本發(fā)明屬于飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種飛機(jī)操作系統(tǒng)駕駛盤轉(zhuǎn)軸。
背景技術(shù)：
飛機(jī)操縱系統(tǒng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，目前的飛機(jī)沒有對駕駛盤施加的力進(jìn)行監(jiān)測，因此無法準(zhǔn)確獲得駕駛盤上作用力的大小，影響飛機(jī)的飛行安全。為了保證操縱系統(tǒng)的使用安全可靠，要求轉(zhuǎn)軸的靜強(qiáng)度和疲勞性能在不低于現(xiàn)有飛機(jī)上安裝件的前提下，對轉(zhuǎn)軸進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。對現(xiàn)有的駕駛盤轉(zhuǎn)軸進(jìn)行試驗(yàn)時(shí)，當(dāng)應(yīng)變片粘貼在相應(yīng)位置后，與應(yīng)變片連接的線纜放置問題便會(huì)突出出來，即當(dāng)試驗(yàn)時(shí)線纜會(huì)纏繞住駕駛盤轉(zhuǎn)軸，造成試驗(yàn)無法繼續(xù)、或影響試驗(yàn)的準(zhǔn)確性。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：
本發(fā)明的目的是提供一種飛機(jī)操作系統(tǒng)駕駛盤轉(zhuǎn)軸，解決目前的駕駛盤轉(zhuǎn)軸進(jìn)行試驗(yàn)時(shí)與應(yīng)變片連接的線纜會(huì)纏繞轉(zhuǎn)軸的問題。
為達(dá)到上述目的，本發(fā)明采用的技術(shù)方案是：一種飛機(jī)操縱系統(tǒng)駕駛盤轉(zhuǎn)軸，駕駛盤轉(zhuǎn)軸一端為駕駛盤端并與飛機(jī)駕駛盤連接，另一端為鏈條端并與操作系統(tǒng)連接，在駕駛盤轉(zhuǎn)軸中部有測扭區(qū)域，在所述測扭區(qū)域上貼有應(yīng)力片，從所述駕駛盤轉(zhuǎn)軸測扭區(qū)域向所述鏈條端設(shè)有兩個(gè)斜孔，兩個(gè)所述斜孔沿所述駕駛盤轉(zhuǎn)軸的軸線對稱，且兩個(gè)斜孔軸線的交點(diǎn)位于所述駕駛盤轉(zhuǎn)軸的軸線上，從駕駛盤轉(zhuǎn)軸鏈條端的端面向駕駛盤端設(shè)有連接孔，所述連接孔的軸線與所述駕駛盤轉(zhuǎn)軸的軸線共線，且所述連接孔的軸線交于所述交點(diǎn)；所述應(yīng)變片的線纜穿過斜孔后從所述連接孔穿出。
進(jìn)一步地，所述斜孔的軸線與所述駕駛盤轉(zhuǎn)軸的軸線的夾角為45°。
進(jìn)一步地，所述連接孔的直徑大于所述斜孔的直徑。
本發(fā)明的一種飛機(jī)操作系統(tǒng)駕駛盤轉(zhuǎn)軸通過在本體上設(shè)有斜孔及連接孔，在測扭區(qū)域布置應(yīng)力片后，線纜即可從斜孔及連接孔穿出，解決了試驗(yàn)過程中線纜會(huì)纏繞駕駛盤轉(zhuǎn)軸的問題，實(shí)現(xiàn)了駕駛盤對駕駛盤轉(zhuǎn)軸施加的力的測量，從而對駕駛盤轉(zhuǎn)軸的優(yōu)化提供依據(jù)。
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，示出了符合本發(fā)明的實(shí)施例，并與說明書一起用于解釋本發(fā)明的原理。
圖1為本發(fā)明一實(shí)施例的駕駛盤轉(zhuǎn)軸結(jié)構(gòu)示意圖。
其中，1-駕駛盤轉(zhuǎn)軸，2-測扭區(qū)域，3-應(yīng)力片，4-斜孔，5-連接孔。
具體實(shí)施方式
為使本發(fā)明實(shí)施的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點(diǎn)更加清楚，下面將結(jié)合本發(fā)明實(shí)施例中的附圖，對本發(fā)明實(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)施例是本發(fā)明一部分實(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(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，都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。下面結(jié)合附圖對本發(fā)明的實(shí)施例進(jìn)行詳細(xì)說明。
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(hù)范圍的限制。
如圖1所示為本發(fā)明的飛機(jī)操作系統(tǒng)駕駛盤轉(zhuǎn)軸，其一端與飛機(jī)駕駛盤連接，另一端與操作系統(tǒng)(即下一級構(gòu)件)連接，當(dāng)需要了解對駕駛盤轉(zhuǎn)軸的靜強(qiáng)度和疲勞性能時(shí)，便對其進(jìn)行試驗(yàn)時(shí)。試驗(yàn)時(shí)在駕駛盤上施加的力，通過與駕駛盤連接的駕駛盤轉(zhuǎn)軸傳遞到下一級構(gòu)件。為了保證飛機(jī)的飛行安全，需監(jiān)測作用在駕駛盤上的力對駕駛盤轉(zhuǎn)軸的影響，對轉(zhuǎn)軸上的扭矩進(jìn)行實(shí)時(shí)測量。首相將應(yīng)力片粘貼于駕駛盤轉(zhuǎn)軸的測扭區(qū)域，之后將與應(yīng)力片連接的線纜穿過駕駛盤轉(zhuǎn)軸上的斜孔，多條線纜匯總后從連接孔穿出。需要理解的是，在測扭區(qū)域粘貼的應(yīng)力片的數(shù)量根據(jù)實(shí)際需要可以自由選擇，當(dāng)多個(gè)應(yīng)力片粘貼后，多條線纜便分成兩組，分別從兩個(gè)斜孔穿出，線纜分組原則以靠近的斜孔為準(zhǔn)，可以不均勻分配。此外，在駕駛盤轉(zhuǎn)軸上相應(yīng)位置打兩個(gè)斜孔及一個(gè)連接孔沒有破壞駕駛盤轉(zhuǎn)軸的結(jié)構(gòu)，在試驗(yàn)時(shí)不會(huì)對試驗(yàn)結(jié)果造成影響。
本發(fā)明的飛機(jī)操作系統(tǒng)駕駛盤轉(zhuǎn)軸具有如下優(yōu)點(diǎn)：
(1)對斜孔或連接孔進(jìn)行任意截面，抗扭截面系數(shù)損失非常小，開孔處剪應(yīng)力取決于截面直徑；
(2)因轉(zhuǎn)軸自身處于封閉環(huán)境中，將應(yīng)變片的導(dǎo)線通道設(shè)計(jì)在轉(zhuǎn)軸內(nèi)部，避免了軸在轉(zhuǎn)動(dòng)的同時(shí)，導(dǎo)線隨軸的轉(zhuǎn)動(dòng)纏繞到軸上。
以上所述，僅為本發(fā)明的最優(yōu)具體實(shí)施方式，但本發(fā)明的保護(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(hù)范圍之內(nèi)。因此，本發(fā)明的保護(hù)范圍應(yīng)以所述權(quán)利要求的保護(hù)范圍為準(zhǔn)。