一種飛機腳蹬機構(gòu)間隙測量裝置的制造方法
【專利摘要】本實用新型涉及一種飛機腳蹬機構(gòu)間隙測量裝置，所述飛機腳蹬機構(gòu)間隙測量裝置包括外筒、內(nèi)筒、刻度盤、平衡端、左力臂、右力臂、左支撐、右支撐；左支撐和右支撐分別與飛機左右腳踏板或腳蹬軸用螺釘連接的方式予以夾持連接；外筒一端螺連刻度盤，外筒另一端即外筒過渡端與左力臂上端通過螺釘連接，左力臂下端與左支撐螺釘連接；內(nèi)筒一端連接平衡端且均置于外筒內(nèi)，內(nèi)筒另一端即內(nèi)筒過度端與右力臂上端通過螺釘連接，右力臂下端與右支撐螺釘連接；左力臂及左支撐與右力臂及右支撐對稱安裝。本實用新型的飛機腳蹬機構(gòu)間隙測量裝置可有效地提高腳蹬間隙測量的準確性，及避免了以往在座艙內(nèi)彎腰測量同時受空間限制的種種不便，大大減輕間隙測量的工作強度。
【專利說明】
一種飛機腳蹬機構(gòu)間隙測量裝置
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明屬于飛機全機主操縱系統(tǒng)疲勞試驗檢查或飛機維護檢查技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉 及一種飛機腳蹬機構(gòu)間隙測量裝置，用于在試驗現(xiàn)場或維護現(xiàn)場進行飛機腳蹬機構(gòu)間隙的 工程測量。
【背景技術(shù)】
[0002] 以往在飛機全機主操縱系統(tǒng)疲勞試驗現(xiàn)場或者外場飛機操縱系統(tǒng)檢查維護現(xiàn)場 對飛機腳蹬機構(gòu)間隙進行測量時，要求測量人員先去除腳蹬機構(gòu)立柱間的機構(gòu)蓋板等物， 然后分別在左右腳蹬立柱下部的安裝調(diào)整孔插上銷釘，將左右兩個銷釘靠近對齊后，用手 將左右腳蹬左前右后（或右前左后）相對地移動至最大距離，松手待左右腳蹬穩(wěn)定后，再用 鋼板尺測量左右銷釘在航向的相對位置，最后給出左右腳蹬前后的相對位移。除了飛機腳 蹬機構(gòu)間隙測量外，對于方向舵操縱系統(tǒng)或腳蹬機構(gòu)的系統(tǒng)調(diào)整，也是根據(jù)左右銷釘能否 對齊來進行調(diào)整的。由于在飛機全機主操縱系統(tǒng)疲勞試驗座艙內(nèi)設(shè)有加載設(shè)備、在外場飛 機座艙內(nèi)的左右腳蹬立柱之間設(shè)有機構(gòu)蓋板等物，因此，在腳蹬機構(gòu)間隙測量的過程中受 座艙內(nèi)空間的限制，往往使得腳蹬機構(gòu)間隙的測量或者對方向舵操縱系統(tǒng)的調(diào)整很不方 便，另外，如果拆卸這些加載設(shè)備或機構(gòu)蓋板等物并且在間隙測量后再予以恢復(fù)安裝則費 時費力?？梢姡陲w機全機主操縱系統(tǒng)疲勞試驗現(xiàn)場或者外場飛機操縱系統(tǒng)檢查維護現(xiàn)場 的腳蹬機構(gòu)間隙測量的工作負擔較重。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003] 本發(fā)明的目的是提供一種飛機腳蹬機構(gòu)間隙測量裝置，解決目前的飛機腳蹬測量 費時費力、工作量繁重，或測量精度不高的問題。
[0004] 為達到上述目的，本發(fā)明采用的技術(shù)方案是:一種飛機腳蹬機構(gòu)間隙測量裝置，所 述飛機腳蹬機構(gòu)間隙測量裝置包括外筒、內(nèi)筒、刻度盤、平衡端、左力臂、右力臂、左支撐、右 支撐;左支撐和右支撐分別與飛機左右腳踏板或腳蹬軸用螺釘連接的方式予以夾持連接； 外筒一端螺連刻度盤，外筒另一端即外筒過渡端與左力臂上端通過螺釘連接，左力臂下端 與左支撐螺釘連接；內(nèi)筒一端連接平衡端且均置于外筒內(nèi)，內(nèi)筒另一端即內(nèi)筒過度端與右 力臂上端通過螺釘連接，右力臂下端與右支撐螺釘連接;左力臂及左支撐與右力臂及右支 撐對稱安裝。
[0005] 進一步地，左力臂與右力臂相同，左支撐與右支撐相同，且左力臂及左支撐的安裝 結(jié)構(gòu)與右力臂及右支撐的安裝結(jié)構(gòu)相同。
[0006] 進一步地，左支撐包括支撐主件、支撐配件、特型橡膠墊和橡膠墊;支撐主件為叉 耳式板型體結(jié)構(gòu)，支撐主件的叉耳部分與左力臂的下端螺接，支撐主件的板型部分與特型 橡膠墊膠接為一體;支撐配件與橡膠墊膠接為一體，且支撐主件、支撐配件、特型橡膠墊和 橡膠墊的中部協(xié)調(diào)鉆孔或配孔，左支撐和左腳蹬螺接。
[0007] 進一步地，特型橡膠墊同一面的橫向設(shè)有半圓弧凹槽，所述半圓弧凹槽與腳蹬軸 固定連接，縱向設(shè)有梯形凹槽，所述梯形凹槽與支撐配件及腳踏板固定連接。
[0008] 進一步地，刻度盤連接在外筒端頭，內(nèi)筒一端穿過刻度盤并置于外筒內(nèi)部且內(nèi)筒 與外筒相對轉(zhuǎn)動，刻度盤的外表面設(shè)置有刻度線，內(nèi)筒外表面上設(shè)有基準線，或刻度盤外表 面設(shè)置基準線，內(nèi)筒外表面設(shè)置刻度線。
[0009] 進一步地，平衡端外表面為鋸齒狀且與外筒的內(nèi)表面接觸，所述鋸齒狀的凸點頂 部形狀為圓弧形。
[0010]進一步地，左支撐與左力臂下端螺釘連接且左支撐被左力臂限位，限位位置為左 力臂與左力臂垂直位置。
[0011]進一步地，左力臂為槽型件結(jié)構(gòu)，左力臂的力臂結(jié)構(gòu)為可調(diào)式力臂結(jié)構(gòu)或固定式 力臂結(jié)構(gòu)。
[0012] 本發(fā)明的飛機腳蹬機構(gòu)間隙測量裝置將對腳蹬機構(gòu)下部左右銷釘?shù)那昂笙鄬ξ?移測量轉(zhuǎn)變?yōu)閷δ_蹬機構(gòu)上部測量裝置內(nèi)筒與外筒的相對轉(zhuǎn)動測量，更方便于測量人員現(xiàn) 場對飛機腳蹬機構(gòu)間隙進行測量，且測量精度有極大提高，避免了以往在座艙內(nèi)彎腰測量 同時受空間限制的種種不便，大大減輕間隙測量的工作強度。
【附圖說明】
[0013] 此處的附圖被并入說明書中并構(gòu)成本說明書的一部分，示出了符合本發(fā)明的實施 例，并與說明書一起用于解釋本發(fā)明的原理。
[0014] 圖1為本發(fā)明的飛機腳蹬機構(gòu)間隙測量裝置的連接示意圖；
[0015] 圖2為本發(fā)明的飛機腳蹬機構(gòu)間隙測量裝置的安裝示意圖；
[0016] 圖3為本發(fā)明的刻度盤結(jié)構(gòu)示意圖；
[0017] 圖4為本發(fā)明的內(nèi)筒及基準線示意圖；
[0018] 圖5為本發(fā)明的左力臂(或右力臂)結(jié)構(gòu)示意圖；
[0019]圖6為本發(fā)明的左力臂(或右力臂)可調(diào)式力臂結(jié)構(gòu)示意圖；
[0020]圖7為本發(fā)明的左支撐(或右支撐)結(jié)構(gòu)安裝示意圖；
[0021 ]圖8為本發(fā)明的支撐主件結(jié)構(gòu)示意圖；
[0022] 圖9為本發(fā)明的特型橡膠墊結(jié)構(gòu)示意圖；
[0023] 圖10為本發(fā)明的支撐配件及橡膠墊結(jié)構(gòu)示意圖；
[0024] 圖11為本發(fā)明的平衡端結(jié)構(gòu)示意圖；
[0025] 其中，1-外筒，2-內(nèi)筒，3-刻度盤，4-平衡端，5-左力臂，6-右力臂，7-左支撐，8-右 支撐，9-支撐主件，10-支撐配件，11-特型橡膠墊，12-橡膠墊。
【具體實施方式】
[0026] 為使本發(fā)明實施的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點更加清楚，下面將結(jié)合本發(fā)明實施例中 的附圖，對本發(fā)明實施例中的技術(shù)方案進行更加詳細的描述。在附圖中，自始至終相同或類 似的標號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實施例是本發(fā)明 一部分實施例，而不是全部的實施例。下面通過參考附圖描述的實施例是示例型的，旨在用 于解釋本發(fā)明，而不能理解為對本發(fā)明的限制?；诒景l(fā)明中的實施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人 員在沒有作出創(chuàng)造型勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發(fā)明保護的范圍。下 面結(jié)合附圖對本發(fā)明的實施例進行詳細說明。
[0027] 在本發(fā)明的描述中，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發(fā)明和簡化描述，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，因此不能理解為對本發(fā)明保護 范圍的限制。
[0028] 如圖1至圖11所示，飛機腳蹬機構(gòu)間隙測量裝置包括外筒1、內(nèi)筒2、刻度盤3、平衡 端4、左力臂5、右力臂6、左支撐7、右支撐8，左支撐7包括支撐主件9、支撐配件10、特型橡膠 墊11和橡膠墊12;左力臂5與右力臂6相同，左支撐7與右支撐8相同，所謂相同指的是材料、 結(jié)構(gòu)、尺寸等均相同，左力臂5與左支撐7的安裝結(jié)構(gòu)和右力臂6與右支撐8的安裝結(jié)構(gòu)相同 且安裝對稱，對稱中心為兩腳蹬的中心位置;外筒1 一端螺連刻度盤，外筒1另一端即過度端 與左力臂5上端通過螺釘連接并固定，左力臂5下端與左支撐7通過單個螺釘連接，左支撐7 可繞螺釘旋轉(zhuǎn)但在安裝測量位置被左力臂5限位，即與左力臂5成90°垂直角（左支撐7與左 力臂5槽型件匹配，可旋轉(zhuǎn)至槽型件腹板處且被腹板擋?。粌?nèi)筒2-端連接平衡端4,平衡端 4可使內(nèi)筒2在外筒1內(nèi)更容易地轉(zhuǎn)動或在其軸線方向伸長或壓縮運動，內(nèi)筒2另一端即過度 端與右力臂6上端通過螺釘連接并固定，右力臂6下端與右支撐8通過單個螺釘連接，右支撐 8可繞螺釘旋轉(zhuǎn)但在安裝測量位置被右力臂6限位，即與右力臂6成90°垂直角（右支撐8與右 力臂6槽型件匹配，可旋轉(zhuǎn)至槽型件腹板處且被腹板擋住）；左支撐7和右支撐8用螺釘連接 的方式分別與飛機左右腳踏板或腳蹬軸予以夾持。
[0029] 本發(fā)明的飛機腳蹬機構(gòu)間隙測量裝置通過測量人員分別將左支撐7、右支撐8對應(yīng) 夾持連接在左、右腳蹬板或腳蹬軸上，推動左右腳蹬前后相對運動至最大位置(左前右后或 者右前左后），松手待其穩(wěn)定后，讀取內(nèi)外筒相對轉(zhuǎn)動的角度數(shù)，即可知道左右腳蹬前后的 相對位移，內(nèi)外筒轉(zhuǎn)動的角度數(shù)與左右腳蹬前后相對位移的關(guān)系為：
，其中，α 為腳蹬機構(gòu)間隙測量裝置內(nèi)筒與外筒的相對轉(zhuǎn)動角度數(shù);h為間隙測量裝置左力臂5或右力 臂6的高度值，也就是左右力臂上端（內(nèi)外筒轉(zhuǎn)軸中心線）到下端螺釘連接孔之間的距離;X 為左右腳蹬前后的相對位移;在保證腳蹬機構(gòu)間隙測量裝置內(nèi)外筒在左右腳蹬立柱之間的 蓋板之上并方便測量人員讀取內(nèi)外筒相對旋轉(zhuǎn)角度的前提下，將力臂高度值設(shè)定取整，便 于測量角度與腳蹬機構(gòu)間隙測量值的換算。
[0030] 本發(fā)明的飛機腳蹬機構(gòu)間隙測量裝置的外筒1、內(nèi)筒2均有過渡端，以便與左力臂 5、右力臂6的上端螺接。
[0031] 本發(fā)明的飛機腳蹬機構(gòu)間隙測量裝置的刻度盤3,連接在外筒1的一端并與內(nèi)筒2 外表面上的軸向基準線配合使用，便于測量人員讀取內(nèi)外筒相對轉(zhuǎn)動的角度數(shù)，內(nèi)筒2外表 面上的基準線可以在整個徑向外表面刻制或標記，也可以在其徑向半表面刻制或標記。此 外，還可以在刻度盤3上刻制基準線、內(nèi)筒2外表面刻制刻度線。
[0032] 本發(fā)明的飛機腳蹬機構(gòu)間隙測量裝置的平衡端4,連接在內(nèi)筒2的一端，與外筒1接 觸的外表面為鋸齒狀，每個鋸齒表面均為"凸面"即圓弧面設(shè)計，可使得內(nèi)筒2在外筒1內(nèi)容 易轉(zhuǎn)動或在其軸線方向伸長或壓縮運動；"鋸齒"的大小和數(shù)量設(shè)置可以根據(jù)內(nèi)外筒直徑大 小進行確定，一般為8、12或16等，詳見圖11所示(圖中圓弧面未清晰表示）。
[0033] 本發(fā)明的飛機腳蹬機構(gòu)間隙測量裝置的左力臂5或右力臂6,其結(jié)構(gòu)形式為槽型管 件，分為固定高度力臂結(jié)構(gòu)形式和可調(diào)節(jié)高度力臂結(jié)構(gòu)形式兩種，視飛機腳蹬機構(gòu)間隙測 量的實際情況進行選取:在固定高度力臂不滿足間隙測量的力臂高度要求時，選取可調(diào)節(jié) 高度力臂的結(jié)構(gòu)結(jié)構(gòu)。
[0034] 本發(fā)明的腳蹬機構(gòu)間隙測量裝置的左支撐7和右支撐8均包括支撐主件9和支撐配 件10，支撐主件9 一側(cè)表面連接或粘貼有特形橡膠墊11，支撐配件10-側(cè)表面連接或粘貼有 橡膠墊12,所有螺接孔均為協(xié)調(diào)鉆孔或配鉆;將左支撐7、右支撐8分別與左、右腳蹬踏板連 接安裝時，支撐主件9的特形橡膠墊11在上貼合腳踏板，支撐配件10的橡膠墊12在下貼合腳 踏板下表面;特型橡膠墊11的結(jié)構(gòu)設(shè)計特點是，橫向即腳蹬軸向有半圓弧凹槽，方便與腳蹬 軸貼合并固定連接，縱向有梯形凹槽，方便與支撐配件10及一般腳踏板螺接固定;在腳蹬踏 板不易拆卸的情況下進行腳蹬機構(gòu)間隙測量時，如果連接螺釘在支撐主件10中部不能穿過 腳踏板，則左支撐7或右支撐8各用四個支撐配件10分別將左右腳踏板和支撐主件9 一起直 接外側(cè)夾持連接;如果連接螺釘在支撐主件10中部穿過腳踏板，則左支撐7或右支撐8各用 兩個支撐配件10與支撐主件9分別將左右腳踏板夾持連接;在腳蹬踏板可拆卸的情況下，則 左支撐7或右支撐8各用兩個支撐配件10與支撐主件9直接將左右腳蹬軸夾持連接，此時，特 型橡膠墊11的半圓弧凹槽貼合在腳蹬軸上。一般情況下，左支撐7和右支撐8與左右腳踏板 的夾持螺接，可在其支撐主件9和支撐配件10合適的螺接孔位置上用四個或四個以上的螺 釘予以連接
[0035] 另外，結(jié)合本發(fā)明的飛機腳蹬機構(gòu)間隙測量裝置在飛機座艙內(nèi)的裝配并進行腳蹬 機構(gòu)的間隙測量過程作進一步闡述：
[0036] 第一步，先按圖1所示，先將平衡端4與內(nèi)筒2左端進行螺接，同時，將刻度盤3與外 筒1右端進行螺接并固定，再將帶有平衡端3的內(nèi)筒2放入帶有刻度盤3的外筒1中，旋轉(zhuǎn)并調(diào) 整內(nèi)筒2表面的基準線位置朝上。
[0037] 第二步，將左力臂5上端與外筒1左端(過渡端)進行螺接，即連接主釘(大孔)和兩 個輔釘(小孔）；同樣，將右力臂6上端與內(nèi)筒2右端(過度端)進行螺接，即連接主釘和兩個輔 釘;左力臂5和右力臂6結(jié)構(gòu)相同但對稱安裝。在此，本發(fā)明所示的左力臂5或右力臂6的力臂 結(jié)構(gòu)有兩種形式:一是兩端有過渡端的固定高度力臂的槽型件結(jié)構(gòu)(參見圖5)，另一種是可 調(diào)節(jié)高度力臂、分段連接且兩端有過渡端的槽型件結(jié)構(gòu)(參見圖6)。
[0038]第三步，按圖1、圖7所示，將左支撐7中連接或粘貼有特型橡膠墊11的支撐主件9 (參見圖8、圖9)，與左力臂5下端進行螺接并旋轉(zhuǎn)至圖1位置;右支撐8的結(jié)構(gòu)與左支撐7相同 但安裝對稱(參見圖1)。在實際的飛機腳蹬機構(gòu)間隙測量當中，也可以根據(jù)座艙內(nèi)空間及腳 蹬機構(gòu)的實際情況，也可以將左支撐7、右支撐8按圖2所示進行安裝。拉伸或壓縮外筒1和內(nèi) 筒2的相對距離，使得左支撐7、右支撐8位置分別貼合飛機左右腳踏板。
[0039]第四步，按圖1、圖2、圖7所示，分別用四個粘貼橡膠墊12的支撐配件10(參見圖10) 以及四個以上的螺釘將飛機左腳蹬或腳蹬軸以及帶有特型橡膠墊11的左支撐主件9 一并螺 接固定；同樣，分別用四個粘貼橡膠墊12的支撐配件10以及四個或四個以上的螺釘將飛機 右腳蹬或腳蹬軸以及帶有特型橡膠墊11的右支撐主件9 一并螺接固定。一般情況下，即針對 一般飛機腳踏板且不拆卸腳踏板的情況下進行腳蹬機構(gòu)間隙測量時，左支撐7及右支撐8各 有一個支撐主件9和四個支撐配件10，分別與左右腳踏板的夾持螺接，對此，可在其支撐主 件9和支撐配件10合適的螺接孔位置上用四個或四個以上的螺釘予以連接一一如果連接螺 釘在支撐主件10中部不能穿過腳踏板，則左支撐7或右支撐8各用四個支撐配件10分別將左 右腳踏板和支撐主件9 一起直接外側(cè)夾持連接固定;如果連接螺釘在支撐主件10中部位置 可以穿過腳踏板，則左支撐7或右支撐8各用兩個支撐配件10與支撐主件9分別將左右腳踏 板夾持連接固定。在飛機腳蹬踏板可拆卸的情況下，左支撐7或右支撐8各用兩個支撐配件 10與支撐主件9直接將左右腳蹬軸夾持連接，此時，支撐主件9上的特型橡膠墊11的半圓弧 凹槽貼合在腳蹬軸上。
[0040] 第五步，分別將夾持連接左右腳蹬板或腳蹬軸的左支撐7和右支撐8進行左前右后 或者右前左后地前后相對運動，緩慢推動左右支撐相對運動至最大位置后松手，待左支撐7 和右支撐8位置穩(wěn)定后，然后讀取外筒1和內(nèi)筒2相對轉(zhuǎn)動的角度數(shù)，即根據(jù)本發(fā)明刻度盤3 刻度線及內(nèi)筒2表面基準線相對位置進行讀取。由此，可按前述內(nèi)外筒轉(zhuǎn)動的角度數(shù)與左右 腳蹬前后相對位移的關(guān)系式，換算出左右腳蹬前后的相對位移。
[0041] 本發(fā)明的飛機腳蹬機構(gòu)間隙測量裝置用于飛機全機主操縱系統(tǒng)疲勞試驗或外場 飛機維護檢查過程中對腳蹬機構(gòu)間隙即左右腳蹬前后相對自由間隙的檢查和測量。本發(fā)明 所帶來的優(yōu)點是:為減輕飛機腳蹬機構(gòu)間隙測量工作負擔，避免在座艙內(nèi)受空間影響以及 加載設(shè)備限制等種種不便，將傳統(tǒng)的腳蹬機構(gòu)下部銷釘前后位移測量轉(zhuǎn)變?yōu)轱w機腳蹬機構(gòu) 上部的飛機腳蹬機構(gòu)間隙測量裝置內(nèi)外筒的相對轉(zhuǎn)動角度測量，也就是直接讀取測量裝置 內(nèi)外筒的轉(zhuǎn)動刻度數(shù)，即可得到腳蹬機構(gòu)前后的相對位移，便于測量人員更有效地進行飛 機腳蹬機構(gòu)間隙測量工作，提高了測量精度。
[0042]以上所述，僅為本發(fā)明的最優(yōu)【具體實施方式】，但本發(fā)明的保護范圍并不局限于此， 任何熟悉本技術(shù)領(lǐng)域的技術(shù)人員在本發(fā)明揭露的技術(shù)范圍內(nèi)，可輕易想到的變化或替換， 都應(yīng)涵蓋在本發(fā)明的保護范圍之內(nèi)。因此，本發(fā)明的保護范圍應(yīng)以所述權(quán)利要求的保護范 圍為準。
【主權(quán)項】
1. 一種飛機腳蹬機構(gòu)間隙測量裝置，其特征在于，所述飛機腳蹬機構(gòu)間隙測量裝置包 括外筒（1)、內(nèi)筒（2)、刻度盤(3)、平衡端(4)、左力臂（5)、右力臂（6)、左支撐(7)、右支撐 (8);左支撐(7)和右支撐(8)分別與飛機左右腳踏板或腳蹬軸用螺釘連接的方式予以夾持 連接;外筒（1) 一端螺連刻度盤(3)，外筒（1)另一端即外筒過渡端與左力臂（5)上端通過螺 釘連接，左力臂(5)下端與左支撐(7)螺釘連接；內(nèi)筒(2) -端連接平衡端(4)且均置于外筒 (4)內(nèi)，內(nèi)筒(2)另一端即內(nèi)筒過度端與右力臂(6)上端通過螺釘連接，右力臂(6)下端與右 支撐(8)螺釘連接;左力臂(5)及左支撐(7)與右力臂(6)及右支撐(8)對稱安裝。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機腳蹬機構(gòu)間隙測量裝置，其特征在于，左力臂（5)與右力 臂（6)相同，左支撐(7)與右支撐(8)相同，且左力臂（5)及左支撐(7)的安裝結(jié)構(gòu)與右力臂 (6)及右支撐(8)的安裝結(jié)構(gòu)相同。3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的飛機腳蹬機構(gòu)間隙測量裝置，其特征在于，左支撐(7)包括支 撐主件(9)、支撐配件（10)、特型橡膠墊（11)和橡膠墊（12);支撐主件(9)為叉耳式板型體結(jié) 構(gòu)，支撐主件(9)的叉耳部分與左力臂(5)的下端螺接，支撐主件(9)的板型部分與特型橡膠 墊（11)膠接為一體;支撐配件（10)與橡膠墊（12)膠接為一體，且支撐主件（9)、支撐配件 (10)、特型橡膠墊(11)和橡膠墊(12)的中部協(xié)調(diào)鉆孔或配孔，左支撐和左腳蹬螺接。4. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的飛機腳蹬機構(gòu)間隙測量裝置，其特征在于，特型橡膠墊（11)同 一面的橫向設(shè)有半圓弧凹槽，所述半圓弧凹槽與腳蹬軸固定連接，縱向設(shè)有梯形凹槽，所述 梯形凹槽與支撐配件(10)及腳踏板固定連接。5. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機腳蹬機構(gòu)間隙測量裝置，其特征在于，刻度盤(3)連接在 外筒⑴端頭，內(nèi)筒⑵一端穿過刻度盤⑶并置于外筒⑴內(nèi)部且內(nèi)筒⑵與外筒⑴相對轉(zhuǎn) 動，刻度盤(3)的外表面設(shè)置有刻度線，內(nèi)筒(2)外表面上設(shè)有基準線，或刻度盤(3)外表面 設(shè)置基準線，內(nèi)筒(2)外表面設(shè)置刻度線。6. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機腳蹬機構(gòu)間隙測量裝置，其特征在于，平衡端(4)外表面 為鋸齒狀且與外筒(1)的內(nèi)表面接觸，所述鋸齒狀的凸點頂部形狀為圓弧形。7. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的飛機腳蹬機構(gòu)間隙測量裝置，其特征在于，左支撐(7)與左力 臂(5)下端螺釘連接且左支撐(7)被左力臂（5)限位，限位位置為左力臂(7)與左力臂(5)垂 直位置。8. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的飛機腳蹬機構(gòu)間隙測量裝置，其特征在于，左力臂（5)為槽型 件結(jié)構(gòu)，左力臂(5)的力臂結(jié)構(gòu)為可調(diào)式力臂結(jié)構(gòu)或固定式力臂結(jié)構(gòu)。
【文檔編號】G01B5/14GK205679175SQ201620514632
【公開日】2016年11月9日
【申請日】2016年5月31日 公開號201620514632.4, CN 201620514632, CN 205679175 U, CN 205679175U, CN-U-205679175, CN201620514632, CN201620514632.4, CN205679175 U, CN205679175U
【發(fā)明人】盧京明, 孫仁俊
【申請人】中國航空工業(yè)集團公司西安飛機設(shè)計研究所