一种飞行器方向舵载荷传递装置的制作方法

本实用新型涉及飞机加载试验装置设计，特别涉及一种飞行器方向舵载荷传递装置。

背景技术：

高机动大过载飞行器载荷水平远高于有人飞行器，具有飞行小时少、日历寿命长、飞行强度大等特点。根据高机动大过载飞行器静力试验和疲劳试验的使用需求，需设计一个试验装置，以满足试验加载的需要。

但是，由于高机动大过载飞行器的使用过载高达18g，远大于有人飞行器的使用情况，并且载荷工况较多，飞行器原有的方向舵作动筒无法满足高载荷、舵面角度固定和可靠性的需求。

技术实现要素：

本实用新型的目的是提供了一种用于高机动大过载飞行器静力试验和疲劳试验的方向舵载荷传递装置。

本实用新型的技术方案是：

一种飞行器方向舵载荷传递装置，包括：

固定支座；

T型支座，包括底部和凸起部，所述T型支座的底部靠近所述固定支座，并通过连接件设置在所述固定支座上，且所述T型支座通过所述连接件在所述固定支座与待加载方向舵之间滑动；

内嵌接头，一端通过铰接转轴铰接在所述T型支座的凸起部上，所述内嵌接头的铰接转轴的轴线与所述T型支座的滑动方向垂直；

关节轴承，设置在所述内嵌接头远离所述T型支座的一端，用于与待加载方向舵转轴相匹配，所述关节轴承的轴线与所述内嵌接头的铰接转轴的轴线平行。

优选的，所述连接件呈杆状，所述固定支座和所述T型支座的底部均开设有相匹配的通孔；

所述连接件上设置有外螺纹以及相匹配的螺母。

优选的，所述连接件的数量为两根，平行设置。

优选的，所述T型支座的凸起部上开设有通孔；

所述内嵌接头的一端设置有两块平行的耳片，两块耳片上均开设有通孔，所述凸起部伸入所述两块耳片之间，通过所述铰接转轴穿过所述耳片以及凸起部的通孔，将所述内嵌接头铰接在所述凸起部上。

优选的，所述铰接转轴为螺栓；

所述飞行器方向舵载荷传递装置还包括与所述螺栓相匹配的螺母。

优选的，所述的飞行器方向舵载荷传递装置还包括：

轴承架，一端可拆卸地固定在所述内嵌接头的远离所述T型支座的一端，另一端具有呈圆环状的夹持部，所述关节轴承的外圈固定在设置所述夹持部的内圈中。

优选的，所述轴承架一端设置有外螺纹，在所述内嵌接头的远离所述T型支座的一端设置有相匹配的内螺纹；

所述飞行器方向舵载荷传递装置还包括：

定位螺母，与所述轴承架的外螺纹相匹配。

本实用新型的优点在于：

本实用新型的飞行器方向舵载荷传递装置，能够用于高机动大过载飞行器静力试验和疲劳试验的载荷施加，为高机动大过载飞行器试验的顺利进行提供保证。

附图说明

图1是本实用新型飞行器方向舵载荷传递装置的主视图；

图2是本实用新型飞行器方向舵载荷传递装置的俯视图。

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性的，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性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。

下面结合附图1和图2对本实用新型飞行器方向舵载荷传递装置做进一步详细说明。

本实用新型提供了一种飞行器方向舵载荷传递装置，可以包括固定支座1、T型支座2、内嵌接头3以及关节轴承4。

固定支座1根据需要设置成多种适合的形状结构，固定到尾翼的腹板上，通过飞行器标准件与尾翼连接，起到整体支撑作用。

T型支座2包括底部21和凸起部22；其中，T型支座2的底部21靠近固定支座1，并通过连接件23设置在固定支座1上，且T型支座2通过连接件23在固定支座1与待加载方向舵之间滑动。

本实用新型的飞行器方向舵载荷传递装置中，连接件23可以根据需要选择为多种适合的结构，以实现T型支座2的相对滑动，比如圆柱状、长方体形等；本实施例中，优选连接件23呈杆状，数量为两根，相互平行设置；进一步，又在固定支座1和T型支座2的底部21均开设有相匹配的通孔，即两个通孔，孔径略大于杆状连接件23的直径；另外，在连接件23上设置有外螺纹以及相匹配的螺母，用于对固定支座1与连接件23之间以及T型支座2与连接件23之间的相对位置之间固定。在使用时，通常是T型支座2与连接件23之间固定不动，可以仅通过连接件23带动T型支座2相对固定支座1滑动，滑动到需要的位置后通过图1中所示的左右螺母进行固定即可。另外，在必要的时候，与调整连接件23端部T型支座2的位置，来对T型支座2的滑动伸缩量进行微调。

进一步，在T型支座2和对应的螺母上均有定位孔，可实现对连接件位置的固定，防止随着载荷的增大导致方向舵角度偏离，影响试验的精度。

内嵌接头3一端通过铰接转轴31铰接在T型支座2的凸起部22上，内嵌接头3的铰接转轴31的轴线与T型支座2的滑动方向垂直。

本实用新型的飞行器方向舵载荷传递装置中，内嵌接头3也可以根据需要选择为多种适合的结构；本实施例中，首先是在T型支座2的凸起部22上开设有通孔；再在内嵌接头3的一端设置有两块平行的耳片32，两块耳片32上均开设有通孔，凸起部22伸入两块耳片32之间，通过铰接转轴31穿过耳片32以及凸起部22的通孔，将内嵌接头3铰接在凸起部22上。

进一步，优选铰接转轴31为螺栓，还设置有与螺栓相匹配的螺母、垫圈，铰接转轴31仅传递力，不传递力矩，与结构真实受力一致，保证了结构的传力特性。另外，铰接转轴31端部还可以包括开口销7，用于对螺母进行定位。

关节轴承4设置在内嵌接头3远离T型支座2的一端，用于与待加载方向舵转轴相匹配，关节轴承4的轴线与内嵌接头3的铰接转轴31的轴线平行。

本实用新型的飞行器方向舵载荷传递装置中，关节轴承4可以通过多种适合的结构和方式安装在内嵌接头3远离T型支座2的一端；本实施例中，还包括轴承架5，一端可拆卸地固定在内嵌接头3的远离T型支座2的一端，另一端具有呈圆环状的夹持部51，关节轴承4的外圈固定在设置夹持部51的内圈中。

进一步，轴承架5一端设置有外螺纹，在内嵌接头3的远离T型支座2的一端设置有相匹配的内螺纹，再通过与轴承架5的外螺纹相匹配定位螺母52进行固定。并且，还可以通过旋转轴承架5调整方向舵载荷传递装置与机身的连接角度。

本实用新型的飞行器方向舵载荷传递装置，能够用于高机动大过载飞行器静力试验和疲劳试验的载荷施加，为高机动大过载飞行器试验的顺利进行提供保证。

进一步，本实用新型的飞行器方向舵载荷传递装置中，主体承力构件大多采用钢材加工，免去地面液压系统的支持，节约成本，满足结构设计中强度与刚度最优原则；并且采用多余度、机械式设计方式，可随时调整舵面偏转角度，具有很高的灵活性和可靠性，可在同型号多个飞行器的不同试验重复使用；另外，飞行器方向舵载荷传递装置中有可靠的锁紧功能，无需经常进行舵面角度校核，避免因为舵面角度的偏差而影响试验质量，对于周期紧张的静力试验和疲劳试验，可大大节约试验时间，提高试验质量，具有重要意义。

以上所述，仅为本实用新型的具体实施方式，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。