专利名称：一种飞机伺服驱动组件测试盒的制作方法
技术领域：
本实用新型涉及飞机伺服驱动组件检测技术领域，尤其涉及一种飞机伺服驱动组件测试盒。
背景技术：
随着航空业的迅猛发展，人们对航空业的需求越来越多。飞机安全飞行、安全着陆也至关重要的。因而对飞机的检测尤为重要，可以人为杜绝飞机的安全隐患。目前对飞机的检测方式很多，但是对飞机伺服驱动组件检测尚属空白，因此，对飞机伺服驱动组件的检测很有实际意义。本实用新型飞机伺服组件测试盒可以完成对伺服驱动组件的输出力矩、同步机、测速机等技术指标的检测和调整。
发明内容为了解决上述问题，本实用新型的目的在于提供一种飞机伺服驱动组件测试盒，可以完成飞机伺服驱动组件性能指标的测试。为达到上述目的，本实用新型采用以下技术方案予以实现。一种飞机伺服驱动组件测试盒，其特征在于，包括第一连接端、第二连接端、用于控制直流电源输入的双刀单掷开关和用于控制伺服电机转向的四刀双掷开关；所述第一连接端的第三连接端点连接到所述四刀双掷开关的第一动触点；所述第一连接端的第四连接端点连接到所述双刀 单掷开关的第一动触点，所述双刀单掷开关的第一静触点连接到所述四刀双掷开关的第二动触点；所述第一连接端的第五连接端点连接到所述四刀双掷开关的第四动触点；所述第一连接端的第六连接端点连接到所述双刀单掷开关的第二动触点，所述双刀单掷开关的第二静触点连接到所述四刀双掷开关的第三动触
占.[0009]所述第二连接端的第八连接端点、所述四刀双掷开关的第四静触点、所述四刀双掷开关的第一静触点依次串联；所述第二连接端的第六连接端点、所述四刀双掷开关的第二静触点、所述四刀双掷开关的第三静触点依次串联；所述第一连接端的第十连接端点、所述四刀双掷开关的第八静触点、所述四刀双掷开关的第五静触点依次串联；所述第一连接端的第十二连接端点、所述四刀双掷开关的第六静触点、所述四刀双掷开关的第七静触点依次串联。上述技术方案的特点和进一步改进在于:(I)还包括串联在所述第一连接端的第二、第十七连接端点之间连接有用于控制直流电源输入的第一单刀单掷开关。(2)还包括用于控制交流电源输入的第二单刀单掷开关，所述第二单刀单掷开关的动触点连接到所述第二连接端的第二连接端点，所述第二单刀单掷开关的静触点分别连接所述第二连接端的第九连接端点和所述第一连接端的第十五连接端点。[0013](3)还包括双刀双掷开关，所述双刀双掷开关的第一静触点连接到所述第二连接端的第五连接端点；所述双刀双掷开关的第二静触点连接到所述第一连接端的第七连接端点；所述双刀双掷开关的第三静触点连接到所述第二连接端的第四连接端点；所述双刀双掷开关的第四静触点连接到所述第一连接端的第九连接端点；还包括电压表，所述电压表的正极连接到所述双刀双掷开关的第一动触点，所述电压表的负极连接到所述双刀双掷开关的第二动触点。(4)还包括串联在所述四刀双掷开关的第一动触点和所述第一连接端的第三连接端点之间的第二电流表。(5)还包括串联在所述四刀双掷开关的第三动触点和所述双刀单掷开关的第二静触点之间的第一电流表。(6)还包括第一变压器，所述第一变压器的正极输入端连接到所述第一连接端的第十二连接端点，所述第一变压器的负极输入端连接到所述第一连接端的第十三连接端点。(7)还包括第二变压器，所述第二变压器的正极输入端连接到所述第二连接端的第十二连接端点，所述第二变压器的负极输入端连接到所述第二连接端的第十一连接端点。本实用新型飞机伺服驱动组件测试盒可以完成对伺服驱动组件的输出力矩、同步机、测速机等技术指标的检测和调整。
图1是本实用新型飞机伺服驱动组件测试盒电路连接示意图。
具体实施方式
以下将结合附图所示的各实施方式对本实用新型进行详细描述。但这些实施方式并不限制本实用新型，本领域的普通技术人员根据这些实施方式所做出的结构、方法、或功能上的变换均包含在本实用新型的保护范围内。参照附图1，本实用新型飞机伺服驱动组件测试盒包括第一连接端JZ1、第二连接端JZ2、用于控制直流电源输入的双刀单掷开关K2、用于控制伺服电机转向的四刀双掷开关K3、用于控制直流电源输入的第一单刀单掷开关K1、用于控制交流电源输入的第二单刀单掷开关K5和用于通过选择PV电压表接线观察两个测速机输出电压的双刀双掷开关K4。第一连接端JZl包括十七个连接端点，第一连接端JZl的第三连接端点连接到所述四刀双掷开关K3的第一动触点D31 ;第一连接端JZl的第四连接端点连接到双刀单掷开关K2的第一动触点D21，双刀单掷开关K2的第一静触点J21连接到四刀双掷开关K3的第二动触点D32 ;第一连接端JZl的第五连接端点连接到四刀双掷开关K3的第四动触点D34 ；第一连接端JZl的第六连接端点连接到双刀单掷开关K2的第二动触点D22，双刀单掷开关K2的第二静触点J22连接到四刀双掷开关K3的第三动触点D33。第二连接端JZ2包括十三个连接端点，第二连接端JZ2的第八连接端点、四刀双掷开关K3的第四静触点J34、四刀双掷开关K3的第一静触点J31依次串联；第二连接端JZ2的第六连接端点、四刀双掷开关K3的第二静触点J32、四刀双掷开关K3的第三静触点J33依次串联；第一连接端JZl的第十连接端点、四刀双掷开关K3的第八静触点J38、四刀双掷开关K3的第五静触点J35依次串联；第一连接端JZl的第十二连接端点、四刀双掷开关K3的第六静触点J36、四刀双掷开关K3的第七静触点J37依次串联。第一单刀单掷开关Kl串联在第一连接端JZl的第二、第十七连接端点之间。第二单刀单掷开关K5的动触点D51连接到第二连接端JZ2的第二连接端点，第二单刀单掷开关K5的静触点J51分别连接第二连接端JZ2的第九连接端点和第一连接端JZl的第十五连接端点。双刀双掷开关K4的第一静触点J41连接到第二连接端JZ2的第五连接端点；双刀双掷开关K4的第二静触点J42连接到第一连接端JZl的第七连接端点；双刀双掷开关K4的第三静触点J43连接到第二连接端JZ2的第四连接端点；双刀双掷开关K4的第四静触点J44连接到第一连接端JZl的第九连接端点。电压表PV的正极连接到双刀双掷开关K4的第一动触点D41，电压表PV的负极连接到双刀双掷开关K4的第二动触点D42。第二电流表PA2串联在四刀双掷开关K3的第一动触点D31和第一连接端JZl的第三连接端点之间。第一电流表PAl串联在四刀双掷开关K3的第三动触点D33和双刀单掷开关K2的第二静触点J22之间。其中，第一电流表PAl用于监测第一电机的工作电流，第二电流表PA2用于监测第二电机的动作电流。电压表PV用于分别监测测速Gl和测速机G2的输出电压幅值及极性。本实用新型还设置有第一变压器Tl和第二变压器T2，第一变压器Tl的正极输入端Jl连接到第一连接端JZl的第十二连接端点，第一变压器Tl的负极输入端SI连接到第一连接端JZl的第十三连接端点；第二变压器T2的正极输入端J2连接到第二连接端JZ2的第十二连接端点， 第二变压器T2的负极输入端S2连接到第二连接端JZ2的第十一连接端点。其中第一变压器Tl和第二变压器T2用来隔离观察示波器对同步机测试的影响。此外，第一连接端JZl的第一连接端点和第二连接端JZ2的第十三连接端点连接，第二连接端JZ2的第一连接端点分别连接第二连接端JZ2的第八连接端点和第一连接端JZl的第十六连接端点。测试时，第一连接端JZl和第二连接端JZ2的外接线路连接方式如附图1所示。第一连接端JZl的外接线路为:第一连接端JZl的第一、第二连接端点外接直流稳压电源1，第三、第四连接端点外接直流稳压电源2，第五、第六连接端点外接直流稳压电源3，第七、第八、第九连接端点外接测速机G1，第十、第十一连接端点外接马达BI，第十二、第十三、第十四、第十五、第十六连接端点外接同步机Z1，第十七连接端点外接到离合器LI的Gl孔。第二连接端JZ2的外接线路为:第二连接端JZ2的第一、第二连接端点外接交流电源，第三、第四、第五连接端点外接到测速机G2，第六、第七连接端点外接马达B2，第八、第九、第十、第十一、第十二连接端点外接同步机Z2，第十三连接端点外接到离合器LI的G2孔。第一连接端JZl和第二连接端JZ2是用二根相对应的电缆线来将测试盒与作动器及电源组件进行连接；另外还安装了五对测量输出端子，K、U端子检测同步机的输入电压，JUSl和BI+、B1-两组端子用来观察同步机Zl的输出信号，J2、S2和B2+、B2_两组端子用来观察同步机Z2的输出信号。 本实用新型可以将第一电流表PAl、第二电流表PA2、电压表PV及第一单刀单掷开关Kl、双刀单掷开关K2、四刀双掷开关K3、双刀双掷开关K4和第二单刀单掷开关K5设置在面板上；也可以将端子K、U，端子Jl、SI，端子BI+、B1-，端子J2、S2及端子B2+、B2-设置在面板上，可方便进行被测产品的检测与排故，增强检测效率，使其在性能上更好的满足测试与总装要求。本实用新型飞机伺服驱动组件测试盒测试项目及测试过程具体如下:测试项目一:两电机的堵转力矩测试。首先，将作动器安装到力矩测试台上；其次，将测试盒与电源、被测作动器连接好，并将控制盒面板上的K1、K2、K5等开关拨到OFF位；再次，根据所检测的项目拨好K3、K4开关的位置(即选择所观察的测速机和作动器的旋转方向)，调整好离合器LI和两电机的工作电压；最后，先合上K1，离合器LI加电啮合，再合上K2，两电机旋转工作，增加力矩台力矩，使作动器堵转，当一个电机的工作电流为1A±0.0lA(或2A±0.01A)，而另一个电机的工作电流为0.7A±0.0lA(或1.7A±0.2A)时，读出此时的力矩值，按此方法分别测出每个电机的两个转向的堵转力矩。测试项目二:两个同步机零位的调整和测试。首先，将被测作动器从力矩台上取下来，连接好同步机的激磁电源，并将其调整到26VAC,从控制盒面板上的K、U端子上可观察，把示波器的两根输入线分别接到面板上的BI+、B1-和B2+、B2-两组端子上，然后合上K5开关，示波器上可观察到两同步的输出。其次，将示波器的一根输入线接K、U端子，另一根接到B2+、B2-端子，另将多用数字表接到J2、S2端子上，然后 逆时针转动作动器，使其从B2+、B2-观察到的波形与从K、U端子的示波器上观察到的波形应为同相变化。 再次，将示波器接在K、U端子上输入线改接到BI+、B1-端子上，另一输入线不变，然后逆时针转动作动器输出轴，从示波器上观察到两同步机的波形应为同相变化，如果不是，就松开同步机Z1，转动同步机Zl定子，使其两同步机输出变化一致。最后，示波器接线不变，先将多用数字表接到同步机Z2输出端J2、S2两端上，逆时针转动作动器输出轴，使多用数字表的电压读数最小(小于0.045VAC)，然后将多用数字表转接到同步机Zl输出端的J1、SI端子上，转动同步机Zl定子，使其读数最小，并固定同步机Zl定子，两同步机的零点调整结束。本实用新型能有效实现对飞机伺服驱动组件的性能指标测试，测试效率高，测试结果直观、操作方便，使用可靠。上文所列出的一系列的详细说明仅仅是针对本实用新型的可行性实施方式的具体说明，它们并非用以限制本实用新型的保护范围，凡未脱离本实用新型技艺精神所作的等效实施方式或变更均应包含在本实用新型的保护范围之内。
权利要求1.一种飞机伺服驱动组件测试盒，其特征在于，包括第一连接端(JZi)、第二连接端(JZ2)、用于控制直流电源输入的双刀单掷开关(K2)和用于控制伺服电机转向的四刀双掷开关(K3)； 所述第一连接端(JZl)的第三连接端点连接到所述四刀双掷开关(K3)的第一动触点(D31);所述第一连接端(JZl)的第四连接端点连接到所述双刀单掷开关(K2)的第一动触点(D21)，所述双刀单掷开关(K2)的第一静触点(J21)连接到所述四刀双掷开关(K3)的第二动触点(D32);所述第一连接端(JZl)的第五连接端点连接到所述四刀双掷开关(K3)的第四动触点(D34);所述第一连接端(JZl)的第六连接端点连接到所述双刀单掷开关(K2)的第二动触点(D22)，所述双刀单掷开关(K2)的第二静触点(J22)连接到所述四刀双掷开关(K3)的第三动触点(D33)； 所述第二连接端(JZ2)的第八连接端点、所述四刀双掷开关(K3)的第四静触点(J34)、所述四刀双掷开关(K3)的第一静触点(J31)依次串联；所述第二连接端(JZ2)的第六连接端点、所述四刀双 掷开关(K3)的第二静触点(J32)、所述四刀双掷开关(K3)的第三静触点(J33)依次串联；所述第一连接端(JZl)的第十连接端点、所述四刀双掷开关(K3)的第八静触点(J38)、所述四刀双掷开关(K3)的第五静触点(J35)依次串联；所述第一连接端(JZl)的第十二连接端点、所述四刀双掷开关(K3)的第六静触点(J36)、所述四刀双掷开关(K3)的第七静触点(J37)依次串联。
2.如权利要求1所述的飞机伺服驱动组件测试盒，其特征在于，还包括串联在所述第一连接端(JZl)的第二、第十七连接端点之间连接有用于控制直流电源输入的第一单刀单掷开关(Kl)。
3.如权利要求1所述的飞机伺服驱动组件测试盒，其特征在于，还包括用于控制交流电源输入的第二单刀单掷开关(K5)，所述第二单刀单掷开关(K5)的动触点(D51)连接到所述第二连接端(JZ2)的第二连接端点，所述第二单刀单掷开关(K5)的静触点(J51)分别连接所述第二连接端(JZ2)的第九连接端点和所述第一连接端(JZl)的第十五连接端点。
4.如权利要求1所述的飞机伺服驱动组件测试盒，其特征在于，还包括双刀双掷开关(K4)，所述双刀双掷开关(K4)的第一静触点(J41)连接到所述第二连接端(JZ2)的第五连接端点；所述双刀双掷开关(K4)的第二静触点(J42)连接到所述第一连接端(JZl)的第七连接端点；所述双刀双掷开关(K4)的第三静触点(J43)连接到所述第二连接端(JZ2)的第四连接端点；所述双刀双掷开关(K4)的第四静触点(J44)连接到所述第一连接端(JZl)的第九连接端点。
5.如权利要求4所述的飞机伺服驱动组件测试盒，其特征在于，还包括电压表(PV)，所述电压表(PV)的正极连接到所述双刀双掷开关(K4)的第一动触点(D41)，所述电压表(PV)的负极连接到所述双刀双掷开关(K4)的第二动触点(D42)。
6.如权利要求1所述的飞机伺服驱动组件测试盒，其特征在于，还包括串联在所述四刀双掷开关(K3)的第一动触点(D31)和所述第一连接端(JZl)的第三连接端点之间的第二电流表(PA2)。
7.如权利要求1所述的飞机伺服驱动组件测试盒，其特征在于，还包括串联在所述四刀双掷开关(K3)的第三动触点(D33)和所述双刀单掷开关(K2)的第二静触点(J22)之间的第一电流表(PAl)。
8.如权利要求1所述的飞机伺服驱动组件测试盒，其特征在于，还包括第一变压器(Tl)，所述第一变压器(Tl)的正极输入端连接到所述第一连接端(JZl)的第十二连接端点，所述第一变压器(Tl)的负极输入端连接到所述第一连接端(JZl)的第十三连接端点。
9.如权利要求1所述的飞机伺服驱动组件测试盒，其特征在于，还包括第二变压器(T2)，所述第二变压器(T2)的正极输入端连接到所述第二连接端(JZ2)的第十二连接端点，所述第二变压器 (T2)的负极输入端连接到所述第二连接端(JZ2)的第十一连接端点。
专利摘要本实用新型属于飞机伺服驱动组件检测技术领域，公开了一种飞机伺服驱动组件测试盒。该测试盒包括第一连接端、第二连接端、双刀单掷开关和四刀双掷开关；第一连接端的第三连接端点连接到四刀双掷开关的第一动触点；第一连接端的第四连接端点连接到双刀单掷开关的第一动触点，双刀单掷开关的第一静触点连接到四刀双掷开关的第二动触点；第一连接端的第五连接端点连接到四刀双掷开关的第四动触点；第一连接端的第六连接端点连接到双刀单掷开关的第二动触点，双刀单掷开关的第二静触点连接到四刀双掷开关的第三动触点。本实用新型飞机伺服驱动组件测试盒可以完成对伺服驱动组件的输出力矩、同步机、测速机等技术指标的检测和调整。
文档编号B64F5/00GK203127152SQ201320040739
公开日2013年8月14日 申请日期2013年1月25日 优先权日2013年1月25日
发明者王维昌, 王岩 申请人:西安康倍机电科技有限公司