一种飞机舱门耐久性试验装置的制作方法

本发明涉及飞机舱门耐久性试验，具体涉及一种飞机舱门耐久性试验装置。

背景技术：

民机舱门设计是民用飞机结构中的难点和重点，其可靠性以及增压区舱门的气密性能直接影响到乘客和机组人员的安全，并影响地勤人员的操作性，是适航当局关注重点之一。

飞机舱门耐久性试验是检验和测试舱门机构运动过程中磨损对运动机构影响的重要方法，也是为舱门设计研制提供依据的重要途径。舱门机构能否在设计周期内正常运动直接影响飞行任务的完成和飞机飞行安全。通过对舱门的典型试验数据进行深入分析，可以改进和优化设计，考核关键机构及机构的可靠性，从而设计出安全可靠的飞机舱门，保证飞机飞行安全。

我国在飞机舱门耐久性试验领域起步较晚，尤其在引入计算机开关测试领域，基本属于空白。由于飞机舱门开启机理复杂，其涉及内收、偏转和外翻几大步骤，开门轨迹复杂，参数拟合难度高。曾有使用人工重复开关门的尝试，但因试验本身周期长(24万次)，人工开启稳定差、引入不确定因素多，难以长时间持续进行。使用机器设备开关舱门是该试验能否成功进行的关键环节。

技术实现要素：

为了解决现有技术中存在的上述问题，本发明的目的在于提供一种飞机舱门耐久性试验装置，来实现自动化开启和关闭舱门，减轻人员操作负担，满足试验测试要求。

根据本发明的一个方面，提供一种飞机舱门耐久性试验装置，飞机舱门包括通过手柄转轴固定于所述飞机舱门的一侧的手柄，所述飞机舱门的另一侧通过铰链机构可转动地固定到舱门框架，所述铰链机构包括安装到所述飞机舱门的铰链转轴和安装到所述舱门框架的铰链转轴，所述飞机舱门耐久性试验装置包括：

微机控制协调加载试验系统，其对试验进行全程控制和跟踪；

步进电机驱动器，其接收来自所述微机控制协调加载试验系统的指令；

步进电机，其由所述步进电机驱动器驱动，以带动所述飞机舱门按照预定的速度和角度运动，实现所述飞机舱门的开关运动；

角位移传感器，其用于采集所述飞机舱门的运动参数并提供到所述微机控制协调加载试验系统，所述微机控制协调加载试验系统将所述角位移传感器采集到的运动参数与所述微机控制协调加载试验系统内设定的运动参数进行比较，以确定是否控制所述飞机舱门继续运动；以及

试验控制台，其设有用于停止试验的保护按钮。

其中，所述飞机舱门耐久性试验装置还包括副门机构，所述副门机构安装在所述飞机舱门的下方来带动所述飞机舱门运动。

其中，所述副门机构包括曲架、布置在所述曲架上的第一回转轴、第二回转轴和第三回转轴，所述步进电机包括布置在第一回转轴上的第一步进电机、布置在第二回转轴上的第二步进电机和布置在第三回转轴上的第三步进电机，第一回转轴与所述飞机舱门的手柄转轴同轴布置，第二回转轴与安装到所述飞机舱门的铰链转轴同轴布置，第三回转轴与安装到所述舱门框架的铰链转轴同轴布置。

其中，所述微机控制协调加载试验系统包括控制软件、控制电脑、步进电机驱动卡和a/d采集板；

所述控制软件用于对所述副门机构进行位置清零；

所述控制电脑向所述步进电机驱动卡发出指令，所述步进电机驱动卡将控制参数的脉冲发送到所述步进电机驱动器，以驱动所述步进电机按照控制参数旋转，从而带动所述飞机舱门运动；以及

所述角位移传感器将所述飞机舱门的运动参数提供给a/d采集板，所述a/d采集板将信号转换成数字信号传输给所述控制电脑。

其中，所述试验控制台还设有限位开关，当所述飞机舱门运动超限触动所述限位开关，所述试验控制台自动停止试验。

为了模拟飞机舱门的开关运转，同时又不能给飞机舱门带来额外的负荷，设计一套副门机构安装在飞机舱门试验件的正下方，操纵飞机舱门运动的设施全部固定在副门机构上，通过操纵副门机构而带动飞机舱门的运转，实现开关飞机舱门的动作。

副门机构上设三个回转轴，这三个回转轴分别与飞机舱门手柄转轴和二个开关门铰链转轴同轴，在副门机构的三个回转轴处分别安放一个步进电机，由电脑控制的步进电机带动飞机舱门手柄和开关门铰链运动，从而实现飞机舱门的开关动作。

附图说明

本发明的其它特征以及优点将通过以下结合附图详细描述的优选实施方式更好地理解，其中：

图1示出了根据本发明的飞机舱门耐久性试验装置的操作原理图。

图2示出了根据本发明的飞机舱门耐久性试验装置处于初始位置的示意图；

图3示出了根据本发明的飞机舱门耐久性试验装置处于中间位置的示意图；以及

图4示出了根据本发明的飞机舱门耐久性试验装置处于完全开启位置的示意图。

具体实施方式

在以下优选的实施例的具体描述中，将参考构成本发明一部分的所附的附图。所附的附图通过示例的方式示出了能够实现本发明的特定的实施例。示例的实施例并不旨在穷尽根据本发明的所有实施例。可以理解，在不偏离本发明的范围的前提下，可以利用其它实施例，也可以进行结构性或者逻辑性的修改。

如图1中所示，根据本发明的飞机舱门耐久性试验装置主要包括微机控制协调加载试验系统10、步进电机驱动器20、步进电机30、角位移传感器40和试验控制台(未图示)。

微机控制协调加载试验系统10包括控制软件、控制电脑11、步进电机驱动卡12和a/d采集板13，它对试验进行全程控制和跟踪，向驱动系统发出工作指令，采集反馈信号，协调各通道同步运行，记录试验次数。

步进电机20及步进电机驱动器30为试验执行机构，它们接收微机控制协调加载试验系统10发来的信号，驱动飞机舱门50按照预定的速度和角度运动。

角位移传感器40采集飞机舱门50的开关角度和运转速度，并将信号送给微机控制协调加载试验系统10，微机控制协调加载试验系统10将角位移传感器40采集到的运动参数与微机控制协调加载试验系统10内设定的运动参数进行比较，以确定是否控制飞机舱门50继续运动。

试验控制台主要功能是遇到紧急情况时，试验人员按动“保护”按钮停止试验，还有，试验件运动超限触动限位开关，试验控制台自动停止试验。

舱门耐久性试验控制原理图见图1，由控制电脑11、步进电机驱动卡12、步进电机驱动器20、步进电机30、角位移传感器40和a/d采集板13等组成闭环控制系统。试验时，控制电脑11向步进电机驱动卡12发出指令，步进电机驱动卡12发出一系列携带控制参数(如：方向、速度和行程等)的脉冲给步进电机驱动器20，步进电机驱动器20驱动步进电机30按照控制参数旋转，带动飞机舱门手柄和副门机构运动，从而实现飞机舱门的运动。在副门机构和飞机舱门手柄处安装角位移传感器40，采集副门机构和飞机舱门手柄处的运动参数提供给a/d采集板13，a/d采集板13将信号转换成数字信号传输给控制电脑11，控制电脑11将采集到的反馈信号与输出信号比较，得出的差值如果进入误差带允许范围内，则进行下一步操作；如果差值没有进入误差带范围内，控制电脑11再发出指令，控制系统继续运动，直到满足要求为止，然后进行下一步操作。

如图2到图4中所示，飞机舱门耐久性试验装置还包括副门机构60，副门机构60安装在飞机舱门50的下方来带动飞机舱门50运动。副门机构60包括曲架61、布置在曲架61上的第一回转轴62、第二回转轴63和第三回转轴64。步进电机30包括布置在第一回转轴62上的第一步进电机31、布置在第二回转轴63上的第二步进电机32和布置在第三回转轴64上的第三步进电机33。飞机舱门50包括通过手柄转轴固定于飞机舱门50的一侧的手柄51，飞机舱门50的另一侧通过铰链机构80可转动地固定到舱门框架70，铰链机构80包括安装到飞机舱门50的铰链转轴81和安装到舱门框架70的铰链转轴82。第一回转轴62与飞机舱门50的手柄转轴同轴布置，第二回转轴63与安装到飞机舱门50的铰链转轴同轴布置，第三回转轴64与安装到舱门框架70的铰链转轴同轴布置。

飞机舱门50在开启时，先顺时针转动手柄51解除飞机舱门50的锁定状态，此时，飞机舱门50整体不动，副门机构60也静止不动，只有手柄51由第一步进电机31带动旋转。解锁完成之后，手柄51继续转动至约126°，此过程中与手柄51连动的飞机舱门操纵机构带动飞机舱门50向内收，同时手柄轴上凸轮带动门上下活页铰链内收且锁钩开闭机构将门上锁钩打开，手柄51也随飞机舱门50一同向内收，带动手柄51继续转动的第一步进电机31也应随之向内收，这样才能避免固定在副门机构曲架上的第一步进电机31对手柄产生额外的负荷，这时微机控制协调加载试验系统控制副门机构转动的第二步进电机32和第三步进电机33开始运转，操纵副门机构60与飞机舱门50同步同向转动，带动第一步进电机31与手柄51随动。在运动过程中，手柄51可以继续转动。

当手柄51旋转到位后，飞机舱门50运动到预计位置，调整与舱门同步运动的副门控制机构锁住副门机构角度和位置，开关门执行机构启动，控制副门机构旋转，副门机构与飞机舱门连接机构带动飞机舱门一同围绕其安装轴旋转，实现飞机舱门的开门动作。

飞机舱门的关闭过程与开门过程完全相反，控制原理相同。

本发明的技术效果在于：

1、为了模拟飞机舱门的开关运转，同时又不能给飞机舱门带来额外的负荷，设计一套副门机构安装在飞机舱门试验件的正下方，操纵飞机舱门运动的设施全部固定在副门机构上，通过操纵副门机构而带动飞机舱门的运转，实现开关飞机舱门的动作。

2、副门机构上设三个回转轴，这三个回转轴分别与飞机舱门手柄转轴和二个开关门铰链转轴同轴，在副门机构的三个回转轴处分别安放一个步进电机，由电脑控制的步进电机带动飞机舱门手柄和开关门铰链运动，从而实现登机门的开关动作。

以上已揭示本发明的具体实施例的技术内容及技术特点，然而可以理解，在本发明的创作思想下，本领域的技术人员可以对上述公开的各种特征和未在此明确示出的特征的组合作各种变化和改进，但都属于本发明的保护范围。上述实施例的描述是示例性的而不是限制性的，本发明的保护范围由权利要求所确定。