本實(shí)用新型屬于航空工程設(shè)計(jì)領(lǐng)域，尤其涉及一種主操縱系統(tǒng)靜強(qiáng)度試驗(yàn)加載裝置。

背景技術(shù)：

過去的加載裝置升降舵操縱系統(tǒng)的推拉載荷和副翼操縱系統(tǒng)的轉(zhuǎn)矩要用兩套加載裝置分別加載，實(shí)施起來不簡便，且在駕駛盤上給副翼操縱系統(tǒng)施加轉(zhuǎn)矩時(shí)會(huì)有附加載荷，影響試驗(yàn)結(jié)果精度。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本實(shí)用新型的目的是提供一種主操縱系統(tǒng)靜強(qiáng)度試驗(yàn)加載裝置，用于解決上述問題。

為達(dá)到上述目的，本實(shí)用新型采用的技術(shù)方案是：一種主操作系統(tǒng)靜強(qiáng)度試驗(yàn)加載裝置，包括圓形的加載盤；

所述加載盤中心位置與駕駛柱固定，所述加載盤的邊緣設(shè)有凹槽，在所述凹槽內(nèi)設(shè)有鋼索，所述鋼索一端與加載盤固定，鋼索另一端施加載荷；

在所述加載盤中心位置還設(shè)有耳片，所述耳片與加載盤固定連接，且所述耳片與所述加載盤垂直。

進(jìn)一步地，所述加載盤邊緣設(shè)有沿圓心對(duì)稱的兩個(gè)固定孔，螺栓穿過所述固定孔與所述鋼索的一端固定。

進(jìn)一步地，所述凹槽的形狀為V型或梯形。

進(jìn)一步地，所述耳片上還設(shè)有加載孔，所述加載孔與推拉加載裝置連接。

進(jìn)一步地，所述加載盤與所述耳片的材料一致。

本實(shí)用新型的主操縱系統(tǒng)靜強(qiáng)度試驗(yàn)加載裝置針對(duì)飛機(jī)主操縱系統(tǒng)靜強(qiáng)度試驗(yàn)提供了一種簡便的加載裝置，本實(shí)用新型的裝置上分別設(shè)置有副翼操縱系統(tǒng)加載接口和升降舵操縱系統(tǒng)加載接口，在飛機(jī)主操縱系統(tǒng)靜強(qiáng)度試驗(yàn) 中應(yīng)用本裝置加載不會(huì)產(chǎn)生除試驗(yàn)載荷之外的其它任何附加載荷，解決了過去飛機(jī)主操縱系統(tǒng)靜強(qiáng)度試驗(yàn)中附加載荷影響試驗(yàn)結(jié)果精度的問題，提高了試驗(yàn)效率。

附圖說明

此處的附圖被并入說明書中并構(gòu)成本說明書的一部分，示出了符合本實(shí)用新型的實(shí)施例，并與說明書一起用于解釋本實(shí)用新型的原理。

圖1為本實(shí)用新型一實(shí)施例的順時(shí)針轉(zhuǎn)矩施加示意圖。

圖2為本實(shí)用新型一實(shí)施例的逆時(shí)針轉(zhuǎn)矩施加示意圖。

圖3為本實(shí)用新型一實(shí)施例的拉載荷施加示意圖。

圖4為本實(shí)用新型一實(shí)施例的推載荷施加示意圖。

其中,1-加載盤，2-駕駛柱，3-鋼索，4-耳片，11-凹槽，12-固定孔，41-加載孔。

具體實(shí)施方式

為使本實(shí)用新型實(shí)施的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點(diǎn)更加清楚，下面將結(jié)合本實(shí)用新型實(shí)施例中的附圖，對(duì)本實(shí)用新型實(shí)施例中的技術(shù)方案進(jìn)行更加詳細(xì)的描述。在附圖中，自始至終相同或類似的標(biāo)號(hào)表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實(shí)施例是本實(shí)用新型一部分實(shí)施例，而不是全部的實(shí)施例。下面通過參考附圖描述的實(shí)施例是示例型的，旨在用于解釋本實(shí)用新型，而不能理解為對(duì)本實(shí)用新型的限制?；诒緦?shí)用新型中的實(shí)施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒有作出創(chuàng)造型勞動(dòng)前提下所獲得的所有其他實(shí)施例，都屬于本實(shí)用新型保護(hù)的范圍。下面結(jié)合附圖對(duì)本實(shí)用新型的實(shí)施例進(jìn)行詳細(xì)說明。

在本實(shí)用新型的描述中，需要理解的是，術(shù)語“中心”、“縱向”、“橫向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底”、“內(nèi)”、“外”等指示的方位或位置關(guān)系為基于附圖所示的方位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本實(shí)用新型和簡化描述，而不是指示或暗示所 指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構(gòu)造和操作，因此不能理解為對(duì)本實(shí)用新型保護(hù)范圍的限制。

本實(shí)用新型的一種主操作系統(tǒng)靜強(qiáng)度試驗(yàn)加載裝置，包括加載盤1，加載盤1為圓形，加載盤為圓形；加載盤1中心位置與駕駛柱2固定，加載盤1的邊緣設(shè)有凹槽11，在凹槽11內(nèi)設(shè)有鋼索3，鋼索3的一端與加載盤1固定，鋼索3另一端施推拉加載荷；在加載盤1中心位置還設(shè)有耳片4，耳片4與加載盤1固定連接，且耳片1與加載盤4垂直。

加載盤1邊緣設(shè)有沿圓心對(duì)稱的兩個(gè)固定孔12，螺栓穿過固定孔12與鋼索3的一端固定。耳片4上還設(shè)有加載孔41，加載孔41與推拉加載裝置用螺栓連接即可。需要說明的是，凹槽11的形狀為V型，當(dāng)然還可以是梯形。此外，為保證試驗(yàn)強(qiáng)度足夠，加載盤1與耳片4的材料一致，均采用鋼制或合金材料。

當(dāng)鋼索3一端固定于固定孔12，鋼索3的另一端施加加載力F即可實(shí)現(xiàn)副翼操作系統(tǒng)的轉(zhuǎn)矩試驗(yàn)；當(dāng)推拉加載裝置與耳片的加載孔41連接后，施加推拉載荷F即可實(shí)現(xiàn)升降舵操縱系統(tǒng)的推拉試驗(yàn)。

本實(shí)用新型的一種主操縱系統(tǒng)靜強(qiáng)度試驗(yàn)加載裝置針對(duì)飛機(jī)主操縱系統(tǒng)靜強(qiáng)度試驗(yàn)提供了一種簡便的加載裝置，本實(shí)用新型的裝置上分別設(shè)置有副翼操縱系統(tǒng)加載接口和升降舵操縱系統(tǒng)加載接口，在飛機(jī)主操縱系統(tǒng)靜強(qiáng)度試驗(yàn)中應(yīng)用本裝置加載不會(huì)產(chǎn)生除試驗(yàn)載荷之外的其它任何附加載荷，解決了過去飛機(jī)主操縱系統(tǒng)靜強(qiáng)度試驗(yàn)中附加載荷影響試驗(yàn)結(jié)果精度的問題，提高了試驗(yàn)效率。

以上所述，僅為本實(shí)用新型的最優(yōu)具體實(shí)施方式，但本實(shí)用新型的保護(hù)范圍并不局限于此，任何熟悉本技術(shù)領(lǐng)域的技術(shù)人員在本實(shí)用新型揭露的技術(shù)范圍內(nèi)，可輕易想到的變化或替換，都應(yīng)涵蓋在本實(shí)用新型的保護(hù)范圍之內(nèi)。因此，本實(shí)用新型的保護(hù)范圍應(yīng)以所述權(quán)利要求的保護(hù)范圍為準(zhǔn)。