本发明属于飞机作动筒性能检测领域，具体涉及一种飞机作动筒的机械锁在上锁状态的活动间隙检测装置。
背景技术：
飞机作动筒设计结构根据需要设计机械锁，有钢珠锁、卡环锁、横销锁三种，机械锁要有足够的强度和硬度并可靠锁紧。机械锁主要作用是防止上锁状态时作动筒的活塞杆在受极限轴向拉伸载荷并持续一定时间后，不能从作动筒的外筒中脱出，给飞机起落架提供足够的安全保障。机械锁工作时必需可靠锁紧，但要避免自锁现象，发生不能开锁的问题。作动筒机械锁在上锁状态要有足够的运动间隙，但间隙必须在设计要求的0.2～0.4mm范围内才能保证作动筒可靠工作且不发生自锁问题。机械锁安装在作动筒内部，运动间隙无法直接检测，需要一套可靠的检测装置来间接得到准确的间隙值，保证飞机的运行安全。
技术实现要素：
为了检测飞机作动筒的机械锁在上锁状态时准确的活动间隙，本发明旨在提供一种飞机作动筒的机械锁在上锁状态的活动间隙检测装置，其采取的技术方案如下：
一种飞机作动筒的机械锁在上锁状态的活动间隙检测装置，包括承力组件、动力执行机构和测量块。所述承力组件包括横梁和套筒，横梁为空心的圆管，横梁的一端设有左支座，横梁的另一端套于套筒内，左支座朝向套筒的一侧连接有左接头；套筒上远离左支座的一端设有右支座。所述动力执行机构包括缸体、活塞和活塞杆，缸体的头部朝向左接头，缸体的尾部固定于右支座，活塞设于缸体内，活塞杆与活塞连接，活塞杆由缸体的头部伸出并连接有右接头，缸体的头、尾两侧分别设有左充气管嘴和右充气管嘴。所述测量块为具有u形夹持口的板件，u形夹持口的两侧开有螺纹孔。
由此，可将处于上锁状态的飞机作动筒的外筒耳片安装于左接头上，飞机作动筒的活塞杆耳片安装于右接头上，将测量块夹持于飞机作动筒的活塞杆耳片上，再将百分表吸附在作动筒的外筒上，百分表针紧贴测量块的表面，通过对缸体上的的左充气管嘴、右充气管嘴分别充入氮气，使右接头对飞机作动筒的活塞杆的轴向施加相应大小的拉力载荷和压力载荷，从而模拟飞机作动筒在上锁时的极限拉伸状态、极限挤压状态，通过百分表分别记录此两种状态下百分表的读数，通过两读数的相减，得飞机作动筒机械锁上锁状态的运动间隙。
优选地，所述横梁的外壁设有键槽，套筒开有与键槽重合的紧定螺钉孔，紧定螺钉孔内设有紧定螺钉。横梁调整到位后，通过将紧定螺钉拧入键槽内，使横梁固定于套筒中，避免了在工作过程中横梁与套筒之间发生位移，保证检测结果的准确性。
优选地，所述套筒的横梁插入口开有一条沿套筒轴向延伸的水平槽，水平槽的末端设有一条垂直于水平槽的竖向槽，水平槽的两侧设有一对耳板，耳板表面开有螺栓孔。横梁调整到位后，通过螺栓锁紧两块耳板夹紧横梁，避免了在工作过程中横梁与套筒之间发生位移，保证检测结果的准确性。
优选地，所述左接头由单连接耳片和设于单连接耳片端部的第一连接柱组成，单连接耳片表面开有插销孔，第一连接柱表面设有外螺纹，左接头通过第一连接柱连接左支座表面的螺纹孔。将第一连接柱拧入左支座表面的螺纹孔内进行安装，通过连接插销将飞机作动筒的外筒耳片与左接头的单连接耳片连成一体，针对于不同规格的飞机作动筒进行试验时，只需更换左接头和相应的连接插销即可。
优选地，所述右接头由双连接耳片和设于双连接耳片端部的第二连接柱组成，双连接耳片的两个耳片表面开有一对同心的插销孔，第二连接柱表面设有外螺纹，右接头通过第二连接柱连接活塞杆端部的螺纹孔。将第二连接柱拧入活塞杆端部的螺纹孔内，通过连接插销将飞机作动筒的活塞杆耳片与右接头的双连接耳片连成一体，针对于不同规格的飞机作动筒进行试验时，只需更换右接头和相应的连接插销即可。
优选地，所述横梁的端部设有堵帽。堵帽与横梁螺纹连接，防止灰尘等异物进入横梁中。
本发明具备的有益效果：本发明结构简单，使用方便，通过检测飞机作动筒活塞杆与飞机外筒的相对运动，得到机械锁准确的运动间隙。解决了带机械锁的飞机作动筒机械锁在上锁状态运动间隙值的检测问题，可应用于各种有机械锁的飞机作动筒机械锁上锁状态运动间隙的检测。
附图说明
图1为本发明实施例的立体图；
图2为本发明实施例的正视图；
图3为本发明实施例的俯视图；
图4为本发明实施例中横梁的立体图；
图5为本发明实施例中横梁的主视图；
图6为本发明实施例中套筒的立体图；
图7为本发明实施例中套筒的侧视图；
图8为本发明实施例中左接头的立体图；
图9为本发明实施例中右接头的立体图；
图10为本发明实施例中测量块的立体图；
图中：横梁-1；键槽-101；套筒-2；紧定螺钉孔-201；水平槽-202；竖向槽-203；耳板-204；左支座-3；左接头-4；单连接耳片-401；第一连接柱-402；右支座-5；缸体-6；左充气管嘴-601；右充气管嘴-602；活塞-7；活塞杆-8；右接头-9；双连接耳片-901；第二连接柱-902；紧定螺钉-10；测量块-11；u形夹持口-1101；飞机作动筒-12；外筒耳片-1201；活塞杆耳片1202；插销-13；堵帽-14。
具体实施方式
以下结合附图对本发明作进一步详细说明。
参见图1-3和图8，本实施例的飞机作动筒的机械锁在上锁状态的活动间隙检测装置包括承力组件、动力执行机构和测量块11。承力组件包括横梁1和套筒2，横梁1为空心的圆管，横梁1的一端设有左支座3，横梁1的另一端套于套筒2内成h9/f8间隙配合，左支座3朝向套筒2的一侧连接有左接头4。左接头4由单连接耳片401和设于单连接耳片401端部的第一连接柱402组成，单连接耳片401表面开有插销孔，第一连接柱402表面设有外螺纹，左接头4通过第一连接柱402连接左支座3表面的螺纹孔。将第一连接柱402拧入左支座表面的螺纹孔内进行安装，通过连接插销13将飞机作动筒12的外筒耳片1201与左接头4的单连接耳片401连成一体，连接插销13、单连接耳片401、外筒耳片1201三者之间成h9/f8间隙配合，针对于不同规格的飞机作动筒进行试验时，只需更换左接头4和相应的连接插销13即可。
参见图1-3和图9，套筒2上远离左支座3的一端设有右支座5。所述动力执行机构包括缸体6、活塞7和活塞杆8，缸体6的头部朝向左接头4，缸体6的尾部固定于右支座5，活塞7设于缸体6内，活塞杆8与活塞7连接，活塞杆8由缸体6的头部伸出并连接有右接头9，缸体6的头、尾两侧分别设有左充气管嘴601和右充气管嘴602。右接头9由双连接耳片901和设于双连接耳片901端部的第二连接柱902组成，双连接耳片901的两个耳片表面开有一对同心的插销孔，第二连接柱902表面设有外螺纹，右接头9通过第二连接柱902连接活塞杆8端部的螺纹孔。将第二连接柱902拧入活塞杆8端部的螺纹孔内，通过连接插销13将飞机作动筒12的活塞杆耳片1202与右接头9的双连接耳片901连成一体，连接插销13、双连接耳片901、活塞杆耳片1202三者之间成h9/f8间隙配合，针对于不同规格的飞机作动筒进行试验时，只需更换右接头9和相应的连接插销13即可。
参见图1-5，横梁1的外壁设有键槽101，套筒2开有与键槽101重合的紧定螺钉孔201，紧定螺钉孔201内设有紧定螺钉10。横梁1调整到位后，通过将紧定螺钉201拧入键槽101内，使横梁1固定于套筒2中，避免了在工作过程中横梁1与套筒2之间发生位移，保证检测结果的准确性。横梁1的端部设有堵帽14。堵帽14与横梁1螺纹连接，防止灰尘等异物进入横梁1中。
参见图1-7，套筒2的横梁插入口开有一条沿套筒2轴向延伸的水平槽202，水平槽202的末端设有一条垂直于水平槽202的竖向槽203，水平槽202的两侧设有一对耳板204，耳板204表面开有螺栓孔。横梁1调整到位后，通过螺栓锁紧两块耳板204夹紧横梁1，避免了在工作过程中横梁1与套筒2之间发生位移，保证检测结果的准确性。
参见图10，测量块11为具有u形夹持口1101的板件，u形夹持口1101的两侧开有螺纹孔。
本实施例的使用方法：
参见图1-10，将飞机作动筒12的活塞杆收回并调节至上锁状态。利用连接插销13将飞机作动筒12的外筒耳片1201安装于左接头4上，利用连接插销13将飞机作动筒12的活塞杆耳片1202安装于右接头9上，使飞机作动筒12和本实施例的检测装置连成一体。检查活塞杆8伸出缸体6的尺寸：保证活塞7在缸体6中处于中间位置，即到缸体6左、右端行程相等。通过螺栓锁紧套筒2的两块耳板204夹紧横梁1，再将紧定螺钉201拧入键槽101内，使横梁1进一步固定于套筒2中，保证横梁1在加压过程中不产生位移。将测量块11的u形夹持口夹持于飞机作动筒12的活塞杆耳片1202上，调节测量块11的百分表测量位置与飞机作动筒12的活塞杆耳片1202的孔之间垂直度在0.02mm内，利用螺钉固定测量块11。将百分表吸附在作动筒12的外筒上，百分表针紧贴测量块11的百分表测量位置，调整百分表指针为“0”。根据不同飞机作动筒的试验要求，向缸体6上的左充气管嘴601充入检测氮气，活塞杆8受力带动飞机作动筒12的活塞杆向右运动，将飞机作动筒12的活塞杆推到右极限，检查百分表读数并记录。去掉充气装置，卸掉缸体6右腔载荷。向缸体6上的右充气管嘴602充入检测氮气，活塞杆8受力带动飞机作动筒12的活塞杆向左运动，将飞机作动筒12的活塞杆推动到左极限，检查百分表读数并记录。用左极限的读数减去右极限读数得飞机作动筒机械锁上锁状态的运动间隙，验证运动间隙是否在0.2～0.4mm内。若超出此范围，分析原因，解决问题，重新检测。
1.一种飞机作动筒的机械锁在上锁状态的活动间隙检测装置，包括承力组件、动力执行机构和测量块，其特征在于：
所述承力组件包括横梁和套筒，横梁为空心的圆管，横梁的一端设有左支座，横梁的另一端套于套筒内，左支座朝向套筒的一侧连接有左接头；套筒上远离左支座的一端设有右支座；
所述动力执行机构包括缸体、活塞和活塞杆，缸体的头部朝向左接头，缸体的尾部固定于右支座，活塞设于缸体内，活塞杆与活塞连接，活塞杆由缸体的头部伸出并连接有右接头，缸体的头、尾两侧分别设有左充气管嘴和右充气管嘴；
所述测量块为具有u形夹持口的板件，u形夹持口的两侧开有螺纹孔。
2.根据权利要求1所述的飞机作动筒的机械锁在上锁状态的活动间隙检测装置，其特征在于：所述横梁的外壁设有键槽，套筒开有与键槽重合的紧定螺钉孔，紧定螺钉孔内设有紧定螺钉。
3.根据权利要求1所述的飞机作动筒的机械锁在上锁状态的活动间隙检测装置，其特征在于：所述套筒的横梁插入口开有一条沿套筒轴向延伸的水平槽，水平槽的末端设有一条垂直于水平槽的竖向槽，水平槽的两侧设有一对耳板，耳板表面开有螺栓孔。
4.根据权利要求1-3中任意一项权利要求所述的飞机作动筒的机械锁在上锁状态的活动间隙检测装置，其特征在于：所述左接头由单连接耳片和设于单连接耳片端部的第一连接柱组成，单连接耳片表面开有插销孔，第一连接柱表面设有外螺纹，左接头通过第一连接柱连接左支座表面的螺纹孔。
5.根据权利要求1-3中任意一项权利要求所述的飞机作动筒的机械锁在上锁状态的活动间隙检测装置，其特征在于：所述右接头由双连接耳片和设于双连接耳片端部的第二连接柱组成，双连接耳片的两个耳片表面开有一对同心的插销孔，第二连接柱表面设有外螺纹，右接头通过第二连接柱连接活塞杆端部的螺纹孔。
6.根据权利要求1-3中任意一项权利要求所述的飞机作动筒的机械锁在上锁状态的活动间隙检测装置，其特征在于：所述横梁的端部设有堵帽。
技术总结