种带限位保护的可升降加载模块。

为实现上述技术效果，本申请的技术方案如下：

一种带限位保护的可升降加载模块，其特征在于：包括加载座主体，所述加载座主体底部连接有T型槽导轨，所述加载座主体的上端连接有涡轮丝杆升降机构，所述涡轮丝杆升降机构的一侧通过套筒与电动或电气工具相连，所述涡轮丝杆升降机构上端通过法兰盘连接有作动筒连接板，所述作动筒连接板上端连接有作动筒。

所述加载座主体通过垫圈、T型头螺栓和螺母与T型槽导轨连接。

所述加载座主体通过点半和螺栓与涡轮丝杆升降机构连接。

所述作动筒转接板通过内六角螺栓与作动筒连接。

所述加载座主体由顶板、底板和四根角钢焊接而成，底板通过T形头螺栓、螺母与T形槽导轨连接，所述底板的四个角上开有长孔，所述长孔垂直于T形槽导轨方向，用以调节和T形槽导轨垂直方向的位置，所述底板中间开圆孔，用以减重。

所述顶板设置有与垫板配制的四个连接孔，所述顶板的中间开有圆孔，用以安装涡轮丝杆升降机构，所述顶板和所述底板之间由四根角钢焊接连接，角钢位于底板长孔和顶板连接孔之内，给安装螺栓、螺母和T形头螺栓等留出操作空间。

所述垫板制四个沉头孔，用以连接加载座主体和涡轮丝杆升降机构，和涡轮丝杆升降机构通过螺栓、螺母连接，沉头在垫板与加载座主体贴合的一侧，在涡轮丝杆升降机构的丝杆顶端安装法兰盘，所述法兰盘上均布四个通孔，用以连接作动筒转接板，作动筒转接板上制四个沉头孔用以安装和作动筒连接的内六角螺栓，沉头在与法兰盘贴合的一面；另制四个和法兰盘对应的通孔，并铣出合适大小的槽，使在拧连接紧法兰盘和作动筒转接板的螺母时，预先放置的螺栓不会随之转动。作动筒转接板在与作动筒贴合的一面制与作动筒相匹配的圆凸台，起定心作用。安装完成后，加载座主体、涡轮丝杆升降机构、作动筒同轴，且轴线垂直加载座主体底面。将原有涡轮丝杆升降机构的输入从手轮或电机改为手持电动或气动工具，手持电动或气动工具夹持专门的套筒带动输入轴转动，起到调节丝杆升起和下降。

本申请的优点在于：

本申请利用固支支座的定位准确性和涡轮丝杆升降机构的长度可调节性，不仅能保证加载时非粘贴式加载块在没有试验人员扶正的情况下准确、快速对准加载位置，而且能保证在单点调试和多点联调过程中，作动筒活塞杆完全打出后加载系统不接触飞机，还能对试验加载系统进行机械限位保护，保证在试验加载控制系统失控后飞机受载变形在安全范围之内，确保价值高昂的飞机不受损坏。

附图说明

图1-图2是可升降加载模块的构造图。

图3-图6是加载座主体的构造图。

图7-图9是垫板的构造图。

图10-图11是法兰盘的构造图。

图12-图15是作动筒转接板的构造图。

图16-图17是套筒的构造图。

图18-21是载荷标定试验过程示意图。

图中：

1-T形槽导轨，2-垫圈，3-螺母，4-T形头螺栓，5-加载座主体，6-螺栓，7-垫板，8-涡轮丝杆升降机构，9-法兰盘，10-作动筒转接板，11-内六角螺栓，12-作动筒，13-套筒，14-电动或气动工具。

具体实施方式

一种带限位保护的可升降加载模块包括加载座主体5，所述加载座主体5底部连接有T型槽导轨，所述加载座主体5的上端连接有涡轮丝杆升降机构8，所述涡轮丝杆升降机构8的一侧通过套筒13与电动或电气工具相连，所述涡轮丝杆升降机构8上端通过法兰盘9连接有作动筒12连接板，所述作动筒12连接板上端连接有作动筒12。

所述加载座主体5通过垫圈2、T型头螺栓6和螺母3与T型槽导轨连接。

所述加载座主体5通过点半和螺栓6与涡轮丝杆升降机构8连接。

所述作动筒转接板10通过内六角螺栓11与作动筒12连接。

所述加载座主体5由顶板、底板和四根角钢焊接而成，底板通过T形头螺栓4、螺母3与T形槽导轨1连接，所述底板的四个角上开有长孔，所述长孔垂直于T形槽导轨1方向，用以调节和T形槽导轨1垂直方向的位置，所述底板中间开圆孔，用以减重。

所述顶板设置有与垫板7配制的四个连接孔，所述顶板的中间开有圆孔，用以安装涡轮丝杆升降机构8，所述顶板和所述底板之间由四根角钢焊接连接，角钢位于底板长孔和顶板连接孔之内，给安装螺栓6、螺母3和T形头螺栓4等留出操作空间。

所述垫板7制四个沉头孔，用以连接加载座主体5和涡轮丝杆升降机构8，和涡轮丝杆升降机构8通过螺栓6、螺母3连接，沉头在垫板7与加载座主体5贴合的一侧，在涡轮丝杆升降机构8的丝杆顶端安装法兰盘9，所述法兰盘9上均布四个通孔，用以连接作动筒转接板10，作动筒转接板10上制四个沉头孔用以安装和作动筒12连接的内六角螺栓11，沉头在与法兰盘9贴合的一面；另制四个和法兰盘9对应的通孔，并铣出合适大小的槽，使在拧连接紧法兰盘9和作动筒转接板10的螺母3时，预先放置的螺栓6不会随之转动。作动筒转接板10在与作动筒12贴合的一面制与作动筒12相匹配的圆凸台，起定心作用。安装完成后，加载座主体5、涡轮丝杆升降机构8、作动筒12同轴，且轴线垂直加载座主体5底面。将原有涡轮丝杆升降机构8的输入从手轮或电机改为手持电动或气动工具14，手持电动或气动工具14夹持专门的套筒13带动输入轴转动，起到调节丝杆升起和下降。

本申请利用固支支座的定位准确性和涡轮丝杆升降机构8的长度可调节性，不仅能保证加载时非粘贴式加载块在没有试验人员扶正的情况下准确、快速对准加载位置，而且能保证在单点调试和多点联调过程中，作动筒12活塞杆完全打出后加载系统不接触飞机，还能对试验加载系统进行机械限位保护，保证在试验加载控制系统失控后飞机受载变形在安全范围之内，确保价值高昂的飞机不受损坏。

本申请的加载座，用以安装涡轮丝杆升降机构8，再通过法兰盘9、作动筒转接板10将涡轮丝杆升降机构8和作动筒12连接，整个系统固支，保证其垂直加载座底面不倾倒，减小人工调整扶正的工作量，提高定位的准确度。加载座的高度、涡轮丝杆升降机构8的行程、作动筒12的行程三者根据飞机载荷地面标定试验的具体需求相互协调，保证在调试时不会对机翼造成损坏，又能在试验中保证作动筒12行程足够满足机翼变形问题，并且为加载系统提供限位保护。试验前，将加载座、涡轮丝杆升降机构8、法兰盘9、作动筒转接板10、作动筒12等相关的试验加载设备安装到加载平台上相应的位置之后，试验飞机进场，移动至试验预定位置，加载点初步对准，此时作动筒12、涡轮丝杆升降机构8完全降下，加载系统不会接触飞机。升起涡轮丝杆升降机构8，使加载系统接近但不接触飞机，通过T形槽导轨1和加载座的长孔进行微调，对准加载点位置。作动筒12调试时，将涡轮丝杆升降机构8完全降下，此时作动筒12进行多次完全收入、打出动作时，加载系统均不会接触飞机。正式试验前，作动筒12处于全收入状态，此时将涡轮丝杆升降机构8升起，作动筒12不会接触飞机。当试验开始时，作动筒12打出，加载系统接触飞机，对飞机施加试验载荷。涡轮丝杆升降机构8升起的高度由飞机各加载点对应的安全变形范围决定，保证在加载时作动筒12活塞杆全打出时飞机的变形量仍在安全范围之内。在调节涡轮丝杆升降机构8的升起和降下时，使用轻巧、省力的手持电动或气动工具14代替传统笨重的电机或费力的手轮，调试时，每套可升降加载模块仅需一到二人即可完成操作。

如图18所示，调试前，作动筒12、涡轮丝杆升降机构8完全收入，传感器和加载块依次连接在作动筒12上，上述结构整体位于机翼下方，如图19所示，调试时，涡轮丝杆升降机构8完全降下，作动筒12进行多次完全收入、打出动作，加载系统不会接触飞机的机翼。如图20所示，调试后，涡轮丝杆升降机构8升起，作动筒12收入，准备试验。如图21所示，试验时，涡轮丝杆升降机构8升起，作动筒12打出接触飞机的机翼后，开始加载。