專利名稱：一種飛機艙門鎖可靠性試驗裝置的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及ー種飛機結(jié)構設計領域，具體是ー種飛機艙門鎖的可靠性試驗裝置。
背景技術：
某型飛機的起落架艙門鎖系統(tǒng)由艙門作動器、艙門、鎖環(huán)以及艙門鎖等部分構成。艙門作動器操縱艙門的收放，艙門鎖安裝在機身上，鎖環(huán)安裝在艙門上。艙門鎖為液壓驅(qū)動的主動鎖，是艙門鎖系統(tǒng)的關鍵部件之一。飛機起飛時，艙門作動器收起艙門后，艙門鎖液壓機構操縱鎖鉤關閉，鎖鉤鉤住鎖環(huán)并將艙門鎖緊；在飛機飛行過程中艙門鎖始終保持在鎖緊狀態(tài)；飛機降落吋，艙門鎖液壓機構操縱鎖鉤打開，鎖鉤釋放鎖環(huán)并將艙門解鎖，然后由艙門作動器放下艙門。在上述艙門鎖工作過程中，艙門鎖應能正常關閉、保持在正常鎖緊狀態(tài)或正常打開，否則會引起飛機任務失敗，并影響飛機飛行安全。尤其在飛機降落階段，如果艙門鎖不能正常打開，會導致起落架不能正常放下，極有可能造成飛機墜毀等嚴重事故。 艙門鎖的可靠性是直接關系到飛行安全，但目前對機械產(chǎn)品可靠性分析和評估的理論研究還不成熟，不能達到完全取代實物試驗的水平，所以為了評估艙門鎖設計方案的可靠性指標，暴露艙門鎖的主要失效模式和薄弱環(huán)節(jié)，獲得影響艙門鎖失效的重要環(huán)境因素，并獲得提高艙門鎖可靠性水平的改進措施，實現(xiàn)艙門鎖的可靠性增長，必須對艙門鎖進行可靠性試驗。目前在飛機研制過程中，將部分飛機子系統(tǒng)安裝在飛機上，隨飛機的試飛工作進行產(chǎn)品的可靠性試驗。但若將艙門鎖安裝在飛機上進行試驗，這種試驗方法存在下列問題一、艙門鎖ー個典型的工作周期包括閉鎖、保持在鎖緊狀態(tài)一定時間和開鎖，而一般飛機每個起落僅包含ー個艙門鎖工作周期，這樣ー來導致對艙門鎖進行全壽命周期試驗所耗費的時間極長；ニ、飛機飛行成本高昂，導致試驗成本不可接受；三、試驗本身出現(xiàn)故障的風險較大，一旦出現(xiàn)艙門鎖不能正常打開的故障，極有可能造成飛機墜毀的嚴重事故；四、艙門鎖實際工作的環(huán)境條件復雜且無法預料，而飛機在飛行試驗中面臨的環(huán)境條件同樣無法預料和控制，導致艙門鎖的可靠性試驗不能覆蓋所有可能遇到的環(huán)境條件；五、由于飛行試驗中艙門鎖的工作條件不能控制，導致不能進行故障模式激發(fā)試驗；六、對艙門鎖的工作狀態(tài)難以進行實時監(jiān)測。在地面對艙門鎖進行可靠性試驗是解決飛行試驗問題的有效辦法，但目前對艙門鎖之類的機械產(chǎn)品的可靠性試驗方法還不成熟，且試驗中往往只考慮單環(huán)境因素對產(chǎn)品可靠性的影響。但艙門鎖的實際工作環(huán)境條件復雜，且各個環(huán)境因素之間存在偶合作用，導致艙門鎖在各個單環(huán)境條件下性能和可靠性退化的簡單疊加與其在綜合環(huán)境條件下的性能和可靠性演化規(guī)律截然不同。若在試驗中只考慮單環(huán)境因素對艙門鎖可靠性的影響，則所由于考慮的因素不夠全面，模擬的環(huán)境條件不夠真實，會導致實驗得出的艙門鎖的可靠性演化規(guī)律和使用壽命與實際情況偏差較大。因此需要一種能對艙門鎖加載綜合環(huán)境因素的可靠性試驗裝置。發(fā)明內(nèi)容為克服現(xiàn)有技術中存在的實驗結(jié)果與實際情況偏差較大的不足，本發(fā)明提出了一種飛機艙門鎖可靠性試驗裝置。本發(fā)明包括夾具、載荷加載機構、模擬艙門、限位橫梁、和鎖支架。所述鎖支架固定在夾具的上表面，艙門鎖安裝在鎖支架上。所述模擬艙門包括艙門橫梁、2個艙門縱梁、艙門轉(zhuǎn)軸、模擬艙門底座、鎖環(huán)耳片和鎖環(huán)，所述載荷加載機構包括彈簧、加載橫梁、載荷加載螺栓和載荷加載螺母。在該艙門橫梁上均布有三個彈簧的安裝孔。2個艙門縱梁的一端均固定在艙門橫梁的ー側(cè)表面上。2個艙門縱梁長度方向的中心線垂直于艙門橫梁的表面并分別位于艙門橫梁上相鄰的2個貫通孔之間。2個艙門縱梁的另一端有艙門轉(zhuǎn)軸的安裝孔，艙門轉(zhuǎn)軸穿過該艙門轉(zhuǎn)軸安裝孔，兩端分別裝入模擬艙門底座上的艙門轉(zhuǎn)軸孔內(nèi)。鎖環(huán)耳片位于艙門橫梁的中部。鎖環(huán)與鎖環(huán)耳片連接。所述載荷加載機構中的彈簧一端掛在艙門橫梁上的彈簧安裝孔內(nèi)，另一端掛在加載橫梁上的彈簧安裝孔內(nèi)。所述加載橫梁通過載荷加載螺栓固定在位于夾具底框上。 所述的模擬艙門底座上有安裝孔，在模擬艙門底座底板的中部有模擬艙門轉(zhuǎn)軸的安裝孔，安裝孔內(nèi)表面進行精加工。鎖支架包括水平支板、垂直支板和兩側(cè)的頂板。所述垂直支板為“凸”字形，所凸出部分上有艙門鎖的安裝孔，安裝孔的位置與艙門鎖上螺栓孔的位置相對應。在水平支板的上表面有支撐板，該支撐板的一個邊與水平支板的上表面固定，另ー個邊與垂直支板凸出部分的表面固定連接。鎖支架兩側(cè)的頂板分別固定在水平支板與垂直支板兩端，并位于水平支板與垂直支板之間的夾角內(nèi)。鎖支架兩側(cè)頂板的外表面之間的距離與夾具兩側(cè)壁板內(nèi)表面之間的距離相同。所述的夾具包括兩側(cè)的壁板、加強板和多個橫向加強件。兩側(cè)壁板底部的底框沿壁板向外水平延伸，用于安裝載荷加載機構，所述底框向外水平延伸部分的上表面有載荷加載螺栓的安裝孔和與載荷加載螺栓的端頭相配合的長方形凹臺階。本發(fā)明以模擬艙門來代替飛機的真實艙門，模擬艙門能夠繞其旋轉(zhuǎn)軸線轉(zhuǎn)動，艙門旋轉(zhuǎn)軸線與鎖鉤旋轉(zhuǎn)軸線向垂直。模擬艙門分別通過轉(zhuǎn)動副與兩個艙門底座連接，艙門底座分別通過螺栓連接等方式與夾具連接。鎖環(huán)安裝在模擬艙門上，安裝方式及其與鎖的相對位置與實際安裝情況一致。本發(fā)明在艙門下面安裝一個限位橫梁，限制艙門在上鎖前的位置。限位橫梁的兩端各搭接在限位橫梁底座上，限位橫梁底座通過螺栓等方式固結(jié)在夾具上。在上鎖前，模擬艙門在重力和彈簧拉力的作用下會搭接在限位橫梁上，此位置即為艙門收上位置。試驗中需要研究艙門不同收上位置對艙門鎖上鎖可靠性的影響，在限位橫梁與限位橫梁底座之間安裝調(diào)整墊片，通過調(diào)整墊片的數(shù)量來調(diào)整限位橫梁的位置。在艙門鎖上鎖過程中，鎖鉤鉤住鎖環(huán)后，要將鎖環(huán)向上拉一段距離。由于限位橫梁安裝在模擬艙門的下面，模擬艙門能夠向上自由轉(zhuǎn)動，所以在艙門上鎖過程中模擬艙門會向上轉(zhuǎn)動一段距離。上鎖后，模擬艙門與限位橫梁脫離接觸，所有艙門載荷由鎖來承擔，限位橫梁應有足夠的強度和剛度承受艙門的載荷。本發(fā)明采用彈簧拉力來模擬艙門所受的氣動力。加載橫梁兩端分別通過一個載荷加載螺栓連接到夾具上，并通過螺栓上的螺母調(diào)節(jié)加載橫梁的上下位置。橫梁上的螺栓孔稍微大于螺栓直徑，以免兩個螺栓調(diào)節(jié)不同步時橫梁被卡住。當加載橫梁向下移動時，彈簧將被拉長且拉力増加。在鎖打開狀態(tài)，所有彈簧拉力由限位橫梁承擔；在鎖關閉狀態(tài)，彈簧拉カ通過模擬艙門和鎖環(huán)傳遞到鎖鉤上并由鎖承擔。本發(fā)明所采取的技術方案使模擬飛機艙門受到的氣動カ載荷，并通過模擬艙門和鎖環(huán)將該氣動カ載荷傳遞到艙門鎖上。通過模擬艙門來代替實際的艙門，且鎖環(huán)與模擬艙門連接方式與實際情況相同，所以艙門鎖與鎖鉤的相對運動關系與實際情況較為接近。本發(fā)明利用彈簧カ來模擬艙門受到的氣動力，并通過載荷加載機構調(diào)整彈簧カ的大小，所以在可靠性試驗過程中模 擬艙門及艙門鎖所受到的氣動カ載荷能夠根據(jù)需要自由調(diào)整。夾具的各部分固結(jié)到一起，剛度大，共振頻率高，對艙門鎖進行振動試驗時其傳遞振動效果好。由于本發(fā)明體積小，能夠放進體積有限的綜合環(huán)境試驗箱中，所以在可靠性試驗過程中能夠利用綜合環(huán)境試驗箱對艙門鎖加載高低溫、鹽霧、振動、砂塵等多種應力。利用本發(fā)明和綜合環(huán)境試驗箱進行可靠性試驗時，能夠?qū)⒁簤汗苈愤B接到艙門鎖上，并對艙門鎖加載液壓載荷。由此，在可靠性試驗過程中，通過本發(fā)明和其他試驗設備的配合使用，為艙門鎖模擬的環(huán)境條件較為真實。由于在地面利用試驗裝置和設備對艙門鎖進行可靠性試驗，艙門鎖在可靠性試驗過程中所受的環(huán)境條件容易控制，且與飛行試驗相比試驗成本低。本發(fā)明能夠通過調(diào)整墊片的數(shù)量來調(diào)整模擬艙門的自由位置，由此來模擬實際情況中艙門收不到設計位置的故障情況，以研究艙門收上位置對艙門鎖可靠性的影響；本發(fā)明通過調(diào)整液壓源的輸出壓力來模擬實際情況中液壓系統(tǒng)壓カ不正常的情況，以研究液壓壓カ對艙門鎖可靠性的影響；本發(fā)明能夠通過調(diào)整鎖支架上與艙門鎖連接的螺栓孔的位置來模擬實際情況中艙門鎖的安裝誤差，以研究艙門鎖安裝誤差對艙門鎖可靠性的影響。由此，本發(fā)明能夠?qū)ε撻T鎖進行多種故障模擬試驗，試驗裝置具有較強的通用性。本發(fā)明體積小，耗費的材料少，結(jié)構簡單，加工要求低，所以本發(fā)明加工成本低，試驗成本低。

附圖I是本發(fā)明的立體分解圖；附圖2是本發(fā)明的結(jié)構示意圖；附圖3是鎖支架的立體圖；附圖4是夾具的結(jié)構示意圖；附圖5是模擬艙門的結(jié)構示意圖；附圖6a是模擬艙門底座的結(jié)構示意圖；附圖6b是模擬艙門底座的軸測示意圖；附圖7是模擬艙門與鎖環(huán)連接方式示意圖；附圖8是模擬艙門與模擬艙門底座和鎖環(huán)的裝配關系示意圖；附圖9a是限位橫梁底座的結(jié)構示意圖；附圖9b是限位橫梁底座的軸測示意圖；附圖10是限位橫梁、調(diào)整墊片和限位橫梁底座的裝配關系示意圖；附圖11是模擬艙門與限位橫梁的相對位置關系示意圖；附圖12是載荷加載螺栓；[0029]附圖13是載荷加載螺栓與夾具的連接方式示意圖。圖中·I.鎖支架2.橫向加強件3.壁板4.模擬艙門底座5.模擬艙門轉(zhuǎn)軸6.鎖環(huán)7.模擬艙門縱梁8.鎖環(huán)耳片9.模擬艙門橫梁10.加強板11.載荷加載螺母12.載荷加載螺栓13.加載橫梁14.彈簧15.限位橫梁底座16.調(diào)整墊片17.限位橫梁18.艙門鎖鎖鉤19.艙門鎖具體實施方式
本實施例是ー種飛機艙門鎖綜合環(huán)境試驗裝置，包括夾具、載荷加載機構、模擬艙門、限位橫梁、和鎖支架I。所述鎖支架I固定在夾具的上表面，艙門鎖19安裝在鎖支架I上。模擬艙門包括艙門橫梁9、2個艙門縱梁7、艙門轉(zhuǎn)軸5、模擬艙門底座4、鎖環(huán)耳片8和鎖環(huán)6。艙門橫梁9為矩形塊，在該艙門橫梁9上均布有三個彈簧14的安裝孔。2個艙門縱梁7的一端固定在艙門橫梁9的ー側(cè)表面上；2個艙門縱梁7長度方向的中心線垂直于艙門橫梁9的表面并分別位于艙門橫梁9上相鄰的2個貫通孔之間。2個艙門縱梁7的另ー端有艙門轉(zhuǎn)軸的安裝孔，艙門轉(zhuǎn)軸5穿過該艙門轉(zhuǎn)軸安裝孔，兩端分別裝入模擬艙門底座4上的艙門轉(zhuǎn)軸孔內(nèi)；艙門轉(zhuǎn)軸5與艙門縱梁7上的艙門轉(zhuǎn)軸安裝孔之間轉(zhuǎn)動配合。鎖環(huán)耳片8位于艙門橫梁9的中部，位于2個艙門縱梁7之間。鎖環(huán)6采用現(xiàn)有技術，為雙“U”形結(jié)構，即鎖環(huán)6由2個倒置并且相互平行的“U”形耳片組成，在所述2個倒置“U”形耳片的頂部均有安裝艙門鎖鎖鉤掛軸的貫通孔，并且2個貫通孔同心。所述2個倒置“U”形耳片下端的側(cè)面相互連接為整體，在2個倒置“U”形耳片下端側(cè)面的連接板上均有螺栓孔，通過螺栓將鎖環(huán)6與鎖環(huán)耳片8連接。所述載荷加載機構中的彈簧14 一端掛在艙門橫梁9上的彈簧安裝孔內(nèi)，另一端掛在加載橫梁13上的彈簧安裝孔內(nèi)；所述加載橫梁13通過載荷加載螺栓12固定在位于夾具底框上。在圖5中，模擬艙門包括模擬艙門橫梁9、2個模擬艙門縱梁7、模擬艙門轉(zhuǎn)軸5、2個模擬艙門底座4、鎖環(huán)耳片8和鎖環(huán)6。模擬艙門縱梁7為一段方鋼管，一端有模擬艙門轉(zhuǎn)軸5的安裝孔。模擬艙門橫梁9為矩形鋼板，在該模擬艙門橫梁9上均布有三個彈簧14的安裝孔。模擬艙門轉(zhuǎn)軸5無縫鋼管型材加工而成，該模擬艙門轉(zhuǎn)軸的兩端有與模擬艙門底座連接的凹臺階，凹臺階的外表面分別進行精加工，以提高凹臺階外表面的光潔度。鎖環(huán)耳片8為機加件，其外形尺寸參數(shù)根據(jù)鎖環(huán)在飛機上的實際安裝情況來確定。兩個模擬艙門縱梁7并列排在一起，鎖環(huán)耳片8位于模擬艙門橫梁9的中部，位于模擬艙門縱梁7之間。模擬艙門轉(zhuǎn)軸5穿過兩個模擬艙門縱梁7的安裝孔并與其固定在一起。模擬艙門左右對稱。在圖6中，所述的模擬艙門底座4為梯形塊狀。在模擬艙門底座4底板的兩端有安裝孔，在模擬艙門底座底板的中部有模擬艙門轉(zhuǎn)軸5的安裝孔，安裝孔內(nèi)表面進行精加工。在圖7和圖8中，鎖環(huán)6為雙“U”形結(jié)構，即鎖環(huán)6由2個倒置并且相互平行的“U”形耳片組成，為機加件，在所述2個倒置“U”形耳片的頂部安裝有銷子和套筒。所述2個倒置“U”形耳片下端的側(cè)面相互連接為整體，在2個倒置“U”形耳片下端側(cè)面的連接板上均有螺栓孔，通過螺栓將鎖環(huán)6與鎖環(huán)耳片8連接。鎖環(huán)6的外形尺寸參數(shù)根據(jù)飛機上安裝的的實物來確定。在圖8中，模擬艙門轉(zhuǎn)軸5兩端的凹臺階分別插入到模擬艙門底座4上的模擬艙門轉(zhuǎn)軸安裝孔內(nèi)，并與之形成轉(zhuǎn)動副。鎖環(huán)6通過螺栓與鎖環(huán)耳片連接到一起，二者的連接方式與飛機上的實際連接方式相同。載荷加載機構包括彈簧14、加載橫梁13、載荷加載螺栓12和載荷加載螺母11。加載橫梁13為桿件，在該加載橫梁13的兩端有豎直方向的螺栓孔,用于安裝載荷加載螺栓12,直徑稍大于載荷加載螺栓12的直徑；該加載橫梁13的中間部分上均布有三個水平方向的彈簧14的安裝孔。在圖12中，載荷加載螺栓的端頭為長方體形狀。在圖3中，鎖支架I包括水平支板、垂直支板和兩側(cè)的頂板。所述垂直支板為“凸”字形，所凸出部分上有艙門鎖的安裝孔，用于固定安裝艙門鎖19，安裝孔的位置與艙門鎖 19上螺栓孔的位置相對應。在水平支板的上表面有支撐板，該支撐板的一個邊與水平支板的上表面固定，另ー個邊與垂直支板凸出部分的表面固定連接，通過該支撐板將水平支板與垂直支板固定連接；水平支板與垂直支板之間的夾角為直角。鎖支架I兩側(cè)的頂板分別固定在水平支板與垂直支板兩端，并位于水平支板與垂直支板之間的夾角內(nèi)；鎖支架I兩側(cè)頂板的外表面之間的距離與夾具兩側(cè)壁板3內(nèi)表面之間的距離相同。在圖4中，夾具采用鋁合金制成，包括兩側(cè)的壁板3、加強板10和多個橫向加強件
2。兩側(cè)壁板3用鋁合金板整體切割而成,在兩側(cè)壁板3上均對稱的開有兩層方形通孔；兩層方形通孔之間形成的橫梁起加強作用，并在兩側(cè)壁板3的底部形成了底框。在底框上表面分別開有3個豎直方向的螺栓孔，用于將夾具安裝到振動臺上。兩側(cè)壁板3底部的底框沿壁板3向外水平延伸，用于安裝載荷加載機構，所述底框向外水平延伸部分的上表面有載荷加載螺栓12的安裝孔和與載荷加載螺栓12的端頭相配合的長方形凹臺階。兩側(cè)壁板3的中部和上部還分布有多個水平方向的螺栓孔，分別用來安裝模擬艙門底座4、限位橫梁底座15和鎖支架I。橫向加強件2為機加件，由與壁板3同樣厚度的招合金板加工而成,其橫截面形狀為“U”形。加強板10同樣由鋁合金加工而成。夾具的兩側(cè)壁板3之間通過橫向加強件2固連，形成了框形的夾具。夾具兩側(cè)固接有加強板10。在圖I和圖9中，限位橫梁17為機加件，其中間厚度最厚，并向兩端逐漸減小。其上側(cè)的棱邊倒圓角。限位橫梁底座15為機加件，其中間有ー個凹槽，用以搭接限位橫梁18，并在凹槽底部有ー個螺栓孔，用以通過螺栓連接限位橫梁17、調(diào)整墊片16和限位橫梁底座15。在其底面有兩個螺栓孔，用以將其固定到夾具上。調(diào)整墊片16為矩形的薄片狀結(jié)構，中間有螺栓孔。在圖10和圖11中，限位橫梁17的兩端搭接在限位橫梁底座15的凹槽中，二者之間墊有調(diào)整墊片16，并通過螺栓將限位橫梁17、調(diào)整墊片16和限位橫梁底座15連接在一起。模擬艙門縱梁7搭接到限位橫梁17上，并其對有向下的載荷。在圖2中，裝配時，將2個限位橫梁底座15固定在夾具兩側(cè)的壁板3之間，并將調(diào)整墊片16和限位橫梁17的兩端分別裝入所述限位橫梁底座15的凹槽內(nèi)，并用螺栓將三者固接；模擬艙門的模擬艙門轉(zhuǎn)軸5兩端的凹臺階分別安裝入模擬艙門底座4的模擬艙門轉(zhuǎn)軸安裝孔內(nèi)，然后將2個模擬艙門底座4固定在夾具兩側(cè)的壁板3之間；所述限位橫梁底座15和模擬艙門底座4分別位于夾具兩側(cè)壁板3的前立框和后立框上。安裝后的模擬艙門為水平狀態(tài)，且模擬艙門縱梁7搭接在艙門限位橫梁16上面。鎖支架I水平支板的下表面安裝在夾具上表面，并使鎖支架I的垂直支板和兩側(cè)的頂板與夾具兩側(cè)壁板貼合。艙門鎖固定在鎖支架I的垂直支板外表面，并使艙門鎖鎖鉤18能與位于模擬艙門上鎖環(huán)6的鎖鉤掛軸配合。在圖13中，將兩個載荷加載螺栓12分別從下面裝入夾具的兩個壁板3下面向外水平延伸部分的加載螺栓安裝孔，且載荷加載螺栓12的端頭與壁板3下面的凹臺階配合。在圖2中，將加載橫梁13兩端的螺栓孔分別套到載荷加載螺栓12上，然后在載荷加載螺栓12上分別擰上載荷加載螺母1 1。載荷加載機構中有3個彈簧14，各個彈簧14的下端分別安裝在加載橫梁13上的各個彈簧安裝孔內(nèi)，各個彈簧14的上端分別安裝在模擬艙門的模擬艙門橫梁9上的各個彈簧安裝孔內(nèi)。使用時，將艙門鎖19安裝到試驗裝置的鎖支架I上；然后將整個試驗裝置放入綜合環(huán)境試驗箱中，并通過壁板3下部豎直方向的螺栓孔將試驗裝置安裝到綜合環(huán)境試驗箱的振動臺擴展臺面上；最后將艙門鎖接上液壓管。進行試驗時，將載荷加載螺母11向下擰，螺母11帶動加載橫梁13向下移動，并將彈簧拉長，從而實現(xiàn)將彈簧載荷加載到模擬艙門上，由此來模擬飛機實際飛行中艙門所受的氣動カ載荷。通過控制調(diào)整墊片16的數(shù)量來控制模擬艙門的自由位置，從而模擬艙門的不同收上位置。
權利要求1.ー種飛機艙門鎖可靠性試驗裝置，其特征在于，包括夾具、載荷加載機構、模擬艙門、限位橫梁、和鎖支架；所述鎖支架固定在夾具的上表面，艙門鎖安裝在鎖支架上；所述模擬艙門包括艙門橫梁、2個艙門縱梁、艙門轉(zhuǎn)軸、模擬艙門底座、鎖環(huán)耳片和鎖環(huán)，所述載荷加載機構包括彈簧、加載橫梁、載荷加載螺栓和載荷加載螺母；在該艙門橫梁上均布有三個彈簧的安裝孔；2個艙門縱梁的一端均固定在艙門橫梁的ー側(cè)表面上；2個艙門縱梁長度方向的中心線垂直于艙門橫梁的表面并分別位于艙門橫梁上相鄰的2個貫通孔之間；2個艙門縱梁的另一端有艙門轉(zhuǎn)軸的安裝孔，艙門轉(zhuǎn)軸穿過該艙門轉(zhuǎn)軸安裝孔，兩端分別裝入模擬艙門底座上的艙門轉(zhuǎn)軸孔內(nèi)；鎖環(huán)耳片位于艙門橫梁的中部；鎖環(huán)與鎖環(huán)耳片連接；所述載荷加載機構中的彈簧一端掛在艙門橫梁上的彈簧安裝孔內(nèi)，另一端掛在加載橫梁上的彈簧安裝孔內(nèi)；所述加載橫梁通過載荷加載螺栓固定在位于夾具底框上。
2.如權利要求I所述ー種飛機艙門鎖可靠性試驗裝置，其特征在于，所述的模擬艙門底座上有安裝孔，在模擬艙門底座底板的中部有模擬艙門轉(zhuǎn)軸的安裝孔，安裝孔內(nèi)表面進 行精加工。
3.如權利要求I所述ー種飛機艙門鎖可靠性試驗裝置，其特征在于，鎖支架包括水平支板、垂直支板和兩側(cè)的頂板；所述垂直支板為“凸”字形，所凸出部分上有艙門鎖的安裝孔，安裝孔的位置與艙門鎖上螺栓孔的位置相對應；在水平支板的上表面有支撐板，該支撐板的一個邊與水平支板的上表面固定，另ー個邊與垂直支板凸出部分的表面固定連接；鎖支架兩側(cè)的頂板分別固定在水平支板與垂直支板兩端，并位于水平支板與垂直支板之間的夾角內(nèi)；鎖支架兩側(cè)頂板的外表面之間的距離與夾具兩側(cè)壁板內(nèi)表面之間的距離相同。
4.如權利要求I所述ー種飛機艙門鎖可靠性試驗裝置，其特征在于，夾具包括兩側(cè)的壁板、加強板和多個橫向加強件；兩側(cè)壁板底部的底框沿壁板向外水平延伸，用于安裝載荷加載機構，所述底框向外水平延伸部分的上表面有載荷加載螺栓的安裝孔和與載荷加載螺栓的端頭相配合的長方形凹臺階。
專利摘要一種飛機艙門鎖可靠性試驗裝置，艙門縱梁的一端均固定在艙門橫梁的一側(cè)表面上，艙門縱梁的另一端有艙門轉(zhuǎn)軸的安裝孔，艙門轉(zhuǎn)軸穿過該艙門轉(zhuǎn)軸安裝孔兩端并分別裝入模擬艙門底座上的艙門轉(zhuǎn)軸孔內(nèi)。鎖環(huán)耳片位于艙門橫梁的中部。鎖環(huán)與鎖環(huán)耳片連接。所述載荷加載機構中的彈簧一端掛在艙門橫梁上的彈簧安裝孔內(nèi)，另一端掛在加載橫梁上的彈簧安裝孔內(nèi)。所述加載橫梁通過載荷加載螺栓固定在位于夾具底框上。本實用新型通過模擬艙門來代替實際的艙門，并將受到的氣動力載荷傳遞到艙門鎖上，對艙門鎖進行多種故障模擬試驗。本實用新型體積小，結(jié)構簡單，加工要求低，能夠配合綜合環(huán)境試驗箱間隙艙門鎖的高低溫、鹽霧、振動、砂塵實驗。
文檔編號B64F5/00GK202481325SQ20122004863
公開日2012年10月10日 申請日期2012年2月15日 優(yōu)先權日2012年2月15日
發(fā)明者喻天翔, 孫中超, 宋筆鋒, 崔衛(wèi)民 申請人:西北工業(yè)大學