本發(fā)明涉及飛機(jī)艙門耐久性試驗，具體涉及一種驗證飛機(jī)艙門耐久性開關(guān)功能的試驗方法。

背景技術(shù)：

民機(jī)艙門設(shè)計是民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)中的難點和重點，其可靠性以及增壓區(qū)艙門的氣密性能直接影響到乘客和機(jī)組人員的安全，并影響地勤人員的操作性，是適航當(dāng)局關(guān)注重點之一。

飛機(jī)艙門耐久性試驗是檢驗和測試艙門機(jī)構(gòu)運動過程中磨損對運動機(jī)構(gòu)影響的重要方法，也是為艙門設(shè)計研制提供依據(jù)的重要途徑。艙門機(jī)構(gòu)能否在設(shè)計周期內(nèi)正常運動直接影響飛行任務(wù)的完成和飛機(jī)飛行安全。通過對艙門的典型試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行深入分析，可以改進(jìn)和優(yōu)化設(shè)計，考核關(guān)鍵機(jī)構(gòu)及機(jī)構(gòu)的可靠性，從而設(shè)計出安全可靠的飛機(jī)艙門，保證飛機(jī)飛行安全。

我國在飛機(jī)艙門耐久性試驗領(lǐng)域起步較晚，尤其在引入計算機(jī)開關(guān)測試領(lǐng)域，基本屬于空白。由于飛機(jī)艙門開啟機(jī)理復(fù)雜，其涉及內(nèi)收、偏轉(zhuǎn)和外翻幾大步驟，開門軌跡復(fù)雜，參數(shù)擬合難度高。曾有使用人工重復(fù)開關(guān)門的嘗試，但因試驗本身周期長(24萬次)，人工開啟穩(wěn)定差、引入不確定因素多，難以長時間持續(xù)進(jìn)行。使用機(jī)器設(shè)備開關(guān)艙門是該試驗?zāi)芊癯晒M(jìn)行的關(guān)鍵環(huán)節(jié)。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

為了解決現(xiàn)有技術(shù)中存在的上述問題，本發(fā)明的目的在于提供一種驗證飛機(jī)艙門耐久性開關(guān)功能的試驗方法，來實現(xiàn)自動化開啟和關(guān)閉艙門，減輕人員操作負(fù)擔(dān)，滿足試驗測試要求。

根據(jù)本發(fā)明的一個方面，提供一種驗證飛機(jī)艙門耐久性開關(guān)功能的試驗方法，包括步驟：

通過微機(jī)控制協(xié)調(diào)加載試驗系統(tǒng)向步進(jìn)電機(jī)驅(qū)動器發(fā)出指令；

通過步進(jìn)電機(jī)驅(qū)動器驅(qū)動步進(jìn)電機(jī)，以帶動飛機(jī)艙門按照預(yù)定的速度和角度運動，實現(xiàn)所述飛機(jī)艙門的開關(guān)運動；

通過角位移傳感器采集所述飛機(jī)艙門的運動參數(shù)并提供到所述微機(jī)控制協(xié)調(diào)加載試驗系統(tǒng)，所述微機(jī)控制協(xié)調(diào)加載試驗系統(tǒng)將所述角位移傳感器采集到的運動參數(shù)與所述微機(jī)控制協(xié)調(diào)加載試驗系統(tǒng)內(nèi)設(shè)定的運動參數(shù)進(jìn)行比較，以確定是否控制所述飛機(jī)艙門繼續(xù)運動；以及

通過按動試驗控制臺上的保護(hù)按鈕來停止試驗。

其中，在所述飛機(jī)艙門的下方安裝副門機(jī)構(gòu)，通過副門機(jī)構(gòu)來帶動所述飛機(jī)艙門運動。

其中，飛機(jī)艙門包括通過手柄轉(zhuǎn)軸固定于所述飛機(jī)艙門的一側(cè)的手柄，所述飛機(jī)艙門的另一側(cè)通過鉸鏈機(jī)構(gòu)可轉(zhuǎn)動地固定到艙門框架，所述鉸鏈機(jī)構(gòu)包括安裝到所述飛機(jī)艙門的鉸鏈轉(zhuǎn)軸和安裝到所述艙門框架的鉸鏈轉(zhuǎn)軸，所述副門機(jī)構(gòu)包括曲架、布置在所述曲架上的第一回轉(zhuǎn)軸、第二回轉(zhuǎn)軸和第三回轉(zhuǎn)軸，所述步進(jìn)電機(jī)包括布置在第一回轉(zhuǎn)軸上的第一步進(jìn)電機(jī)、布置在第二回轉(zhuǎn)軸上的第二步進(jìn)電機(jī)和布置在第三回轉(zhuǎn)軸上的第三步進(jìn)電機(jī)，第一回轉(zhuǎn)軸與所述飛機(jī)艙門的手柄轉(zhuǎn)軸同軸布置，第二回轉(zhuǎn)軸與安裝到所述飛機(jī)艙門的鉸鏈轉(zhuǎn)軸同軸布置，第三回轉(zhuǎn)軸與安裝到所述艙門框架的鉸鏈轉(zhuǎn)軸同軸布置。

其中，所述微機(jī)控制協(xié)調(diào)加載試驗系統(tǒng)包括控制軟件、控制電腦、步進(jìn)電機(jī)驅(qū)動卡和a/d采集板；

所述控制軟件用于對所述副門機(jī)構(gòu)進(jìn)行位置清零；

所述控制電腦向所述步進(jìn)電機(jī)驅(qū)動卡發(fā)出指令，所述步進(jìn)電機(jī)驅(qū)動卡將控制參數(shù)的脈沖發(fā)送到所述步進(jìn)電機(jī)驅(qū)動器，以驅(qū)動所述步進(jìn)電機(jī)按照控制參數(shù)旋轉(zhuǎn)，從而帶動所述飛機(jī)艙門運動；以及

所述角位移傳感器將所述飛機(jī)艙門的運動參數(shù)提供給a/d采集板，所述加采集板將信號轉(zhuǎn)換成數(shù)字信號傳輸給所述控制電腦。

其中，所述試驗控制臺還設(shè)有限位開關(guān)，當(dāng)所述飛機(jī)艙門運動超限觸動所述限位開關(guān)，所述試驗控制臺自動停止試驗。

為了模擬飛機(jī)艙門的開關(guān)運轉(zhuǎn)，同時又不能給飛機(jī)艙門帶來額外的負(fù)荷，設(shè)計一套副門機(jī)構(gòu)安裝在飛機(jī)艙門試驗件的正下方，操縱飛機(jī)艙門運動的設(shè)施全部固定在副門機(jī)構(gòu)上，通過操縱副門機(jī)構(gòu)而帶動飛機(jī)艙門的運轉(zhuǎn)，實現(xiàn)開關(guān)飛機(jī)艙門的動作。

副門機(jī)構(gòu)上設(shè)三個回轉(zhuǎn)軸，這三個回轉(zhuǎn)軸分別與飛機(jī)艙門手柄轉(zhuǎn)軸和二個開關(guān)門鉸鏈轉(zhuǎn)軸同軸，在副門機(jī)構(gòu)的三個回轉(zhuǎn)軸處分別安放一個步進(jìn)電機(jī)，由電腦控制的步進(jìn)電機(jī)帶動飛機(jī)艙門手柄和開關(guān)門鉸鏈運動，從而實現(xiàn)飛機(jī)艙門的開關(guān)動作。

附圖說明

本發(fā)明的其它特征以及優(yōu)點將通過以下結(jié)合附圖詳細(xì)描述的優(yōu)選實施方式更好地理解，其中：

圖1示出了用于根據(jù)本發(fā)明的驗證飛機(jī)艙門耐久性開關(guān)功能的試驗方法的裝置的操作原理圖；

圖2示出了根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)艙門耐久性試驗裝置處于初始位置的示意圖；

圖3示出了根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)艙門耐久性試驗裝置處于中間位置的示意圖；以及

圖4示出了根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)艙門耐久性試驗裝置處于完全開啟位置的示意圖。

具體實施方式

在以下優(yōu)選的實施例的具體描述中，將參考構(gòu)成本發(fā)明一部分的所附的附圖。所附的附圖通過示例的方式示出了能夠?qū)崿F(xiàn)本發(fā)明的特定的實施例。示例的實施例并不旨在窮盡根據(jù)本發(fā)明的所有實施例?？梢岳斫?，在不偏離本發(fā)明的范圍的前提下，可以利用其它實施例，也可以進(jìn)行結(jié)構(gòu)性或者邏輯性的修改。

如圖1中所示，根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)艙門耐久性試驗裝置主要包括微機(jī)控制協(xié)調(diào)加載試驗系統(tǒng)10、步進(jìn)電機(jī)驅(qū)動器20、步進(jìn)電機(jī)30、角位移傳感器40和試驗控制臺(未圖示)。

根據(jù)本發(fā)明的優(yōu)選實施例，驗證飛機(jī)艙門耐久性開關(guān)功能的試驗方法包括步驟：

通過微機(jī)控制協(xié)調(diào)加載試驗系統(tǒng)10向步進(jìn)電機(jī)驅(qū)動器20發(fā)出指令；

通過步進(jìn)電機(jī)驅(qū)動器20驅(qū)動步進(jìn)電機(jī)30，以帶動飛機(jī)艙門50按照預(yù)定的速度和角度運動，實現(xiàn)飛機(jī)艙門50的開關(guān)運動；

通過角位移傳感器40采集飛機(jī)艙門50的運動參數(shù)并提供到微機(jī)控制協(xié)調(diào)加載試驗系統(tǒng)10，微機(jī)控制協(xié)調(diào)加載試驗系統(tǒng)10將角位移傳感器40采集到的運動參數(shù)與微機(jī)控制協(xié)調(diào)加載試驗系統(tǒng)10內(nèi)設(shè)定的運動參數(shù)進(jìn)行比較，以確定是否控制飛機(jī)艙門50繼續(xù)運動；以及

通過按動試驗控制臺上的保護(hù)按鈕來停止試驗。

其中，微機(jī)控制協(xié)調(diào)加載試驗系統(tǒng)10包括控制軟件、控制電腦11、步進(jìn)電機(jī)驅(qū)動卡12和a/d采集板13，它對試驗進(jìn)行全程控制和跟蹤，向驅(qū)動系統(tǒng)發(fā)出工作指令，采集反饋信號，協(xié)調(diào)各通道同步運行，記錄試驗次數(shù)。

步進(jìn)電機(jī)20及步進(jìn)電機(jī)驅(qū)動器30為試驗執(zhí)行機(jī)構(gòu)，它們接收微機(jī)控制協(xié)調(diào)加載試驗系統(tǒng)10發(fā)來的信號，驅(qū)動飛機(jī)艙門50按照預(yù)定的速度和角度運動。

角位移傳感器40采集飛機(jī)艙門50的開關(guān)角度和運轉(zhuǎn)速度，并將信號送給微機(jī)控制協(xié)調(diào)加載試驗系統(tǒng)10，微機(jī)控制協(xié)調(diào)加載試驗系統(tǒng)10將角位移傳感器40采集到的運動參數(shù)與微機(jī)控制協(xié)調(diào)加載試驗系統(tǒng)10內(nèi)設(shè)定的運動參數(shù)進(jìn)行比較，以確定是否控制飛機(jī)艙門50繼續(xù)運動。

試驗控制臺主要功能是遇到緊急情況時，試驗人員按動“保護(hù)”按鈕停止試驗，還有，試驗件運動超限觸動限位開關(guān)，試驗控制臺自動停止試驗。

艙門耐久性試驗控制原理圖見圖1，由控制電腦11、步進(jìn)電機(jī)驅(qū)動卡12、步進(jìn)電機(jī)驅(qū)動器20、步進(jìn)電機(jī)30、角位移傳感器40和a/d采集板13等組成閉環(huán)控制系統(tǒng)。試驗時，控制電腦11向步進(jìn)電機(jī)驅(qū)動卡12發(fā)出指令，步進(jìn)電機(jī)驅(qū)動卡12發(fā)出一系列攜帶控制參數(shù)(如：方向、速度和行程等)的脈沖給步進(jìn)電機(jī)驅(qū)動器20，步進(jìn)電機(jī)驅(qū)動器20驅(qū)動步進(jìn)電機(jī)30按照控制參數(shù)旋轉(zhuǎn)，帶動飛機(jī)艙門手柄和副門機(jī)構(gòu)運動，從而實現(xiàn)飛機(jī)艙門的運動。在副門機(jī)構(gòu)和飛機(jī)艙門手柄處安裝角位移傳感器40，采集副門機(jī)構(gòu)和飛機(jī)艙門手柄處的運動參數(shù)提供給a/d采集板13，a/d采集板13將信號轉(zhuǎn)換成數(shù)字信號傳輸給控制電腦11，控制電腦11將采集到的反饋信號與輸出信號比較，得出的差值如果進(jìn)入誤差帶允許范圍內(nèi)，則進(jìn)行下一步操作；如果差值沒有進(jìn)入誤差帶范圍內(nèi)，控制電腦11再發(fā)出指令，控制系統(tǒng)繼續(xù)運動，直到滿足要求為止，然后進(jìn)行下一步操作。

如圖2到圖4中所示，飛機(jī)艙門耐久性試驗裝置還包括副門機(jī)構(gòu)60，副門機(jī)構(gòu)60安裝在飛機(jī)艙門50的下方來帶動飛機(jī)艙門50運動。副門機(jī)構(gòu)60包括曲架61、布置在曲架61上的第一回轉(zhuǎn)軸62、第二回轉(zhuǎn)軸63和第三回轉(zhuǎn)軸64。步進(jìn)電機(jī)30包括布置在第一回轉(zhuǎn)軸62上的第一步進(jìn)電機(jī)31、布置在第二回轉(zhuǎn)軸63上的第二步進(jìn)電機(jī)32和布置在第三回轉(zhuǎn)軸64上的第三步進(jìn)電機(jī)33。飛機(jī)艙門50包括通過手柄轉(zhuǎn)軸固定于飛機(jī)艙門50的一側(cè)的手柄51，飛機(jī)艙門50的另一側(cè)通過鉸鏈機(jī)構(gòu)80可轉(zhuǎn)動地固定到艙門框架70，鉸鏈機(jī)構(gòu)80包括安裝到飛機(jī)艙門50的鉸鏈轉(zhuǎn)軸81和安裝到艙門框架70的鉸鏈轉(zhuǎn)軸82。第一回轉(zhuǎn)軸62與飛機(jī)艙門50的手柄轉(zhuǎn)軸同軸布置，第二回轉(zhuǎn)軸63與安裝到飛機(jī)艙門50的鉸鏈轉(zhuǎn)軸同軸布置，第三回轉(zhuǎn)軸64與安裝到艙門框架70的鉸鏈轉(zhuǎn)軸同軸布置。

飛機(jī)艙門50在開啟時，先順時針轉(zhuǎn)動手柄51解除飛機(jī)艙門50的鎖定狀態(tài)，此時，飛機(jī)艙門50整體不動，副門機(jī)構(gòu)60也靜止不動，只有手柄51由第一步進(jìn)電機(jī)31帶動旋轉(zhuǎn)。解鎖完成之后，手柄51繼續(xù)轉(zhuǎn)動至約126°，此過程中與手柄51連動的飛機(jī)艙門操縱機(jī)構(gòu)帶動飛機(jī)艙門50向內(nèi)收，同時手柄軸上凸輪帶動門上下活頁鉸鏈內(nèi)收且鎖鉤開閉機(jī)構(gòu)將門上鎖鉤打開，手柄51也隨飛機(jī)艙門50一同向內(nèi)收，帶動手柄51繼續(xù)轉(zhuǎn)動的第一步進(jìn)電機(jī)31也應(yīng)隨之向內(nèi)收，這樣才能避免固定在副門機(jī)構(gòu)曲架上的第一步進(jìn)電機(jī)31對手柄產(chǎn)生額外的負(fù)荷，這時微機(jī)控制協(xié)調(diào)加載試驗系統(tǒng)控制副門機(jī)構(gòu)轉(zhuǎn)動的第二步進(jìn)電機(jī)32和第三步進(jìn)電機(jī)33開始運轉(zhuǎn)，操縱副門機(jī)構(gòu)60與飛機(jī)艙門50同步同向轉(zhuǎn)動，帶動第一步進(jìn)電機(jī)31與手柄51隨動。在運動過程中，手柄51可以繼續(xù)轉(zhuǎn)動。

當(dāng)手柄51旋轉(zhuǎn)到位后，飛機(jī)艙門50運動到預(yù)計位置，調(diào)整與艙門同步運動的副門控制機(jī)構(gòu)鎖住副門機(jī)構(gòu)角度和位置，開關(guān)門執(zhí)行機(jī)構(gòu)啟動，控制副門機(jī)構(gòu)旋轉(zhuǎn)，副門機(jī)構(gòu)與飛機(jī)艙門連接機(jī)構(gòu)帶動飛機(jī)艙門一同圍繞其安裝軸旋轉(zhuǎn)，實現(xiàn)飛機(jī)艙門的開門動作。

飛機(jī)艙門的關(guān)閉過程與開門過程完全相反，控制原理相同。

本發(fā)明的技術(shù)效果在于：

1、為了模擬飛機(jī)艙門的開關(guān)運轉(zhuǎn)，同時又不能給飛機(jī)艙門帶來額外的負(fù)荷，設(shè)計一套副門機(jī)構(gòu)安裝在飛機(jī)艙門試驗件的正下方，操縱飛機(jī)艙門運動的設(shè)施全部固定在副門機(jī)構(gòu)上，通過操縱副門機(jī)構(gòu)而帶動飛機(jī)艙門的運轉(zhuǎn)，實現(xiàn)開關(guān)飛機(jī)艙門的動作。

2、副門機(jī)構(gòu)上設(shè)三個回轉(zhuǎn)軸，這三個回轉(zhuǎn)軸分別與飛機(jī)艙門手柄轉(zhuǎn)軸和二個開關(guān)門鉸鏈轉(zhuǎn)軸同軸，在副門機(jī)構(gòu)的三個回轉(zhuǎn)軸處分別安放一個步進(jìn)電機(jī)，由電腦控制的步進(jìn)電機(jī)帶動飛機(jī)艙門手柄和開關(guān)門鉸鏈運動，從而實現(xiàn)登機(jī)門的開關(guān)動作。

以上已揭示本發(fā)明的具體實施例的技術(shù)內(nèi)容及技術(shù)特點，然而可以理解，在本發(fā)明的創(chuàng)作思想下，本領(lǐng)域的技術(shù)人員可以對上述公開的各種特征和未在此明確示出的特征的組合作各種變化和改進(jìn)，但都屬于本發(fā)明的保護(hù)范圍。上述實施例的描述是示例性的而不是限制性的，本發(fā)明的保護(hù)范圍由權(quán)利要求所確定。