本申请属于飞机试验领域，特别涉及一种飞机襟翼作动器脱开故障试验模拟装置。
背景技术：
1、在飞机襟翼研制过程中，一般需开展襟翼作动器脱开故障试验，通过控制脱开故障模拟装置在襟翼固定卡位下发生襟翼作动器“脱开”，释放原结构对襟翼作动器的旋转约束。在脱开故障模拟过程中要求“脱开”发生的时间可控、脱开过程安全可靠，不引发次生影响，且便于安装、实施。是否能够准确可控的模拟襟翼作动器脱开是决定该试验成败的关键，襟翼作动器脱开故障模拟装置对于飞机设计、分析和适航取证具有重要的价值。
2、现有的襟翼作动器脱开故障模拟试验过程中，通过端盖和爆炸螺栓来固定襟翼作动器的转轴，当爆炸螺栓断裂后端盖无法固定，从而实现襟翼作动器转轴的旋转约束释放，即可实现作动器脱开。然而这种技术方案存在如下缺点：
3、1)一套装置仅能实现单一卡位下的脱开故障模拟；
4、2)多个爆炸螺栓的准确同步分离存在控制难度高的问题；
5、3)爆炸螺栓属于管制物品，需申报后管控使用，不易获取；
6、4)爆炸螺栓在起爆断裂过程中，分离的螺栓组成物具有较高的冲击能，威胁试验人员及设备的安全；
7、5)爆炸螺栓在爆炸分离过程中产生高温，易使结构变形而产生卡阻，试验状态更换非常困难；
8、6)爆炸螺栓的起爆需要专用设备、安全防护实施，且爆炸螺栓昂贵，大幅增加了试验成本。
技术实现思路
1、本申请的目的是提供了一种飞机襟翼作动器脱开故障试验模拟装置，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。
2、本申请的技术方案是：一种飞机襟翼作动器脱开故障试验模拟装置，包括：
3、支持结构，固定在试验台架或机翼后梁模拟件上，用于支持襟翼作动器及多孔卡位驱动轴；
4、多孔卡位驱动轴，安装在所述支持结构中，用于支持和约束襟翼作动器；
5、可控脱开机构组件，安装在支持结构上且可控的连接于多孔卡位驱动轴，通过控制所述可控脱开机构组件能够对多孔卡位驱动轴进行周向限位或解除周向限位；
6、端盖组件，固定安装在支持结构且与多孔卡位驱动轴的非襟翼作动器一端配合，以对所述多孔卡位驱动轴进行支持与限位。
7、优选的，所述支持结构包括背板和法兰，所述背板上设有螺栓孔，所述背板通过紧固件安装于试验台架或机翼后梁模拟件上，所述法兰为两个且平行固定在背板上，所述法兰之间设有内部为圆柱形的中空结构，所述中空结构用于安装多孔卡位驱动轴，所述中空结构上设有供可控脱开机构组件固定的安装凸台，所述安装凸台的中部及中空结构上设有通孔，所述通孔连通至中空结构的内部。
8、优选的，所述多孔卡位驱动轴一端设有与襟翼作动器相啮合的齿轮，所述多孔卡位驱动轴2的另一端设有台阶轴，所述台阶轴与端盖组件配合，以实现多孔卡位驱动轴的支撑与轴向限位，在多孔卡位驱动轴的齿轮与台阶轴之间设有多个周向分布的条形孔，用于将襟翼固定在不同的卡位，以开展不同襟翼卡位下的脱开故障试验。
9、优选的，所述支持结构中的背板、法兰、中空结构及所述的多孔卡位驱动轴均基于真实结构的外形和尺寸进行设计。
10、优选的，所述条形孔沿着多孔卡位驱动轴的轴线方向设置。
11、优选的，所述条形孔的数量根据试验中需要卡位的角度间隔进行确定。
12、优选的，所述可控脱开机构组件包括可紧固定位销钉、安装座、驱动电机及过渡轴，所述安装座安装在支持结构的安装凸台上，所述驱动电机安装在安装座上，所述可紧固定位销钉设置在支持结构的通孔内，所述过渡轴设置在安装座的内部，且所述过渡轴的两端分别与驱动电机和可紧固定位销钉连接，通过驱动电机带动可紧固定位销钉沿着通孔的轴线方向运动，从而使可紧固定位销钉插入多孔卡位驱动轴的齿轮中或从多孔卡位驱动轴的齿轮中拔出，实现可控脱开机构组件对多孔卡位驱动轴的周向限位或解除周向限位。
13、优选的，所述驱动电机为正反转的旋转式电机，所述过渡轴为螺纹轴或带键槽的轴，所述可紧固定位销钉与过渡轴通过相配合的螺纹或键来连接，所述安装座内部设有适配过渡轴的螺纹或键槽，通过驱动电机正向或方向旋转带动过渡轴在安装座内沿着轴线方向移动，实现可紧固定位销钉在通孔内沿着轴线方向进行移动。
14、优选的，所述条形孔的宽度大于所述可紧固定位销钉的直径0.2mm～0.5mm。
15、本申请的襟翼作动器多卡位脱开故障模拟装置在脱开过程中无快速发热问题，结构简易、成本低、易使用，卡位变换安装更便捷，且可实现多卡位脱开故障试验，通过机械装置实现脱开，无高速冲击问题，安全性较高。
1.一种飞机襟翼作动器脱开故障试验模拟装置，其特征在于，包括：
2.如权利要求1所述的飞机襟翼作动器脱开故障试验模拟装置，其特征在于，所述支持结构(1)包括背板(11)和法兰(12)，所述背板(11)上设有螺栓孔，所述背板(11)通过紧固件安装于试验台架或机翼后梁模拟件上，所述法兰(12)为两个且平行固定在背板(11)上，所述法兰(12)之间设有内部为圆柱形的中空结构(13)，所述中空结构(13)用于安装多孔卡位驱动轴(2)，所述中空结构(13)上设有供可控脱开机构组件(3)固定的安装凸台(14)，所述安装凸台(14)的中部及中空结构(1)上设有通孔(15)，所述通孔(15)连通至中空结构(13)的内部。
3.如权利要求2所述的飞机襟翼作动器脱开故障试验模拟装置，其特征在于，所述多孔卡位驱动轴(2)一端设有与襟翼作动器(5)相啮合的齿轮(21)，所述多孔卡位驱动轴2的另一端设有台阶轴，所述台阶轴与端盖组件(4)配合，以实现多孔卡位驱动轴(2)的支撑与轴向限位，在多孔卡位驱动轴(2)的齿轮(21)与台阶轴之间设有多个周向分布的条形孔(22)，用于将襟翼固定在不同的卡位，以开展不同襟翼卡位下的脱开故障试验。
4.如权利要求3所述的飞机襟翼作动器脱开故障试验模拟装置，其特征在于，所述支持结构(1)中的背板(11)、法兰(12)、中空结构(13)及所述的多孔卡位驱动轴(2)均基于真实结构的外形和尺寸进行设计。
5.如权利要求3所述的飞机襟翼作动器脱开故障试验模拟装置，其特征在于，所述条形孔(22)沿着多孔卡位驱动轴(2)的轴线方向设置。
6.如权利要求3所述的飞机襟翼作动器脱开故障试验模拟装置，其特征在于，所述条形孔(22)的数量根据试验中需要卡位的角度间隔进行确定。
7.如权利要求3所述的飞机襟翼作动器脱开故障试验模拟装置，其特征在于，所述可控脱开机构组件(3)包括可紧固定位销钉(31)、安装座(32)、驱动电机(33)及过渡轴(34)，所述安装座(32)安装在支持结构(1)的安装凸台(14)上，所述驱动电机(33)安装在安装座(32)上，所述可紧固定位销钉(31)设置在支持结构(1)的通孔(15)内，所述过渡轴(34)设置在安装座(32)的内部，且所述过渡轴(34)的两端分别与驱动电机(33)和可紧固定位销钉(31)连接，通过驱动电机(33)带动可紧固定位销钉(31)沿着通孔(15)的轴线方向运动，从而使可紧固定位销钉(31)插入多孔卡位驱动轴(2)的齿轮(21)中或从多孔卡位驱动轴(2)的齿轮(21)中拔出，实现可控脱开机构组件(3)对多孔卡位驱动轴(2)的周向限位或解除周向限位。
8.如权利要求7所述的飞机襟翼作动器脱开故障试验模拟装置，其特征在于，所述驱动电机(33)为正反转的旋转式电机，所述过渡轴(34)为螺纹轴或带键槽的轴，所述可紧固定位销钉(13)与过渡轴(34)通过相配合的螺纹或键来连接，所述安装座(32)内部设有适配过渡轴(34)的螺纹或键槽，通过驱动电机(33)正向或方向旋转带动过渡轴(34)在安装座(32)内沿着轴线方向移动，实现可紧固定位销钉(13)在通孔(15)内沿着轴线方向进行移动。
9.如权利要求7所述的飞机襟翼作动器脱开故障试验模拟装置，其特征在于，所述条形孔(22)的宽度大于所述可紧固定位销钉(13)的直径0.2mm～0.5mm。