本实用新型涉及飞机试验装置技术领域，尤其涉及一种飞机控制系统附件试验装置。
背景技术：
随着现代先进飞机高速、高性能发展，功率加大，重量加大，动作反馈同步跟随，飞机附件性能要求也同步提高。在飞机液压系统中，随着飞机重量、功率加大，系统压力、流量也不断提高，液压系统愈向高压和大功率的方向发展，对飞机附件性能检测也相应提高，机械强度是飞机控制系统附件最重要的性能之一。
经检索，中国专利授权号CN 204921552 U公开了一种飞机控制系统附件试验装置，主要包括集成安装座总成，集成安装座总成上端、下端分别固装有油箱、电机，电机连接有油泵；油泵左侧、右侧与油箱之间分别均设有二者相连的左油路管道、右油路管道；左油路管道自下而上依次连接有单向阀、油滤、冷却器、压力传感器及流量计；右油路管道自上而下依次连接有球阀、回油背压阀。本实用新型通过液压泵提供系统压力，比例溢流调压，现场、远程控制两种控制方式切换，进而实现压力调节、启/停操作、状态监控并满足飞机附件性能试验检测要求。
现有技术存在以下不足之处：由于飞机附件种类多样，每种飞机附件的大小各不相同，而现有的试验装置为了对多种飞机附件完成试验检测需要购置多种型号的试验装置，从而不但造成检测不便而且浪费资金。
技术实现要素：
本实用新型的目的在于提供一种飞机控制系统附件试验装置，具备适用性强、节约资金、检测方便的优点，解决了现有的试验装置为了对多种飞机附件完成试验检测需要购置多种型号的试验装置，从而不但造成检测不便而且浪费资金的问题。
根据本实用新型实施例的一种飞机控制系统附件试验装置，包括外框，所述外框底部水平设有支撑底座，所述支撑底座顶端中部设有双作用液压缸，所述连接座一侧与双作用液压缸上部一侧均连通有高压输油管，所述高压输油管的出油端与第一手动液压泵相连接，所述高压输油管的进油端与第二手动液压泵相连接，所述连接座的一端连接有液压表，所述双作用液压缸上侧输出端设有活塞板，所述活塞板两侧均设有限位板，两个所述限位板的一端均贯穿外框并延伸至外框外侧，所述外框内上部水平设有螺杆，所述螺杆包括左螺杆与右螺杆，所述左螺杆外表面的螺纹从左到右呈向上倾斜状，所述右螺杆表面的螺纹从左到右呈向下倾斜状，所述左螺杆的一端贯穿外框一侧侧壁并与转柄固定连接，所述左螺杆与右螺杆的外侧均套设有滑块，所述滑块的顶端设有连杆，所述连杆的一端与滑轨滑动连接，两个所述滑块底端固定连接有夹板，所述夹板中部水平贯穿有底板，所述底板的两端分别与外框内两侧壁固定连接，两个所述夹板底端一侧均设有固定块，所述固定块上侧设有滑动块，所述夹板的一侧侧壁上设有凸形滑槽，所述凸形滑槽内设有滑动凸块，所述滑动凸块与滑动块的一端滑动连接，所述固定块的内部设有固定螺栓，所述固定螺栓贯穿固定块并伸入滑动块的一侧端面内部，两个所述滑动块上端设有飞机附件本体且飞机附件本体的顶端与底板底端相抵。
进一步的，两个所述滑块内部设有与螺杆外表面相匹配的螺纹。
进一步的，所述底板与夹板滑动连接。
进一步的，所述滑动凸块与滑动块一体成型。
进一步的，所述外框两侧底端均设有支撑板。
进一步的，所述飞机本体表面设有形变百分表。
本实用新型与现有技术相比具有的有益效果是：
1、该种飞机控制系统附件试验装置通过设有滑动块、固定螺栓、夹板、螺杆可以使得不同规格大小的飞机附件都可以通过该装置进行试验检测，不仅方便了检测，而且节约了购置多种型号的试验装置的资金，经济十分合算，适宜推广；
2、该种飞机控制系统附件试验装置通过设有第一手动液压泵、第二手动液压泵、液压表、形变百分表可以通过液压表显示的施加的液压强度值与形变百分表上显示的形变值来计算出所试验飞机附件的机械强度。
附图说明
附图用来提供对本实用新型的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本实用新型的实施例一起用于解释本实用新型，并不构成对本实用新型的限制。在附图中：
图1为本实用新型提出的一种飞机控制系统附件试验装置的结构示意图；
图2图1中A处结构放大图；
图3为本实用新型提出的一种飞机控制系统附件试验装置的凸形滑槽结构示意图。
图中：1-外框、2-支撑底座、3-双作用液压缸、4-连接座、5- 高压输油管、6-第一手动液压泵、7-第二手动液压泵、8-液压表、9- 活塞板、10-限位板、11-螺杆、12-左螺杆、13-右螺杆、14-滑块、15-夹板、16-底板、17-飞机附件本体、18-固定块、19-滑动块、20- 凸形滑槽、21-滑动凸块、22-固定螺栓、23-连杆。
具体实施方式
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清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有做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。
参照图1-3，一种飞机控制系统附件试验装置，包括外框1，外框1底部水平设有支撑底座2，支撑底座2顶端中部设有双作用液压缸3，双作用液压缸3一侧侧壁下端连通有连接座4，连接座4一侧与双作用液压缸3上部一侧均连通有高压输油管5，所述高压输油管 5的出油端与第一手动液压泵6相连接，所述高压输油管的进油端与第二手动液压泵7相连接，连接座4的一端连接有液压表8，双作用液压缸3上侧输出端设有活塞板9，活塞板9两侧均设有限位板10，两个限位板10的一端均贯穿外框1并延伸至外框1外侧，外框1内上部水平设有螺杆11，螺杆11包括左螺杆12与右螺杆13，左螺杆 12外表面的螺纹从左到右呈向上倾斜状，右螺杆13表面的螺纹从左到右呈向下倾斜状，左螺杆12的一端贯穿外框1一侧侧壁并与转柄固定连接，左螺杆12与右螺杆13的外侧均套设有滑块14，滑块14 的顶端设有连杆23，连杆23的一端与滑轨滑动连接，两个滑块14 底端固定连接有夹板15，夹板15中部水平贯穿有底板16，底板16 的两端分别与外框1内两侧壁固定连接，两个夹板15底端一侧均设有固定块18，固定块18上侧设有滑动块19，夹板15的一侧侧壁上设有凸形滑槽20，凸形滑槽20内设有滑动凸块21，滑动凸块21与滑动块19的一端滑动连接，固定块18的内部设有固定螺栓22，固定螺栓22贯穿固定块18并伸入滑动块19的一侧端面内部，两个滑动块19上端设有飞机附件本体17且飞机附件本体17的顶端与底板 16底端相抵，该种飞机控制系统附件试验装置通过设有滑动块19、固定螺栓22、夹板15、螺杆11可以使得不同规格大小的飞机附件都可以通过该装置进行试验检测，不仅方便了检测，而且节约了购置多种型号的试验装置的资金，十分经济合算，适宜推广。
两个滑块14内部设有与螺杆11外表面相匹配的螺纹，底板16 与夹板15滑动连接，滑动凸块21与滑动块19一体成型，外框1两侧底端均设有支撑板，飞机附件本体17表面设有形变百分表，该种飞机控制系统附件试验装置通过设有第一手动液压泵6、第二手动液压泵7、液压表8、形变百分表可以通过液压表8显示的施加的液压强度值与形变百分表上显示的形变值来计算出所试验飞机附件的机械强度。
试验时，将飞机附件置于滑动块19上侧，然后转动转柄，转柄带动左螺杆12与右螺杆13转动，两个滑块14带动夹板15向中心移动，对飞机附件实现初步固定，然后转动固定螺栓22，固定螺栓22 推动滑动块19向上移动，对飞机附件实现完全固定，形变百分表安装在试验附件的表面上，然后启动第二手动液压泵7使双作用液压缸 3动作，从而促使双作用液压缸3的活塞推着活塞板9缓慢向上运动，当活塞板9接触到飞机附件时，油缸内部开始增压，在第二手动液压泵7的继续作用下，双作用液压缸3内部产生的压力传递到飞机附件上，使飞机附件受力，液压表的8读数间接反映了飞机附件的受力大小，形变百分表的读数直接反映出飞机附件受力过程中的弹性变形和塑性变形情况。
本实用新型未详述之处，均为本领域技术人员的公知技术。
尽管已经示出和描述了本实用新型的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本实用新型的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本实用新型的范围由所附权利要求及其等同物限定。