本发明属于飞机结构设计技术领域，尤其涉及一种飞机操作系统驾驶盘转轴。
背景技术：
飞机操纵系统结构复杂，目前的飞机没有对驾驶盘施加的力进行监测，因此无法准确获得驾驶盘上作用力的大小，影响飞机的飞行安全。为了保证操纵系统的使用安全可靠，要求转轴的静强度和疲劳性能在不低于现有飞机上安装件的前提下，对转轴进行优化设计。对现有的驾驶盘转轴进行试验时，当应变片粘贴在相应位置后，与应变片连接的线缆放置问题便会突出出来，即当试验时线缆会缠绕住驾驶盘转轴，造成试验无法继续、或影响试验的准确性。
技术实现要素：
本发明的目的是提供一种飞机操作系统驾驶盘转轴，解决目前的驾驶盘转轴进行试验时与应变片连接的线缆会缠绕转轴的问题。
为达到上述目的，本发明采用的技术方案是：一种飞机操纵系统驾驶盘转轴，驾驶盘转轴一端为驾驶盘端并与飞机驾驶盘连接，另一端为链条端并与操作系统连接，在驾驶盘转轴中部有测扭区域，在所述测扭区域上贴有应力片，从所述驾驶盘转轴测扭区域向所述链条端设有两个斜孔，两个所述斜孔沿所述驾驶盘转轴的轴线对称，且两个斜孔轴线的交点位于所述驾驶盘转轴的轴线上，从驾驶盘转轴链条端的端面向驾驶盘端设有连接孔，所述连接孔的轴线与所述驾驶盘转轴的轴线共线，且所述连接孔的轴线交于所述交点；所述应变片的线缆穿过斜孔后从所述连接孔穿出。
进一步地，所述斜孔的轴线与所述驾驶盘转轴的轴线的夹角为45°。
进一步地，所述连接孔的直径大于所述斜孔的直径。
本发明的一种飞机操作系统驾驶盘转轴通过在本体上设有斜孔及连接孔，在测扭区域布置应力片后，线缆即可从斜孔及连接孔穿出，解决了试验过程中线缆会缠绕驾驶盘转轴的问题，实现了驾驶盘对驾驶盘转轴施加的力的测量，从而对驾驶盘转轴的优化提供依据。
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，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。
图1为本发明一实施例的驾驶盘转轴结构示意图。
其中，1-驾驶盘转轴，2-测扭区域，3-应力片，4-斜孔，5-连接孔。
具体实施方式
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。
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。
如图1所示为本发明的飞机操作系统驾驶盘转轴，其一端与飞机驾驶盘连接，另一端与操作系统(即下一级构件)连接，当需要了解对驾驶盘转轴的静强度和疲劳性能时，便对其进行试验时。试验时在驾驶盘上施加的力，通过与驾驶盘连接的驾驶盘转轴传递到下一级构件。为了保证飞机的飞行安全，需监测作用在驾驶盘上的力对驾驶盘转轴的影响，对转轴上的扭矩进行实时测量。首相将应力片粘贴于驾驶盘转轴的测扭区域，之后将与应力片连接的线缆穿过驾驶盘转轴上的斜孔，多条线缆汇总后从连接孔穿出。需要理解的是，在测扭区域粘贴的应力片的数量根据实际需要可以自由选择，当多个应力片粘贴后，多条线缆便分成两组，分别从两个斜孔穿出，线缆分组原则以靠近的斜孔为准，可以不均匀分配。此外，在驾驶盘转轴上相应位置打两个斜孔及一个连接孔没有破坏驾驶盘转轴的结构，在试验时不会对试验结果造成影响。
本发明的飞机操作系统驾驶盘转轴具有如下优点：
(1)对斜孔或连接孔进行任意截面，抗扭截面系数损失非常小，开孔处剪应力取决于截面直径；
(2)因转轴自身处于封闭环境中，将应变片的导线通道设计在转轴内部，避免了轴在转动的同时，导线随轴的转动缠绕到轴上。
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。